期刊文献+
共找到9篇文章
< 1 >
每页显示 20 50 100
飞行器鼻锥凹腔-发散组合冷却数值模拟 被引量:6
1
作者 栾芸 贺菲 王建华 《航空学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2021年第2期12-20,共9页
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... 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。 展开更多
关键词 鼻锥 热防护 发散冷却 迎风凹腔 凹腔-发散组合冷却
原文传递
高超飞行器电子发汗冷却热响应模型及数值模拟研究
2
作者 王晓晶 李亮 +2 位作者 罗晓亮 龙东辉 梁秀兵 《智能安全》 2024年第2期1-9,共9页
高超声速飞行器前缘等尖锐部件在飞行过程中承受剧烈气动加热,表面温度可高达2000~3000 K以上,其热防护系统已成为制约飞行器突破飞行速度和航时极限的关键技术瓶颈。本文研究了一种基于电子发汗冷却的新型主动热防护技术路线,在电子热... 高超声速飞行器前缘等尖锐部件在飞行过程中承受剧烈气动加热,表面温度可高达2000~3000 K以上,其热防护系统已成为制约飞行器突破飞行速度和航时极限的关键技术瓶颈。本文研究了一种基于电子发汗冷却的新型主动热防护技术路线,在电子热发射及冷却功率理论模型基础上构建了前缘热平衡方程,并基于Navier-Stokes方程耦合双温模型和11组分反应模型,运用计算流体动力学方法研究了前缘部件在不同条件下的热响应。结果表明,来流速度、前缘材料功函数、前缘曲率半径对电子发汗冷却效果均有显著影响。来流速度越高、前缘功函数越低、前缘曲率半径越小,电子发汗冷却所产生的温降幅度越大;在理想条件下,电子发汗冷却可产生超过40%幅度的降温效果,揭示了其应用于新一代主动热防护系统的潜力。 展开更多
关键词 高超声速飞行器 电子发汗 热防护系统 电子热发射 计算流体动力学
下载PDF
可重复使用运载器热防护系统胶层脱胶传热分析 被引量:3
3
作者 万小朋 陈战辉 +1 位作者 赵美英 侯赤 《强度与环境》 2009年第2期37-43,共7页
针对可重复使用运载器(RLV)热防护系统(TPS)胶接结构局部脱胶失效问题,建立热防护系统胶层脱胶传热二维分析模型,利用有限元软件ANSYS进行热防护结构传热分析和热应力求解。结合具体算例,得出在无外力作用下,当胶层的导热与脱胶后真空... 针对可重复使用运载器(RLV)热防护系统(TPS)胶接结构局部脱胶失效问题,建立热防护系统胶层脱胶传热二维分析模型,利用有限元软件ANSYS进行热防护结构传热分析和热应力求解。结合具体算例,得出在无外力作用下,当胶层的导热与脱胶后真空缝隙的辐射传热二者的当量热阻相同时,由脱胶产生的热应力不易引起脱胶区域的扩展,所得结论对TPS胶层设计有一定的指导意义。 展开更多
关键词 热防护系统 脱胶 传热 热应力
下载PDF
Ma4~6级别临近空间飞行器材料体系研究 被引量:2
4
作者 苏亚东 景绿路 +1 位作者 许广兴 杨旭 《飞机设计》 2013年第5期21-26,共6页
介绍了Ma 4~6级别临近空间飞行器飞机表面瞬态温度的计算方法及表面温度分布;阐述了热防护系统的分类及其特点;重点讨论了高马赫数临近空间飞行器对材料的使用要求,以及满足Ma 4~6级别临近空间飞行器热防护要求的材料体系方案;提出高... 介绍了Ma 4~6级别临近空间飞行器飞机表面瞬态温度的计算方法及表面温度分布;阐述了热防护系统的分类及其特点;重点讨论了高马赫数临近空间飞行器对材料的使用要求,以及满足Ma 4~6级别临近空间飞行器热防护要求的材料体系方案;提出高马赫数临近空间飞行器的热防护材料发展建议。 展开更多
关键词 高马赫数临近空间飞行器 热防护系统 材料体系
下载PDF
可重复使用热防护材料应用与研究进展 被引量:36
5
作者 黄红岩 苏力军 +7 位作者 雷朝帅 李健 张恩爽 李文静 杨洁颖 赵英民 裴雨辰 张昊 《航空学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2020年第12期1-35,共35页
可重复使用热防护系统是为高速重复使用飞行器而发展的关键性技术,涵盖了地球大气环境及非地球大气环境下的弹道式再入、高马赫数巡航等应用场景。根据现有高马赫数飞行器热防护现状,对高马赫数飞行器的主要热防护系统类型、特点和使用... 可重复使用热防护系统是为高速重复使用飞行器而发展的关键性技术,涵盖了地球大气环境及非地球大气环境下的弹道式再入、高马赫数巡航等应用场景。根据现有高马赫数飞行器热防护现状,对高马赫数飞行器的主要热防护系统类型、特点和使用场景进行了简要介绍。在此基础上,结合国外里程碑式可重复使用飞行器(X-15、SR-71、航天飞机、X-33、X-37B、Spaceliner等),梳理了可重复使用热防护材料的应用与研究进展,论述了代表性可重复使用热防护材料的发展、性能、研制进度、特点及应用前景。对国外在可重复使用热防护材料研制中的设计及发展思路,以及所存在的主要问题进行了总结归纳,为可重复使用热防护材料未来的发展提供了思路。 展开更多
关键词 可重复使用热防护系统 陶瓷基复合材料 金属热防护系统 热结构 可重复使用飞行器
原文传递
美国金属热防护系统研究进展 被引量:21
6
作者 曹义 程海峰 +1 位作者 肖加余 李永清 《宇航材料工艺》 CAS CSCD 北大核心 2003年第3期9-12,共4页
简述了美国为可重复使用运载器研制的金属热防护系统的研究现状及其发展趋势。详细介绍了金属热防护系统的结构组成及其分析设计和测试。金属热防护系统与传统热防护系统相比 ,防热层和承力结构一体化 ,无需气动外壳 ,可以减轻系统质量 ... 简述了美国为可重复使用运载器研制的金属热防护系统的研究现状及其发展趋势。详细介绍了金属热防护系统的结构组成及其分析设计和测试。金属热防护系统与传统热防护系统相比 ,防热层和承力结构一体化 ,无需气动外壳 ,可以减轻系统质量 ,防热面板容易安装和拆卸 ,可以大大节省维护时间和成本 ,适合可重复使用运载器降低成本。 展开更多
关键词 美国 金属热防护系统 性能评估 可重复使用运载器 防热层 金属蜂窝夹芯材料
下载PDF
金属热防护系统瞬态传热数值模拟方法研究 被引量:5
7
作者 李东辉 夏新林 《宇航学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2009年第3期1195-1200,共6页
针对由金属蜂窝夹心板和多层纤维绝热材料组成的金属热防护系统(Metallic Thermal ProtectionSytems,MTPS)建立了气动加热条件下整体传热计算模型,采用蒙特卡罗方法模拟蜂窝腔内的三维辐射传递和每个纤维层内的一维辐射传递,采用有限体... 针对由金属蜂窝夹心板和多层纤维绝热材料组成的金属热防护系统(Metallic Thermal ProtectionSytems,MTPS)建立了气动加热条件下整体传热计算模型,采用蒙特卡罗方法模拟蜂窝腔内的三维辐射传递和每个纤维层内的一维辐射传递,采用有限体积法对MTPS一体化结构内辐射导热耦合换热能量方程进行求解,对某结构的MTPS瞬态传热及热响应进行了数值模拟分析,结果表明在所给定的典型时变气动热流条件下金属蜂窝夹芯板对MTPS瞬态热响应影响很小,增大蜂窝腔内表面发射率可明显降低蜂窝蒙皮间的温度差,再入过程中时变气体压力对MTPS瞬态热响应有明显的影响。 展开更多
关键词 金属热防护系统 气动加热 辐射导热耦合换热 蒙特卡罗方法 有限体积法 数值模拟
下载PDF
深空探测器防热承力一体化大底结构研究 被引量:6
8
作者 黄文宣 邱慧 +1 位作者 刘峰 张萃 《航天返回与遥感》 CSCD 2019年第6期19-25,共7页
传统航天器的承力和热防护结构分别设计,使得结构质量大且材料间因热膨胀系数差异存在相分离风险。文章针对进入舱大底结构提出新型一体化热防护系统(Integrated Thermal Protection Systems,ITPS)设计方案,以C/C-SiC复合材料作为防热层... 传统航天器的承力和热防护结构分别设计,使得结构质量大且材料间因热膨胀系数差异存在相分离风险。文章针对进入舱大底结构提出新型一体化热防护系统(Integrated Thermal Protection Systems,ITPS)设计方案,以C/C-SiC复合材料作为防热层,以梯度隔热材料为隔热层,采用耐高温非金属螺钉机械连接辅以胶接的方式组合各部件。通过对典型大底结构进行力、热仿真模拟,结果表明:结构背壁温度、强度满足使用要求;ITPS设计方案较传统热防护系统设计方案质量减小约34%。ITPS在可重复使用航天器、深空探测等领域具有广阔的应用前景。 展开更多
关键词 材料 设计 一体化热防护系统 大底 航天器
下载PDF
Analytic estimation and numerical modeling of actively cooled thermal protection systems with nickel alloys 被引量:4
9
作者 Wang Xinzhi He Yurong +2 位作者 Zheng Yan Ma Junjun H. Inaki Schlaberg 《Chinese Journal of Aeronautics》 SCIE EI CAS CSCD 2014年第6期1401-1412,共12页
Actively cooled thermal protection system has great influence on the engine of a hypersonic vehicle, and it is significant to obtain the thermal and stress distribution in the system. So an analytic estimation and num... Actively cooled thermal protection system has great influence on the engine of a hypersonic vehicle, and it is significant to obtain the thermal and stress distribution in the system. So an analytic estimation and numerical modeling are performed in this paper to investigate the behavior of an actively cooled thermal protection system. The analytic estimation is based on the electric analogy method and finite element analysis(FEA) is applied to the numerical simulation. Temperature and stress distributions are obtained for the actively cooled channel walls with three kinds of nickel alloys with or with no thermal barrier coating(TBC). The temperature of the channel wall with coating has no obvious difference from the one with no coating, but the stress with coating on the channel wall is much smaller than that with no coating. Inconel X-750 has the best characteristics among the three Ni-based materials due to its higher thermal conductivity, lower elasticity module and greater allowable stress. Analytic estimation and numerical modeling results are compared with each other and a reasonable agreement is obtained. 展开更多
关键词 Active cooling Electric analogy method Nickel alloys thermal barrier coatings thermal protection systems
原文传递
上一页 1 下一页 到第
使用帮助 返回顶部