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。

高导C/C材料在疏导式热防护中的应用探索

针对高超声速飞行器飞行时气动加热严重的问题,为了保证高升阻比外形,提出疏导式热防护结构,建立了一套内置高导C/C材料的疏导式热防护结构原理模型,通过数值模拟和电弧风洞的方法对疏导式热防护结构进行了分析,得到内置高导C/C材料的防热效果.数值模拟结果表明来流马赫数为8时,模型驻点温度下降了500度,柱面最低升高了380度,实现了热流从高温区到低温区的疏导,减弱了端头的热载荷,强化了端头的热防护能力.通过电弧风洞试验可以获得相似的结果,内置普通C/C材料表层抗氧化层出现严重烧蚀,而内置高导C/C材料基本不变,验证了数值模拟方法的准确性以及内置高导C/C材料疏导式热防护结构的有效性.

疏导式热防护在翼前缘中的应用探索

针对高超声速飞行器飞行时翼前缘存在着严重的气动加热问题,为了保证翼前缘的尖锐外形,提出疏导式热防护结构,利用内置高温热管结构为翼前缘提供热防护。采用数值模拟和电弧风洞试验的方法对翼前缘疏导式结构进行了分析,得到翼前缘内置高温热管具有的防热效果。数值模拟结果表明在一定热环境条件下,翼前缘驻点温度下降了304 K,尾部最低温度升高了130 K,实现了热流从高温区到低温区的疏导,减弱了翼前缘的热载荷,强化了翼前缘的热防护能力。通过电弧风洞试验可以获得相同的热防护结果,并且在一定飞行条件下高温热管可以自适应启动,验证了数值模拟方法的准确性以及翼前缘内置高温热管疏导式热防护结构的可行性。

疏导式热防护结构传热极限特性

疏导式热防护结构通过高温热管将前缘驻点等高热流部位的热量快速疏导至大面积区域,可有效降低防热压力,实现新型飞行器前缘非烧蚀防热。然而,疏导结构内部液体工质回流受到飞行器加速过载的显著影响。通过理论评估与地面试验获得了典型过载条件下尖前缘热疏导结构的抗过载性能。结果表明,维持加热条件不变,当过载环境大于4g后,热疏导性能受到明显影响,但过载减小后疏导性能得以快速恢复。研究结论对于一体化疏导结构的设计具有重要的指导意义。

高超声速飞行器前缘疏导式热防护结构的实验研究

针对高超声速飞行器前缘疏导式防热结构的特点,设计前缘内嵌高导热率材料结构和一体化层板热管结构两类对比实验,用于验证前缘疏导式防热结构的可行性.利用球形短弧氙灯作为辐射热源模拟气动加热,分别对钢质前缘、内嵌铜材料的钢质前缘和一体化层板式热管前缘进行加热,测量前缘驻点区域和尾部翼面区域的温度变化.实验结果表明:内嵌高导热率材料的前缘疏导结构能够降低头部驻点区的温度,提高尾部低温区的温度,实现对前缘结构的热防护;以蒸馏水作为工质一体化层板式热管前缘结构,在较低热流条件下也能够实现对前缘驻点区的疏导式热防护,但在较高热流条件下,由于水蒸气压力过大使得层板式前缘结构发生破坏,体现出热管内部工作介质对结构防热效果和应用范围都起到的关键作用.

接触热阻对疏导式热防护结构防热效果的影响

采用内置高温热管的疏导式热防护结构是一种新型高效的热防护方式,热管与高温复合材料之间的接触热阻(TCR)对防热效果有重大的影响。首先给出了一种疏导式热防护结构的计算模型,进而采用间接耦合的方法建立了由接触热阻引起的热力耦合问题的计算格式,在此基础上对不同预留间隙条件下的热防护结构进行了热力耦合分析,重点考察了接触热阻对其防热效果的影响。研究结果表明,采用预留装配间隙的方法可以有效降低结构的应力水平,但同时使得界面接触热阻增加,从而使得结构驻点温度升高,因此在采用预留间隙设计时必须在考虑界面接触热阻的条件下从结构强度和温度两方面对结构进行安全性评估。

典型部件疏导式热防护试验技术研究

疏导式热防护是一种新型非烧蚀热防护技术,对未来高超声速飞行器发展具有十分重要的意义。为了验证疏导式热防护原理的有效性、合理性和优越性,并考核疏导式热防护技术实现途径的可行性,在传统热防护试验模拟技术的基础上,开发了大功率长寿命电弧加热和对流辐射耦合加热等试验技术,并考核了高温热管球柱疏导模型的疏导效果。电弧风洞试验结果表明:在高温热管球柱疏导模型防热层装入快速导热元件后,可以有效降低驻点高热流区的表面温度,提升低温区的表面温度,从而降低整体温差基本实现非烧蚀。由此可知该试验方法能够满足典型部件疏导式热防护机理探索及性能考核研究的需要。

一种热平衡等温机制的新型热防护及相关技术

给出了一种适用于高超声速飞行器热防护的新概念——疏导式热防护,其基本理论是利用热平衡等温机制,使防热层趋于一等温体,实现热负载平衡。针对这一概念,进行了较为系统的研究,包括原理、分析方法、实现疏导式热防护的关键技术。研究结果表明,疏导式热防护技术可有效地减少高热流区的温度和热应力,是一种有效的非烧蚀热防护技术。

尖前缘一体化高温热管结构设计与分析

一体化高温热管是针对新型高超声速飞行器前缘热防护需求提出的新型非烧蚀防热技术。但其在高温工作状态下具有较高的内部蒸汽压力,高温时材料力学性能会出现显著下降,且结构刚度和强度降低,对高温热管结构设计提出很高的要求。因此针对尖前缘一体化高温热管进行内部结构设计与分析,给出改变壁板厚度、添加加强肋等结构增强方式,并建立系列计算模型,分析得到壁板厚度、加强肋增强范围等结构参数变化对结构刚度、强度性能的影响规律,同时综合考虑热防护性能和结构完整性,优选出合理的设计参数,为尖前缘一体化高温热管的工程实现奠定基础。

高温热管与高导热石墨烧蚀传热性能

利用石英灯辐射加热器和电弧风洞耦合加热模拟高超声速飞行器驻点高温区的加热环境,对一种内部为高温热管和一种内部为高导热石墨的简单球柱形套装样件进行了加热试验。利用非接触红外测温装置对样件表面的温度进行了测量,通过与内部为C/C材料制成的对比样件的试验结果分析,发现高温热管和高导热石墨均能够有效地将样件驻点高温区热量传导到柱身低温区,其中高温热管样件驻点温度降低9.5%,柱身温度升高14.6%;高导热石墨驻点温度降低14.4%,柱身温度升高11.4%,显示两种材料均具有良好的热疏导效果。

疏导式结构在头锥热防护中的应用

针对高超声速飞行器工作时头锥恶劣的热环境,为了保证飞行器头锥的尖锐外形,提出疏导式热防护结构,利用内置高导热碳材料结构为飞行器头锥提供热防护.采用流固耦合方法对头锥疏导式防热结构进行了分析,验证了头锥内置高导热碳材料具有较好防热效果,其中来流马赫数(Ma)为9时头锥前缘壁面最高温度下降了21.9%,尾部最低温度升高了15.2%,实现了热流由高温区向低温区的转移,削弱了头锥的热载荷,强化了头锥的热防护能力.本文对外蒙皮结构参数、材料参数以及内部高导热碳材料导热率对头锥热防护性能的影响进行了分析,其中头锥最高温度随着蒙皮材料导热系数的增加而降低到一个稳定值;随着蒙皮材料表面黑度的增加而降低;随着蒙皮厚度的增加而升高;随着高导热碳材料导热系数的增加而呈抛物线下降.

内嵌定向高导热层疏导式结构热防护机理分析

针对飞行器高超声速飞行时严重的气动加热环境,提出内嵌定向高导热层的疏导式热防护系统.运用数值方法分析了特定条件下内嵌定向高导热层的疏导式系统的防热效果,外壁面最高温度下降了9.1%,内壁面最高温度下降了31.5%,高温区和低温区都被封闭在外层区域,内层温度更加均匀,实现了热流由高温区向低温区的转移,削弱了高温区的热载荷,强化了整体结构的热防护能力.研究表明,随着气动热流密度比与辐射散热面积比的增大,疏导结构的冷却效果增强.本文还对疏导防热系统的结构参数和材料参数对冷却效果的影响进行了分析,为结构的设计和材料的选取提供一定的依据.

尖化前缘高导热材料防热分析

针对飞行器高超声速飞行时严重的气动加热环境,提出疏导式热防护结构(TPS),为飞行器前缘提供热防护。采用有限元法和有限体积法,分别对在特定工况下飞行的尖化前缘固体域和流体域进行计算,验证了前缘内嵌高导热材料的防热效果,其中来流马赫数为6.5时,头部壁面最高温度下降了13.6%,尾部最低温度升高了16.7%,实现了热流由高温区向低温区的转移,削弱了前缘头部的热载荷,强化了前缘的热防护能力。对于耐热材料提出一个最佳厚度值,即综合考虑厚度增加带来额外的热载荷,在保证热结构稳定的同时选取最小厚度。对耐热材料黑度和高导热材料的导热系数对壁面温度的影响进行了讨论,为尖化前缘防热材料的选取提供了一定的参考依据。

高超声速飞行器热管冷却前缘结构一体化建模分析

针对高超声速飞行器工作时前缘恶劣的气动加热环境,为了保证飞行器前缘的尖锐外形,提出内嵌高温热管前缘结构.针对热管内部复杂流动与换热情况,对内嵌高温热管前缘结构进行一体化建模,将模型的核心部件液态金属热管工作状况的计算与实验进行对比以验证模型的可靠性.本文还分析了给定工况下内嵌高温热管前缘结构的热防护效果,其中壁面最高温度下降了11.6%,最低温度上升了8%,高温区和低温区均被封闭在前缘外层区域,内层温度更加均匀,实现了热流由高温区向低温区的转移,削弱了高温区的热负荷.本文还分析了接触热阻对热管冷却前缘结构效果的影响.