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热防护结构设计是实现与推进高超声速飞行器发展的关键技术之一。介绍了高超声速飞行器热防护结构技术研究现状,指出了其发展趋势:由单一的热防护结构向承载/防热一体化结构及多功能一体化结构发展;超高温材料、相变材料、仿生概念和热电技术开始引入热防护结构,并给出了高超声速飞行器热防护结构设计相关建议。 相似文献
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高超声速飞行器结构材料与热防护系统 总被引:4,自引:2,他引:4
随着人类对高超声速飞行器的不断探索,结构材料和热防护系统已成为高超技术发展的瓶颈。首先介绍了X-51A和X-43A的项目概况、结构材料和热防护系统,然后分别从高超声速试飞器超高温热防护材料、大面积热防护材料和热防护系统等几方面对X-51A和X-43A试飞器进行了分析,最后提出了结构材料和热防护系统发展的关键技术。 相似文献
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壁板结构在高超声速飞行器机身和机翼中大量使用,壁板在高温及压缩/剪切等复合载荷联合作用下屈曲强度成为设计的关键。主要介绍了美国NASA在壁板高温稳定性方面的研究情况,包括壁板热屈曲理论和有限元分析及试验研究两个方面。重点分析了壁板热屈曲分析技术的研究进尺和壁板热屈曲试验技术的研究进尺。 相似文献
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高超声速飞行器鼻锥的热环境和结构热分析研究 总被引:1,自引:0,他引:1
基于典型的高超声速气动加热飞行环境,利用热流迭代修正方法对轴对称一体化结构高超声速飞行器鼻锥进行结构温度场分析.首先通过流场计算得到飞行器鼻锥的冷壁边界热流密度分布,并将其作为结构热响应有限元计算的初始边界条件.为了验证计算方法的可执行性,并为计算结果分析比较提供参考数据,首先进行只考虑导热和辐射的计算,不考虑壁面温度变化对热流影响的热流修正迭代计算.而后,针对壁面温度随时间变化,对热流密度进行修正,进行多次迭代计算模拟,用以确定高超声速飞行器鼻锥材料以及结构设计尺寸. 相似文献
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高超声速钝头体气动热分析 总被引:1,自引:0,他引:1
以高超声速再入体为例,通过求解Euler方程来确定物面边界层外缘参数.在理论与半经验公式基础上,利用参考焓方法计算了零攻角弹头的表面热流密度,得到了壁面辐射平衡温度曲线,结果验证了高超声速飞行器采用钝前缘的防热效果.在此基础上,利用有限元法,分析了球头驻点区域附近沿厚度方向的温度场,为再入弹头防热方案的初步设计提供了参考. 相似文献
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高超声速气动热环境工程算法 总被引:4,自引:0,他引:4
对高超声速飞行器气动热环境工程算法进行研究.基于Prandtl边界层理论,将流场分为边界层外的无粘流场和边界层内粘性主导的区域,并将两者的工程算法相结合,发展了一套高超声速气动热的计算方法.对于无粘流区,边界层外缘参数的计算采用完全气体模型和平衡气体模型,利用等熵条件来确定;在边界层内部,基于参考焓方法,采用经典热流密度公式,确定物体表面的气动加热.采用此方法对一些简单三维外形进行了气动热计算,证明所述方法具有较高的精度. 相似文献
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热防护技术是高超声速飞行器必须解决的关键技术之一,自1964年高超声速热防护概念首次出现以来,受到越来越多国家和机构的关注。以检索到的公发表的950篇相关文献为分析对象,总结了热防护整体发展态势;并选取NASA兰利研究中心、NASA艾姆斯研究中心、德国国家宇航中心和日本国家空间总署四个机构,详细介绍了机构整体情况、研究主题分布、重要合作对象与核心研究人员;后分析了不同时期高超声速热防护技术的发展情况。 相似文献
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高超声速飞行器气动热网格依赖性研究 总被引:1,自引:0,他引:1
《战术导弹技术》2016,(3)
采用计算流体力学方法,针对高超声速飞行器气动热数值模拟问题,研究了高超声速来流下气动热环境计算的网格依赖性。以二维圆柱为例,分析了网格雷诺数对热流计算的影响,获得了网格雷诺数及网格局部加密对热流精度的影响规律。研究结果表明,网格雷诺数小于8即可获得收敛的热流结果,激波位置处网格加密可有效改善热流预测精度。通过对X-33再入飞行器的气动热环境模拟检验了研究结论在三维模型中的适用性。 相似文献
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某高超声速飞行器中的空气舵舵轴存在5 mm缝隙裸露于外部,承受超高热流密度作用,且总体设计要求舵轴表面不能覆盖防隔热层,为保证舵轴在飞行过程中最高温度不超过700℃,提出了采用CO_2气体强迫对流与舵轴表面镀铜的组合式热控方案。同时兼顾飞行器综合热管理,液态CO_2提供的有效冷量先冷却电子设备,再进入舵轴主动冷却,从而充分利用了CO_2冷量,可同时满足电子设备冷却和舵轴热控的双重需求。计算结果表明,组合式热控方案可以使舵轴在3000 s的飞行过程中表面温度维持在700℃以下,有效地解决了局部超高热流密度轴的热控难题,评估系统代偿约11 kg,从而论证了工程应用的可行性。 相似文献
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作为一种主动热防护技术,逆向喷流因其可以显著地降低飞行器的气动加热环境,是未来主动热防护系统的一种有效的选择.本文重点开展逆向喷流降热技术的研究,围绕单喷管和多喷管逆向喷流降热技术,针对高超声速飞行器头部研究了两种逆向喷流降热方案的降热特性,研究表明单喷管逆向喷流降热具有局限性,多喷管逆向喷流降热更具鲁棒性和工程适应性,具有更广阔的应用前景. 相似文献
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