基于表面织构的高超声速飞行器舵翼热防护技术研究

针对舵翼的气动加热现象,探究了沟槽型表面织构在某型号高超声速火箭弹舵翼上的热防护效果。建立了某型号高超声速火箭弹舵翼的三维模型,在表面添加不同种类的三角形沟槽表面织构,对一定高度和速度下飞行的舵翼进行数值仿真。仿真结果表明,舵翼前缘是气动热现象最严重的部位,对比不同尺寸的三角形沟槽表面织构,在舵翼表面添加贯通的三角形沟槽表面织构表现较好,降温2.57%。

高超声速火箭弹舵翼气动热烧蚀预测

使用有限元方法对某型号高超声速火箭弹舵翼真实飞行工况进行气动热仿真,结合动网格和生死单元法进行舵翼烧蚀过程仿真,通过编写数据映射程序实现流体场与固体场之间的数据映射。计算了采用D6AC钢作为舵翼主要材料时,舵翼的烧蚀过程和最终烧蚀形貌。仿真结果表明D6AC钢舵翼的前缘区域被烧蚀,中后部区域基本完整。通过对比电弧加热风洞试验结果可知,仿真烧蚀结果的误差在工程应用允许误差范围内,未来可使用此方法预测不同材料舵翼的动态烧蚀过程与烧蚀区域。

高超声速飞行器表面气动热传递预测

高超声速飞行器与附近大气存在着强烈的压缩与摩擦作用,产生的热传递到飞行器表面,会导致表面材料发生变形甚至烧蚀。在高超声速飞行器的设计阶段,需要准确预测飞行器气动热状况,采取相应防热措施,以保证飞行稳定性与安全性。针对某型号高超声速火箭弹,给出一种用于预测弹头热流密度的工程计算方法。为提高计算准确度,同时考虑了边界层内气体参数的变化与飞行攻角的影响,采用了参考焓法和等价锥法。计算中把弹头分为驻点、圆头和锥面区域三部分,分别采用对应的热流密度计算公式。算例验证表明,上述计算方法简捷有效,计算量小,可在飞行器概念设计与早期分析中使用。最后,将上述算法应用于某型号高超声速火箭弹弹头,计算得到飞行器在一定高度和速度飞行时的驻点和锥身热流密度,并给出不同攻角下弹头的热流密度分布状况,为飞行器设计提供依据。

织构化活塞环/缸套的瞬态热流体动力润滑分析

考虑温升对活塞环/缸套流体动力润滑的影响,联立广义Reynolds方程、膜厚方程、载荷方程、能量方程及热传导方程,建立织构化活塞环/缸套的瞬态热流体动力润滑模型;采用多重网格法和逐列扫描法进行求解,探究织构参数对热流体润滑的影响。结果表明:摩擦引起的温度升高使得最小油膜厚度和最大油膜压力变化趋势及大小均发生显著的变化,这表明在对该摩擦副进行动力润滑分析时必须考虑温升的影响;织构面密度和深度对最小油膜厚度、最大油膜压力及最大油膜温度随曲柄转角的变化趋势没有明显的影响,但对它们的值的大小产生不可忽略的影响,其中在做功冲程,小织构面密度和织构深度对应较小的最小油膜厚度和最大油膜温度,较大的最小油膜厚度。研究表明:在一定范围内,小的织构面密度和织构深度具有更优的燃油经济性,反之则具有更优的润滑可靠性。