高超声速飞行器鼻锥迎风凹腔结构防热效能研究

对高超声速飞行器鼻锥使用迎风凹腔结构作为热防护系统时,凹腔结构的防热效能进行了数值研究。通过与相关实验对比,验证了本文数值方法的可靠性,获得了鼻锥的流场参数,外表面、凹腔内壁面的热流分布,分析了不同的凹腔尺寸参数选择对鼻锥冷却效果的影响。结果表明迎风凹腔结构能够有效的对高超声速飞行器的鼻锥尤其是驻点区域进行冷却,凹腔越深,其冷却效果越好。鼻锥气动加热的最大热流并不在尖锐唇缘的顶点,而是位于凹腔内的侧壁面上,凹腔的深度(L)变化对最大热流的出现位置影响很小。除非凹腔很浅(L/D<0.5),凹腔底面的热流值都非常小,基本可以忽略。

迎风凹腔及其组合体减阻防热技术研究进展

热防护技术是高超声速飞行器面向工程实际应用时必须要解决的关键技术之一。为实现更有效的减阻防热,学者们提出了多种热防护方案,其中迎风凹腔及其组合方式是最有效、最有发展前景的主动热防护方案之一。本文介绍了单一迎风凹腔及其与逆向射流、能量沉积、发散冷却等组合方案的作用机理并总结归纳了其研究现状。最后提出了对未来的展望,尤其是跟进并创新已有组合方案,并进行更多地面试验佐证数值模拟结果,以期早日应用于工程实际。

迎风凹腔与逆向喷流组合热防护系统冷却效果研究

对迎风凹腔与逆向喷流组合热防护系统的冷却效果进行了分析,研究了相同总压不同流速的逆向喷流对组合结构的流场、气动受力及壁面传热的影响.通过与相关的实验结果对比,验证了数值方法的可靠性.研究发现:该结构能够有效地对飞行器鼻锥表面进行冷却,引入很小总压的逆向喷流(逆喷总压比PR=0.1),组合结构的冷却效果就可以远远优于单一的迎风凹腔;相同逆向喷流总压下,逆喷速度越高,逆喷流量越大,外壁面的冷却效果越好;随逆喷流速提高,气动阻力也进一步减小.本文研究的组合结构非常适用于远程、需长时间飞行的高超声速飞行器的热防护.

凹腔尺寸对迎风凹腔与逆向喷流组合热防护系统性能的影响

针对高超声速飞行器热防护系统(TPS)的设计,对迎风凹腔与逆向喷流组合热防护系统展开研究.在数值方法实验验证的基础上,通过求解Navier-Stokes方程得到了带组合热防护系统的鼻锥的流场结构以及壁面热流分布.验证了组合热防护系统的有效性.在逆向喷流条件不变的情况下,进一步研究了凹腔的尺寸变化对其防热能力的影响.研究发现:凹腔的直径越小,深度越深,气动加热值越低.自由来流与逆向喷流形成的回流区在减少鼻锥的气动加热上起到关键的作用.相对于凹腔深度的变化,鼻锥壁面的气动加热更敏感于凹腔直径的变化.

迎风凹腔——一种有效的高超声速飞行器热防护选择

介绍了凹腔热防护方案的结构特征,阐述了在高超声速流场中放置迎风凹腔的初衷,综述了该结构作为高超声速飞行器热防护方案的发展与研究现状,论述了迎风凹腔结构的防热机理,分析了迎风凹腔防热的特点与不足。在此基础上,探讨了迎风凹腔热防护的发展方向。

飞行器鼻锥凹腔-发散组合冷却数值模拟

尖锐鼻锥冷却方案是可复用式航天飞行器研究领域一个十分重要的课题。传统发散冷却虽然可以有效降低鼻锥结构温度,但是由于驻点外极高的热流、压力,会出现驻点冷却效果差的问题。迎风凹腔结构是一种针对鼻锥驻点区域的减阻防热方案,尖锐唇口的分流作用可以使附近压力、热流降低。因此,提出一种新型冷却结构——凹腔-发散组合冷却,利用迎风凹腔结构对驻点的强化冷却解决发散冷却中驻点难以冷却的问题。以楔形鼻锥为物理模型,对发散冷却、迎风凹腔结构和凹腔-发散冷却3种冷却结构进行数值模拟,并和无冷却的纯鼻锥结构进行对比。结果表明,与传统发散冷却相比,使用凹腔-发散组合冷却可以使结构温度峰值下降16.8%;与没有冷却的纯鼻锥模型相比,鼻锥头部圆弧段表面平均温度降幅可达64%,证实了这种新型冷却结构的可行性和高效性。

高超声速飞行器逆向射流减阻防热技术综述

高超声速飞行器在飞行中存在高阻力和气动加热两大问题,逆向射流作为一种有效的减阻防热技术近年来得到广泛研究。基于逆向射流流场结构,介绍了逆向射流减阻防热方案的结构特征,论述了逆向射流减阻防热机理。通过与其它减阻防热方案进行对比,分析了逆向射流减阻防热方案存在的优势与不足。重点综述了逆向射流作为高超声速飞行器减阻防热方案的发展历史和研究现状,介绍了四种逆向射流与其他流动控制技术的组合方案。最后进一步探究了该技术未来发展趋势。