长时间高温热环境考核试验中石英灯阵的破坏及预防

目的解决220 V-6 kW石英灯管阵列在试件表面1200℃持续40 min以上试验过程中的热破坏问题。方法对灯管破坏形貌进行分析,通过热应力计算找到了爆灯的主要原因。针对现有加热器灯阵中灯头部位的热结构问题设计一套气体强制对流冷却装置,利用流体仿真分析方法获得出气管上不同出气孔孔径在相同间距条件下的气流速度、出气管外空流场状态和有灯阵时的灯头绕流冷却效果,为结构设计提供依据。结果在相同地面热环境模拟试验中成功进行了考核试验。对比有无冷却装置时的试验结果,对流换热装置能够增加灯管使用寿命,保证试验质量。结论针对灯头部位进行强制对流保护的方法,能够提高加热器在试验过程中的热环境模拟温度上限和有效试验时间,对高温长时间类热环境试验具有较好的应用和推广价值。

飞行器隔热瓦1200℃性能测试中接触热阻影响仿真与验证

目的 建立统一的飞行器隔热材料性能测试标准。方法 利用数值方法对飞行器隔热瓦1 200℃热环境性能测试中的传热模型进行计算。设计3种不同热导率和表面粗糙度的绝热材料隔热性能对比试验。在考虑接触面间凹凸点完全接触导热、接触间隙介质导热和相邻界面辐射传热联合作用时,能够获得与实测数据基本一致的计算结果。结果 试验证明,接触热阻是导致实测数据与理想传热结果相悖的主要原因。获得了接触热阻条件下热扩散系数随传热过程的变化关系,定量得到了相同测试条件下给定的3种不同热导率与粗糙度底部绝热材料对隔热性能测试结果的影响。结论 测试结果存在较大偏差的主要原因是表面粗糙度所致,两接触面在高温条件下更有利于热流传播。研究结果可为飞行器热防护系统设计与性能考核试验方案的确定提供重要参考依据。

准一维传热下冷面绝热边界材料对隔热试验结果的影响

为评估冷面绝热边界对试验结果的影响,在充分验证测控系统可控性和试验方法稳定性的基础上,分别以柔性隔热毡、刚性隔热瓦和纳米隔热材料为冷面绝热边界,对陶瓷纤维刚性隔热材料进行500℃、3000s的石英灯热辐射考核试验,并利用迭代绝热边界当量热导率的方法对试验结果进行了模拟计算和分析。结果表明,以柔性隔热毡为冷面绝热边界时隔热材料的冷面温度最高,刚性隔热瓦和纳米隔热材料为冷面绝热边界时则冷面温度较低且相近,3者间最大相对偏差高达19.0%。模拟计算证实由冷面绝热边界材料引起的接触热阻对试验结果起到了决定性作用,而不简单地取决于绝热边界材料的隔热性能。

防隔热试验用平板型石英灯加热器热环境分析

本文采用Monte-Carlo法(MCM),对用于防/隔热材料筛选或性能考核试验的平板型石英灯加热器热环境(辐射特性)进行了分析。重点对石英灯加热器中水冷反光板面积、水冷反光板与灯阵间距离、热源疏密程度、热源阵列与材料受热面间距等因素对辐射热场中典型隔热材料受热表面温度分布均匀性和热流密度进行了模拟计算。

石英灯电热特性建模分析及测试方法研究

石英灯作为红外辐射式热环境模拟试验系统的加热元件,在各类飞行器地面防隔热试验和结构热试验中已得到广泛应用。针对直接影响高温辐射试验能力的热源(即石英灯)的电热特性进行了分析。建立了热源计算模型并对4种不同灯管进行了计算和修正,所得结果与实测值间的最大相对误差小于4%。通过试验对热源在额定工况下的实际发射率进行了测量,结果表明,发射率随温度升高时的最大变化量为4.5%。对灯丝进行红外测温时可以忽略背景温度对测温精度的影响。实测系统热源温度上限可由2278℃提升至3180℃。本研究建立的模型和方法可为后续红外辐射式地面热环境模拟试验方案的优化和试验结果的预测提供可靠的技术支撑。

金属尖化前缘模型主动式热疏导性能试验研究

目的为了更好地解决高超声速飞行器舵、翼前缘及头锥等气动热环境恶劣区域的热防护问题。方法采用主动式热疏导技术,以高温液态合金为工质,设计并制作具有主动式热疏导功能的尖化前缘金属试验模型(R=5 mm)。根据模型外尺寸设计加工一套石英灯仿形加热器和热流测试模型,开展地面热环境模拟试验。结果试件在前缘中心温度530℃左右时具有瞬态启动特性。前缘中心和大面积中心最大辐射热流密度分别为1000 kw/m^2和580 kw/m^2,试件在该环境中长时间受热状态下仍具有较好的热疏导能力。试验后试件无工质泄漏和结构破坏,具有一定的可重复使用性。结论可以此热疏导方式结合现有成熟热防护技术进一步开展工程设计与应用。

球锥形罩体热力耦合试验方法研究

本试验方法是在燃气流试验设备产生的高温超声速自由射流流场热环境中,针对燃气流施加的力载荷模拟量不足的情况,设计了一套外力加载装置模拟大攻角变轨机动飞行时所承受的横向气动力,解决了本试验装置在高温环境下的力载荷模拟问题,并成功进行了球锥形罩体的热力耦合试验,本文内容对于类似的高温热力耦合试验具有重要的参考价值。

小尺寸高温透波盖板双温区边界隔热性能试验研究

针对小尺寸高温透波盖板迎风面和上表面需同时满足不同热环境的要求,研究使用一组红外辐射加热试验设备,同时进行双温区边界条件下的非线性气动加热环境等效模拟试验。在辐射换热条件下,考虑试件结构导热及周围介质换热影响,采用数值模拟方法对试验方案进行可行性分析。参照计算结果,使用石英灯高温辐射加热设备,对试件进行隔热性能考核试验,完成了双温区边界条件下的热环境加载试验。试验数据与数值模拟结果吻合度较好,验证了数值模拟方法的可信性和有效性。

平板式石英灯高温红外加热试验系统的研制与应用

为了验证可重复使用运载器和长航时临近空间高超声速飞行器热防护系统所使用的材料与结构在较大总加热量条件下的隔热性能,对平板式石英灯加热器辐射热环境进行了理论分析。在此基础上设计并制造了一套用于飞行器热防护材料和结构隔热性能地面考核试验的热环境模拟设备,并搭建了配套能源和测控系统。利用该套试验系统开展了室温至800℃冷热交变载荷热环境模拟试验、50℃/s温升速率的弹道式连续变化热边界模拟试验、批量热环境加载试验、单热源条件下的多温区非线性气动热环境等效模拟试验等典型应用,验证了加热系统长时间运行的稳定性、热辐射区域较高的温度分布均匀性和测控系统的可靠性。说明该套试验系统能够满足多种类防隔热试验的实际需求。

疏导式热防护结构试验及数值分析

以飞行器舵/翼前缘典型工况为背景,研制尖楔外形疏导式热防护试验模型,开展了原理验证试验及有限元数值计算,研究布置脉动热管的疏导式热防护结构的传热性能。疏导式热防护结构内部设置充装碱金属工质的脉动热管,完成580kW/m2和1000kW/m^(2)两种热载荷条件的石英灯辐射加热试验,脉动热管在550~600℃温度范围内正常启动并保持正常工作不少于1000s。依据地面试验结果对防热结构等效热物性进行拟合,稳定段等效热导率可达1500kW/(m·K)。开展疏导式热防护结构在翼盒单元中的应用模拟,在1000~2000kW/m^(2)热流条件下,采用疏导式热防护结构后的翼盒单元最高温度降低24.96%、冷-热端温差降低60.02%,显著提高了翼盒单元在局部高热条件下的服役能力。

聚四氟乙烯盖板双温区边界条件隔热性能试验设计

针对聚四氟乙烯盖板迎风面和上表面同时满足不同热环境模拟的试验要求,采用有限元方法,对辐射加热试验方案进行了计算分析,重点对加热灯阵高度和遮挡物距离两个影响因素进行了研究。参照计算模拟结果,采用石英灯辐射加热试验设备,对聚四氟乙烯盖板试件进行了隔热性能考核试验,实现了双温区模拟的试验要求。同时试验数据与数值模拟结果吻合度较好,验证了数值模拟方法的可信性和有效性。对于类似隔热材料性能考核试验方法研究具有重要的参考价值。

网络通信技术在燃气流超声速风洞测控系统中应用研究

燃气流超声速风洞测控系统主要由总控指挥调度系统、各测控分系统、数据库系统等组成,为了实现试验过程中各系统之间的大量数据交互,运用了端到端网络流数据传输技术、网络共享变量技术、OPC技术、NTP网络授时技术等一系列网络通信技术,实现了风洞系统的分布式运行控制及数据实时存储、数据集中显示、数据集中管理、多系统数据对时同步等功能,提高了数据传输的效率与可靠性,并且已经应用到风洞试验中,达到了预期效果。

弹箭外表面接插件高温高湿度耦合环境试验方法研究

目的在地面条件下更真实地模拟弹箭外表面电器接插件在雨、雪、雾等高湿度条件下的飞行环境,方法利用数值分析方法,通过综合对比相同喷嘴结构下不同出口尺寸的外流场形态、不同压差下喷嘴出口流量等计算结果,确定喷口尺寸和工作压力。通过涡流黏度云图,确定接插件与喷嘴的相对位置关系。通过建模对喷淋方案进行效果预测后,搭建配套试验系统,并在石英灯加热器热辐射环境下开展高温高湿度耦合环境实效模拟试验。结果试验中加热条件能够满足飞行过程中的表面温度及总加热量要求,水气环境模拟达到1.82 mm/min条件。试验后,对参试产品进行阻值测试、剖面碳化层厚度测量和热解产物分析,表征电气特性良好。结论所述试验方法能够同时有效模拟高温高湿度飞行环境,能够对雨、雪、雾等高湿度条件下的接插件产品的飞行可靠性进行有效评估。

回转体结构飞行器热力耦合场下力学性能分析

以导弹天线罩回转体结构为研究对象,采用有限元分析方法,在迎风面峰值热环境850℃、最大均布载荷0.3 MPa的极端工况下,分别求得回转体结构的温度场、静力场和热力耦合场下的变形与应力分布;同时求得该结构在不发生破坏情况下的最大安全载荷。结果表明:在温度场下回转体结构表面沿径向具有较大温度梯度,回转体结构的最大应力出现在回转体结构与内部连接环轴向交界的环向位置处;温度载荷是影响回转体结构应力应变的主要因素。在保证结构完整性的情况下,回转体结构的最大安全载荷为1.0 MPa。相关研究结果可为薄壁回转体结构的地面性能试验及可靠性设计提供参考。

热力耦合试验中仿型橡胶皮囊拟静力加载分析

在回转体结构飞行器热力耦合试验中,试验件载荷加载有多种方式,需要考虑试验件结构的特殊性,并要达到试验预期的局部载荷加载效果.试验采用了仿型橡胶皮囊加载作为加载方式,通过Catia软件建立了仿型橡胶皮囊三维结构模型,利用Ansys软件得到了仿型橡胶皮囊的变形与应力分布.结果表明:在仿型橡胶皮囊内压为0.4 MPa的工况下,皮囊最大应力为0.08 MPa,最大变形为0.08 mm;随皮囊内压增大,皮囊大端与小端的边缘均产生应力集中,且小端的变形较大,易发生变薄、裂痕甚至破损等结构性破坏,应对该位置进行加厚处理;支撑工装内仿型橡胶皮囊拟静力加载应力分布均匀,满足试验需求.

飞行器控制舵疏导式组合结构热防护性能试验与数值分析

为适应飞行器舵/翼在临近空间长航程飞行过程中气动维形的需求,以碱金属为工质,将具有高温热疏导能力的钨、钼固溶强化镍基合金疏导装置嵌套在高导热C/C防热罩和碳基柔性高导热夹层内侧。通过仿形石英灯加热器设计,开展了不同飞行环境条件下的地面性能测试试验。结合试验结果利用数值分析方法对其整体传热能力和各工况下的热防护效果进行了分析。结果表明:疏导装置启动时有效导热系数可由18.42提升至1390.00 W/(m·K),稳定状态可降低前缘峰值温度21.70%~23.04%,疏导式组合结构表面最大温差降幅64.80%,极大减小由温度梯度产生的热应力,有效提升高温环境下热结构匹配性和材料可靠性,可多次重复使用。该组合式热防护结构是解决高速飞行器前缘等高气动加热区烧蚀防热变形问题行之有效的技术途径之一,可针对新一代飞行器气动外形和飞行环境开展进一步工程应用研究。