求解飞机蒙皮耦合热效应的壁面热流函数法 被引量：17

1

作者 艾青 夏新林 唐尧 《工程热物理学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2006年第4期635-637,共3页

分析了飞机内部换热与蒙皮外辐射换热和气动换热的耦合作用,提出了一种求解飞机内外耦合热效应的工程计算方法。通过构造反映蒙皮外辐射换热和气动换热的壁面热流函数,将蒙皮外热环境转化为浮动的热边界条件,实现了飞机蒙皮外部热环境... 分析了飞机内部换热与蒙皮外辐射换热和气动换热的耦合作用,提出了一种求解飞机内外耦合热效应的工程计算方法。通过构造反映蒙皮外辐射换热和气动换热的壁面热流函数,将蒙皮外热环境转化为浮动的热边界条件,实现了飞机蒙皮外部热环境求解与蒙皮内换热求解的解耦处理,避免了难以实现的直接耦合求解。在验证该方法可靠性的基础上, 采用该方法,并结合热网络法与FLUENT软件对某型飞机外部热环境及结构热响应问题进行了计算。 展开更多

关键词 飞机蒙皮 气动换热 耦合热效应 壁面热流函数法

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高速运动物体的计算机红外成像仿真 被引量：8

2

作者 于伟杰 涂红明 彭群生 《系统仿真学报》 CAS CSCD 2000年第5期560-564,共5页

高速运动物体的计算机红外成像仿真在国防、军事、遥感探测等许多领域有着广泛的应用价值。本文从红外物理学、流体力学、空气动力学以及传热学的基本理论出发 ,通过分析高速运动物体表面与流体之间的传热过程以及其它影响其红外成像的... 高速运动物体的计算机红外成像仿真在国防、军事、遥感探测等许多领域有着广泛的应用价值。本文从红外物理学、流体力学、空气动力学以及传热学的基本理论出发 ,通过分析高速运动物体表面与流体之间的传热过程以及其它影响其红外成像的因素 ,提出了一个精确地反映气动加热作用机理的、简化的高速运动物体的计算机红外成像仿真模型。从实验结果看 ,该模型的红外仿真效果较理想。 展开更多

关键词 运动物体 红外成像 计算机仿真 计算机图形学

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叶顶凹槽对燃气透平动叶气动性能及叶顶传热的影响 被引量：14

3

作者 杨佃亮 丰镇平 《西安交通大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2008年第7期838-842,共5页

应用数值方法研究了燃气透平动叶顶部凹槽对动叶气动性能及叶顶传热的影响.采用商用计算流体力学软件CFX5.7求解稳态可压时均N-S方程组,湍流模型采用标准k-ω湍流模型,总体求解精度为二阶.计算叶型为一个典型现代燃气透平动叶片,叶顶凹... 应用数值方法研究了燃气透平动叶顶部凹槽对动叶气动性能及叶顶传热的影响.采用商用计算流体力学软件CFX5.7求解稳态可压时均N-S方程组,湍流模型采用标准k-ω湍流模型,总体求解精度为二阶.计算叶型为一个典型现代燃气透平动叶片,叶顶凹槽深度取3%叶高,考虑了5种不同叶顶间隙的影响.结果表明:在凹槽内存在复杂的流动结构,相对平叶顶动叶,凹槽能够显著降低叶顶的泄漏流量,减小泄漏损失,尤其在大间隙时更为明显;在小间隙时采用凹槽叶顶可以降低叶顶热负荷,而在大间隙时,凹槽叶顶的热负荷反而高于平叶顶的热负荷. 展开更多

关键词 燃气透平 叶顶间隙 凹槽叶顶 气动性能 叶顶传热

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高压涡轮冷却叶片叶顶结构气动与传热 被引量：12

4

作者 虞跨海 杨茜 岳珠峰 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2012年第2期174-178,共5页

开展了叶顶结构及间隙变化对高压涡轮冷却叶片气动与传热性能影响的研究,建立了四种不同叶顶结构的涡轮冷却叶片几何与数值分析模型,进行了高精度流热固耦合分析,得到了不同叶顶结构及间隙对涡轮冷却叶片气动与传热性能影响的数值分析... 开展了叶顶结构及间隙变化对高压涡轮冷却叶片气动与传热性能影响的研究,建立了四种不同叶顶结构的涡轮冷却叶片几何与数值分析模型,进行了高精度流热固耦合分析,得到了不同叶顶结构及间隙对涡轮冷却叶片气动与传热性能影响的数值分析结果。结果表明:不带射流孔叶片随着叶顶间隙的增大,总压损失增加;由于近壁面处存在的涡流,凹槽叶顶结构能够减少叶顶燃气泄漏,阻碍叶顶平面高温燃气的流动与热交换;叶顶射流孔冷却效果明显,能够大幅度降低叶顶平面温度。在相同叶顶间隙下,凹槽射流叶片具有最高的气动性能。 展开更多

关键词 涡轮冷却叶片 叶顶结构 凹槽叶顶 射流冷却 气动与传热

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高超声速风洞实验数据的多维空间相关理论与关联方法 被引量：8

5

作者 姜宗林 罗长童 +1 位作者 胡宗民 刘云峰 《中国科学：物理学、力学、天文学》 CSCD 北大核心 2015年第12期40-51,共12页

本文首先回顾了国内外高超声速飞行器气动力/热风洞实验数据关联方法领域的研究进展,讨论了风洞实验数据关联方法发展的思路及其局限性.在此基础上,我们提出了具有普适性的高超声速风洞实验数据多维空间相关理论,发展了一套基于多维空... 本文首先回顾了国内外高超声速飞行器气动力/热风洞实验数据关联方法领域的研究进展,讨论了风洞实验数据关联方法发展的思路及其局限性.在此基础上,我们提出了具有普适性的高超声速风洞实验数据多维空间相关理论,发展了一套基于多维空间相关理论的具有泛函优化特征的数据关联方法.多维空间相关理论揭示了不同类型风洞实验数据之间的内在规律,为合理利用已经获得的有效风洞实验数据奠定了基础.选择一定体量的多空间数据,应用发展的泛函优化数据关联方法,能够得到具有全局最优特征的风洞实验数据多空间集合的解析关联函数,探索反应高超声速流动规律的相似性参数.通过几个典型算例的对比分析,评估了实验数据多维空间相关理论应用的可行性、泛函优化数据关联方法的关联能力及其解析函数的关联精度.研究结果表明:高超声速风洞实验数据多维空间相关理论及其泛函优化数据关联方法能够充分并有效地利用已有的高超声速风洞实验数据,获得更合理的全局关联函数和更高精度的风洞实验数据关联结果,从而支撑利用风洞实验数据深入发掘流动规律和相似参数的研究. 展开更多

关键词 高超声速飞行器 高超声速风洞 实验数据多维空间相关理论 泛函优化数据关联方法 气动力 气动热

原文传递

基于分区迭代推进方法的锥体热环境研究 被引量：7

6

作者 黄杰 姚卫星 《南京航空航天大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2019年第1期90-97,共8页

针对锥体热环境问题,提出了气动热与结构传热的分区迭代推进分析方法。其中流场采用有限体积法计算,空间离散采用AUSM+格式。时间推进采用显示多步Runge-Kutta格式,结构热传导采用有限元方法求解,而数据传递采用基于虚拟空间的插值方法... 针对锥体热环境问题,提出了气动热与结构传热的分区迭代推进分析方法。其中流场采用有限体积法计算,空间离散采用AUSM+格式。时间推进采用显示多步Runge-Kutta格式,结构热传导采用有限元方法求解,而数据传递采用基于虚拟空间的插值方法。圆管验证算例分析显示,2 s时刻驻点处的热流密度和温度的计算值与试验值的相对误差分别为1.34%和4.95%。最后进行了直二次圆锥体的热环境分析,壁面初始热流密度值与试验值吻合得很好,其中驻点热流的计算值与试验值的相对误差为3.1%。耦合分析过程中驻点温度随时间的推移而升高,且上升趋势逐渐变缓,最终趋于稳态值。此外时间的变化对锥体表面压强的影响可忽略不计,而壁面热流却随时间的增加而降低。 展开更多

关键词 热环境 气动热 结构传热 有限体积法 有限元法

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飞行器气动热与结构传热双向耦合研究 被引量：7

7

作者 贾洲侠 吴振强 +3 位作者 吴建国 刘振皓 任方 侯传涛 《强度与环境》 CSCD 2019年第6期16-23,共8页

高超声速飞行器热防护结构的设计优化取决于对于飞行器气动热环境与结构内部温度场的准确预示,两者之间的耦合作用对此有着显著的影响。本文针对典型圆管绕流问题开展高超声速非定常流动与热防护结构传热耦合的数值计算。流场部分求解... 高超声速飞行器热防护结构的设计优化取决于对于飞行器气动热环境与结构内部温度场的准确预示,两者之间的耦合作用对此有着显著的影响。本文针对典型圆管绕流问题开展高超声速非定常流动与热防护结构传热耦合的数值计算。流场部分求解基于量热完全气体的三维粘性可压缩流动Navier-Stokes方程,固体部分求解瞬态热传导及结构响应方程获得结构温度场、热应力及应变。耦合计算采用分区迭代方法,在流-固交界面上进行壁面热流与温度的数据传递,实现了流体与结构的耦合计算。以典型圆管前缘风洞数据对上述多场耦合分析方法进行了验证,结果表明激波位置与壁面热流的计算结果与风洞试验结果一致。基于该方法对典型翼面结构在不同来流马赫数条件下的结构力热响应的模态特征。该方法能够对高超声速飞行器的气动力热载荷与结构传热的规律进行预示,从而为飞行器热防护结构的设计优化提供设计依据。 展开更多

关键词 高超声速 双向耦合 气动热 传热 热防护结构

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超高速弹丸气动热的数值模拟 被引量：7

8

作者 赵雄飞 吴国东 +1 位作者 王志军 徐永杰 《弹箭与制导学报》 CSCD 北大核心 2017年第2期108-110,共3页

为准确预测超高声速弹丸表面气动热及弹体内部温度和装药温度分布,在贴加一层防热材料的情况下,开展高超声速流场和结构温度场的耦合换热数值模拟,通过流固耦合交界面实现不同相间的热传递。计算得到了各个时刻弹丸表面温度以及弹丸内... 为准确预测超高声速弹丸表面气动热及弹体内部温度和装药温度分布,在贴加一层防热材料的情况下,开展高超声速流场和结构温度场的耦合换热数值模拟,通过流固耦合交界面实现不同相间的热传递。计算得到了各个时刻弹丸表面温度以及弹丸内部和装药的温度变化。研究表明,采用流固耦合方法模拟气动热问题,可以得到较为合理及实用的弹丸温度数据。 展开更多

关键词 气动热 流固耦合 热传递

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高超声速热气动弹性中结构热边界影响研究 被引量：6

9

作者 叶坤 叶正寅 屈展 《西北工业大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2016年第1期1-10,共10页

基于分层求解思路研究结构热边界对高超声速飞行器全动舵面和翼面结构热气动弹性特性的影响。首先,基于CFD求解N-S方程得到热环境,在此基础上进行结构的瞬态热传导分析,进而分析结构由于温度梯度产生的热应力和温度对材料属性的影响下... 基于分层求解思路研究结构热边界对高超声速飞行器全动舵面和翼面结构热气动弹性特性的影响。首先,基于CFD求解N-S方程得到热环境,在此基础上进行结构的瞬态热传导分析,进而分析结构由于温度梯度产生的热应力和温度对材料属性的影响下的模态固有特性,然后将结构振型插值到气动网格上,最后,通过求解Euler方程得到流动参数,基于CFD的当地流活塞理论计算气动力,在状态空间中进行了气动弹性分析。通过对4组结构模型进行热气动弹性分析,研究了结构热边界对舵面和翼面热气动弹性的影响,结果表明:对全动舵面而言,结构热边界首先会影响舵轴处结构的热传导过程及温度分布,进而对结构固有频率、频率间距、颤振速度以及颤振频率的变化产生的影响达到了16%。对翼面而言,结构热边界对结构固有频率、频率间距、颤振速度以及颤振频率的变化产生的影响约为1%。因此,工程实际当中,进行热气动弹性分析时应采用合理的结构热边界。 展开更多

关键词 高超声速 热气动弹性 结构热边界 气动加热 当地流活塞理论

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汽轮机排汽通道气动性能优化及凝汽器换热特性分析 被引量：6

10

作者 曹丽华 司和勇 +3 位作者 董恩伏 胡鹏飞 宁哲 刘淼 《中国电机工程学报》 EI CSCD 北大核心 2018年第12期3597-3604,共8页

针对汽轮机排汽通道气动特性严重影响凝汽器工作性能的问题,对某600MW机组的排汽通道加装导流板,实现气动性能优化。将优化后的喉部出口流场与凝汽器耦合,采用多孔介质模型和UDF冷凝程序对凝汽器内部流场及换热特性进行模拟和分析。研... 针对汽轮机排汽通道气动特性严重影响凝汽器工作性能的问题,对某600MW机组的排汽通道加装导流板,实现气动性能优化。将优化后的喉部出口流场与凝汽器耦合,采用多孔介质模型和UDF冷凝程序对凝汽器内部流场及换热特性进行模拟和分析。研究改造前后喉部出口的流场特性及凝汽器内工质速度、换热系数和冷却水温等参数的分布情况。结果表明：改造后的排汽通道气动性能有明显改善,静压恢复能力有较大的提高。蒸汽在凝汽器内的负荷分布更为合理,提高了管束区冷凝面积的利用率。各汽室的换热系数、冷却水温、冷凝速率和端差均有明显改善。在机组的不同负荷下,真空可提高0.06-0.09kPa。 展开更多

关键词 汽轮机 排汽通道 气动优化 凝汽器 换热性能

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内部冲击构型对气冷涡轮气热耦合计算影响的对比研究 被引量：1

11

作者 李守祚 罗磊 王松涛 《工程热物理学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2023年第3期634-640,共7页

为了评估复杂冷却涡轮内部冷却结构变化对涡轮气动及传热性能的影响,本文采用气热耦合计算方法对三种具有不同内部冲击结构的高压导叶进行了研究。分析了无冲击冷却结构、冲击挡板结构以及冲击套筒结构对涡轮气动及传热性能的影响规律... 为了评估复杂冷却涡轮内部冷却结构变化对涡轮气动及传热性能的影响,本文采用气热耦合计算方法对三种具有不同内部冲击结构的高压导叶进行了研究。分析了无冲击冷却结构、冲击挡板结构以及冲击套筒结构对涡轮气动及传热性能的影响规律。结果表明:在气动性能方面,无冲击冷却结构方案总流量最大,带有冲击套筒结构方案最小,同时涡轮气动效率也会随着内部结构的变化而变化;在传热方面,通过对比可以发现两种冲击方案都会对叶片表面最大温度进行降低,但冲击套筒结构方案同时还能够降低叶片表面平均温度。 展开更多

关键词 气热耦合 冷却涡轮 气动性能 传热性能

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机匣高速相对运动下温度比对凹槽叶顶气动换热特性的影响

12

作者 李杰灵 严冬杰 +3 位作者 蒋红梅 谢文博 卢少鹏 张强 《工程热物理学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2023年第5期1228-1233,共6页

针对航空发动机高压涡轮实际运行工况中来流和涡轮叶片表面的巨大温差,本文以典型凹槽叶顶结构为研究对象,综合考虑静止和机匣高速相对运动条件,开展不同主流–壁温温度比对叶顶表面气动换热特性的影响研究。以课题组实验结果作支撑,对... 针对航空发动机高压涡轮实际运行工况中来流和涡轮叶片表面的巨大温差,本文以典型凹槽叶顶结构为研究对象,综合考虑静止和机匣高速相对运动条件,开展不同主流–壁温温度比对叶顶表面气动换热特性的影响研究。以课题组实验结果作支撑,对比分析温度比0.6和0.9的数值模拟结果。研究结果表明,随温度比降低,叶顶换热系数明显增加,特别是在机匣相对运动条件下更为明显;凹槽内部和机匣壁面附近流体密度增大,黏度减小,雷诺数明显增加,使得凹槽内旋涡结构位置和尺度发生变化,进一步影响泄漏流动。 展开更多

关键词 温度比 机匣相对运动 凹槽叶顶 气动换热 间隙流动

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表面催化特性对火星进入气固耦合热效应的影响研究 被引量：4

13

作者 杨肖峰 桂业伟 +2 位作者 刘磊 唐伟 杜雁霞 《中国科学：技术科学》 EI CSCD 北大核心 2018年第9期939-949,共11页

高超声速进入火星大气层过程特殊且复杂的高温真实气体效应及气固界面热化学作用给火星进入器耦合气动热环境的精准预测带来巨大挑战.针对火星进入气固耦合问题,建立非平衡气动热环境和结构热响应的耦合计算方法,开展进入器防热大底高... 高超声速进入火星大气层过程特殊且复杂的高温真实气体效应及气固界面热化学作用给火星进入器耦合气动热环境的精准预测带来巨大挑战.针对火星进入气固耦合问题,建立非平衡气动热环境和结构热响应的耦合计算方法,开展进入器防热大底高超声速非平衡气动加热和结构传热的耦合计算分析,获得了典型弹道点上气固界面非平衡热化学作用对耦合加热的影响规律.耦合分析表明,壁温梯度所致的对流热流和组分扩散热流均对高超声速非平衡气动加热有较大影响;当前耦合计算状态下组分扩散热流占总热流的主要部分,尤其CO2部分影响最大;所计算的热防护系统能够有效阻止气动热向舱内传递,防隔热性能良好,表面热流与辐射散热可快速趋于局部热辐射平衡,可采用辐射平衡壁面条件解耦模拟气动热环境;完全非催化/完全催化壁面热流随耦合时间逐渐降低,但有限速率催化热流因界面非平衡热化学效应而先增后降;壁面热流与壁温的线性度因界面非平衡热化学所致扩散热流的引入而减弱. 展开更多

关键词 气动加热 结构传热 耦合计算 火星进入器 表面热化学 催化加热

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典型外形高超声速气动力／气动热数值计算研究 被引量：3

14

作者 刘毅 王刚 叶正寅 《西北工业大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2014年第2期169-175,共7页

通过数值模拟和理论分析的综合研究,比较了网格密度不同对计算的影响,研究了中心格式和3种迎风格式(AUSM+格式、AUSM+up格式、Roe格式)的计算性能,探讨了壁面温度变化对气动力/气动热计算的影响。结果表明:网格密度变化对气动力计算影... 通过数值模拟和理论分析的综合研究,比较了网格密度不同对计算的影响,研究了中心格式和3种迎风格式(AUSM+格式、AUSM+up格式、Roe格式)的计算性能,探讨了壁面温度变化对气动力/气动热计算的影响。结果表明:网格密度变化对气动力计算影响不大,但却在很大程度上影响热流的计算及流动分离的模拟;各空间格式都能准确地计算出流场压力分布,有较高的激波分辨率,但鲁棒性有所差异,其中AUSM+up格式在高超声速流场计算中鲁棒性较好;壁面温度升高会导致所得分离区增大,气动力/气动热分布也会相应发生变化;在分离区后的流动再附会很大程度上增大该区域的热流值。 展开更多

关键词 高超声速 数值模拟 气动力/气动热 网格 空间离散格式 壁面温度

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喷流干扰气动热数值模拟的若干影响因素 被引量：2

15

作者 林博希 阎超 李亚超 《北京航空航天大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2016年第6期1210-1218,共9页

工程上对喷流气动热进行近似计算时,常常对真实的全化学反应流近似处理,这时需要了解喷流气体和喷管外形的近似方法对计算结果的影响规律。采用数值试验对比分析的方法,探讨了近似计算的2个影响因素:其一是使用量热完全的空气喷流近似... 工程上对喷流气动热进行近似计算时,常常对真实的全化学反应流近似处理,这时需要了解喷流气体和喷管外形的近似方法对计算结果的影响规律。采用数值试验对比分析的方法,探讨了近似计算的2个影响因素:其一是使用量热完全的空气喷流近似燃气喷流进行数值模拟时,喷管几何形状对热流分布的影响;其二是使用空气喷流近似燃气喷流进行数值模拟的方法,分析不同的喷流热力学参数匹配方法对喷流形态及热流分布的影响。通过对不同方法进行对比计算,揭示了各个方法对喷流干扰气动热计算的影响规律,可以用于指导工程分析。 展开更多

关键词 计算流体力学(CFD) 喷流 相似准则 数值模拟 气动热

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气动加热参数辨识在型号设计中的应用 被引量：2

16

作者 吴洪波 李晓冬 《上海航天》 2003年第6期24-27,共4页

针对战术导弹飞行试验的温度实测问题,通过测量弹体表面的温度,引入敏感系数,提出弹体表面气动加热热流的参数辨识方法。解决了该参数辨识定解问题的不适定性,从而获得导弹飞行全程的气动加热热流信息。飞行试验表明,通过参数辨识可获... 针对战术导弹飞行试验的温度实测问题,通过测量弹体表面的温度,引入敏感系数,提出弹体表面气动加热热流的参数辨识方法。解决了该参数辨识定解问题的不适定性,从而获得导弹飞行全程的气动加热热流信息。飞行试验表明,通过参数辨识可获得较现有气动加热计算方法更为精确的结果,能提高设计的准确度。该计算方法在导弹设计中有较大的应用价值。 展开更多

关键词 气动加热 参数辨识 战术导弹 型号设计 计算

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影响毫米级微型涡轮气动性能的若干参数 被引量：2

17

作者 边磊 严泽想 邹正平 《航空动力学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2012年第10期2287-2296,共10页

根据毫米级微型向心涡轮的特点,通过理论分析结合经验关联进行了涡轮性能与几何气动热力学参数之间的关联,在此基础上探讨了气动设计过程中各关键参数对微型向心涡轮气动性能的影响规律及影响程度.通过毫米级微型向心涡轮气动方案的设计... 根据毫米级微型向心涡轮的特点,通过理论分析结合经验关联进行了涡轮性能与几何气动热力学参数之间的关联,在此基础上探讨了气动设计过程中各关键参数对微型向心涡轮气动性能的影响规律及影响程度.通过毫米级微型向心涡轮气动方案的设计,结合三维数值模拟手段对上述分析的系列参数选取原则的合理性进行了验证.针对毫米级微型涡轮中绝热壁面条件已不适用情况,探讨了固壁传热对涡轮气动性能的影响,这些研究为毫米级微型涡轮气动方案的设计提供了参考依据. 展开更多

关键词 微型 向心涡轮 数值模拟 气动性能 传热

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高能激光武器对导弹毁伤能力研究 被引量：2

18

作者 胡晓璐 《电光系统》 2015年第3期33-37,共5页

为了评估高能激光对导弹的毁伤能力，本文通过对高能激光毁伤机理的研究，在考虑弹体材料吸收系数、气动加热、对流换热因素影响下，建立了高能激光对导弹毁伤时间的数学模型，并通过与试验分析对比，验证了模型的正确性，该模型作为评... 为了评估高能激光对导弹的毁伤能力，本文通过对高能激光毁伤机理的研究，在考虑弹体材料吸收系数、气动加热、对流换热因素影响下，建立了高能激光对导弹毁伤时间的数学模型，并通过与试验分析对比，验证了模型的正确性，该模型作为评估高能激光武器毁伤效能的一种有效方法，为高能激光武器毁伤效能提供参考依据。 展开更多

关键词 高能激光 激光毁伤 气动加热 对流换热

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高超声速流动与换热数值仿真研究 被引量：1

19

作者 王强 徐涛 姚永涛 《应用数学和力学》 CSCD 北大核心 2022年第10期1105-1112,共8页

基于有限差分法开发了高超声速流动与换热问题气热耦合仿真求解器,运用该求解器对三种典型高超声速流动与换热问题开展了仿真研究,得到了相应的气动参数、热流密度分布.高超声速后台阶的存在使表面气动参数、热流分布不再连续;随着缝深... 基于有限差分法开发了高超声速流动与换热问题气热耦合仿真求解器,运用该求解器对三种典型高超声速流动与换热问题开展了仿真研究,得到了相应的气动参数、热流密度分布.高超声速后台阶的存在使表面气动参数、热流分布不再连续;随着缝深的提高,缝隙局部流速迅速降低,对流换热效应减弱;高超声速无限长圆管绕流中,边界层外部区域气动参数随时间变化不大,边界层内存在较大的温度梯度,壁面温度随时间升高.三个算例的仿真结果均与试验测量值进行了对比,验证了所开发的求解器的计算能力. 展开更多

关键词 高超声速流动 气动热 后台阶 缝隙 非定常 气热耦合

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一种新型瞬态量热计的研制 被引量：2

20

作者 张仕忠 李进平 +2 位作者 张晓源 陈宏 俞鸿儒 《中国科学：技术科学》 EI CSCD 北大核心 2018年第5期558-564,共7页

薄膜电阻温度计和同轴热电偶是两种常用的瞬态热流传感器,前者灵敏度高,但不适用于气流冲刷严重的场合;后者耐冲刷,但灵敏度较低,且响应特性易受结点细微结构的影响,只适用于高热流环境测量.基于量热计原理,本文提出了一种兼具两者优点... 薄膜电阻温度计和同轴热电偶是两种常用的瞬态热流传感器,前者灵敏度高,但不适用于气流冲刷严重的场合;后者耐冲刷,但灵敏度较低,且响应特性易受结点细微结构的影响,只适用于高热流环境测量.基于量热计原理,本文提出了一种兼具两者优点的新型瞬态热流传感器.该传感器以金刚石片作为量热片,利用溅射其背面的铂膜电阻测出温度变化,而后由量热计原理得出表面热流.传感器的设计和优化借助了理论分析和数值计算,并讨论了可能引起测量误差的因素及解决方法.激波风洞试验结果表明:新型瞬态量热计灵敏度高耐冲刷,测量结果准确可靠,具有发展潜力. 展开更多

关键词 气动热测量 瞬态量热计 热流传感器 CVD金刚石片 激波风洞

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