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长征五号运载火箭活动发射平台燃气流场环境研究

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导弹与航天运载技术 2021年第5期 89-93页

作者：潘玉竹陈劲松平仕良张国栋贺建华北京航天发射技术研究所北京100076

长征五号运载火箭是中国目前运载能力最大的火箭,在火箭发射过程中活动发射平台承受着最严酷的燃气流场环境。为全面掌握活动发射平台在发射环境下受燃气流的烧蚀和冲刷状态,基于长征五号火箭发射燃气动力学仿真预示结果,设计了一种有... 详细信息

长征五号运载火箭是中国目前运载能力最大的火箭,在火箭发射过程中活动发射平台承受着最严酷的燃气流场环境。为全面掌握活动发射平台在发射环境下受燃气流的烧蚀和冲刷状态,基于长征五号火箭发射燃气动力学仿真预示结果,设计了一种有效的飞行任务搭载测试方法,获得了实际任务火箭发射过程中活动发射平台典型位置的压力、温度、热流密度等热学环境载荷数据,据此提炼出长征五号活动发射平台燃气流载荷的设计边界,证实了活动发射平台目前热防护措施和结构强度设计方案的正确性。

关键词：发射平台燃气动力学热流密度热防护设计

火灾环境下复杂含炸药结构的热防护设计与分析

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兵工学报 2014年第8期35卷 1275-1280页

作者：吴松李明海张中礼中国工程物理研究院总体工程研究所四川绵阳621900

复杂含炸药结构在贮存、运输、勤务和使用过程中可能会遇到意外火灾环境。为达到含炸药结构在火烧30 min情况下,内部炸药的最高温度不超过343 K(70℃)的热防护设计目标,针对火灾环境下影响含炸药结构内部炸药温升的主要因素,提出降低壳... 详细信息

复杂含炸药结构在贮存、运输、勤务和使用过程中可能会遇到意外火灾环境。为达到含炸药结构在火烧30 min情况下,内部炸药的最高温度不超过343 K(70℃)的热防护设计目标,针对火灾环境下影响含炸药结构内部炸药温升的主要因素,提出降低壳体表面辐射率、增大支撑结构导热热阻、采用相变材料进行热疏导的复杂含炸药结构的热防护设计思路和方案。运用有限元数值计算方法,对4种热防护设计方案的控制效果进行计算分析,获得了符合设计要求的组合热防护方案。结果表明:单一的热防护途径只能降低局部位置的温度,组合的热控途径才能满足设计要求。

关键词：兵器科学与技术含炸药结构热防护设计火灾热响应模拟

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某脉冲发动机传热特性分析

弹箭与制导学报 2017年第4期37卷 88-91,97页

作者：吴佳男苑大威王文杰中国兵器工业第208研究所北京102202 瞬态冲击技术重点实验室北京102202

为研究侧喷管脉冲发动机的传热性能,运用流体计算软件对发动机进行流固耦合换热数值计算,分析发动机工作过程中的瞬态换热。数值计算结果与试验结果的一致性较好,验证了数值方法的准确性。研究结果表明:不同材质基座的温度场结构基本一... 详细信息

为研究侧喷管脉冲发动机的传热性能,运用流体计算软件对发动机进行流固耦合换热数值计算,分析发动机工作过程中的瞬态换热。数值计算结果与试验结果的一致性较好,验证了数值方法的准确性。研究结果表明:不同材质基座的温度场结构基本一致,由于材料热物性的不同,壁面的温度梯度会存在一定的差异;燃气的涡旋流动是造成内壁面高温及烧蚀主要原因,烧蚀产生的金属氧化物颗粒会加剧燃气的侵蚀效应,铝质基座需具备热防护部件。

关键词：侧喷管脉冲发动机数值模拟流固耦合换热热防护设计

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激波后高温高速流场中的传热特性研究

航空动力学报 2010年第5期25卷 963-980页

作者：王保国李翔黄伟光北京理工大学宇航学院北京100081 中国科学院工程热物理研究所北京100190

激波后高温、高速流场中的热力学与传热特性分析是直接涉及到飞行器热防护设计与传热分析的关键问题之一,借助于多组分、考虑非平衡态气体的振动以及激波与热化学非平衡态效应的守恒积分型Navier-Stokes方程组,并用高分辨率总变差减小(T... 详细信息

激波后高温、高速流场中的热力学与传热特性分析是直接涉及到飞行器热防护设计与传热分析的关键问题之一,借助于多组分、考虑非平衡态气体的振动以及激波与热化学非平衡态效应的守恒积分型Navier-Stokes方程组,并用高分辨率总变差减小(TVD)格式进行求解,计算与研究了Apollo工程AS-202返回舱再入地球大气层的6个飞行工况(飞行马赫数15.52～22.63)以及Huygens飞行器再入土卫六大气层的6个工况(飞行马赫数17.29～24.47),分析了不同工况下弓形脱体激波后高温高速流场的热力学与传热特性,计算得到了沿壁面的热流密度分布、温度分布以及Stanton数分布,并与国外相关飞行数据进行了比较,两者吻合较好.相关计算可以指导有关飞行器的热防护设计.

关键词：高温传热分析高温热化学热防护设计非平衡态流动再入飞行

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某脉冲发动机内流场及热防护特性分析

某脉冲发动机内流场及热防护特性分析

作者：吴佳男南京理工大学

学位级别：硕士

脉冲发动机作为精确制导弹药驱动力的执行机构,具有比气动舵等其他执行机构无法比拟的快速响应特征。发动机组是将一系列独立的、高冲质比、短脉冲的固体火箭发动机组合在一起,可以有效地加强弹药打击移动目标能力,减少弹药消耗,满足现... 详细信息

脉冲发动机作为精确制导弹药驱动力的执行机构,具有比气动舵等其他执行机构无法比拟的快速响应特征。发动机组是将一系列独立的、高冲质比、短脉冲的固体火箭发动机组合在一起,可以有效地加强弹药打击移动目标能力,减少弹药消耗,满足现代战争对智能化弹药的需求。本文运用数值模拟及试验的方法对固体火箭发动机内流场及热防护进行特性分析,主要研究内容包括：(1)运用Fluent对L型脉冲发动机做三维定常流场的数值计算,分析发动机结构对流场结构及喷管性能参数的影响。结果表明,随着脉冲发动机偏心段向上移动,其推力减小,推力中心由喷管中心内侧向外侧移动。随着喷管入口端面距离偏心段高度的增加,推力先增大、后减小,推力中心发生阶跃性的变化。受发动机结构的限制,偏心段长度Z对喷管性能的影响较小。(2)对不同结构及不同材质的发动机进行流固耦合换热数值模拟。结果表明,燃气的涡旋流动是造成内壁面高温及烧蚀主要原因,铝质基座必须增加热防护部件。不同材料基座的温度场结构基本一致,由于材料导热系数及比热容的差异,壁面的温度梯度会存在一定的差异。(3)运用红外热像仪对发动机壁面温度进行测量,分析材料及结构对发动机温度分布及烧蚀的影响。研究结果表明,采用的计算模型能够比较的准确的对发动机的传热进行数值模拟,基座最高温度位于与燃烧室接触的部分。

关键词：脉冲发动机数值模拟喷管性能流固耦合换热热防护设计

同位素热源高温–振动试验用夹具的热仿真分析

同方学位论文库评论

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同方学位论文库

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机械工程与技术 2020年第4期9卷 318-328页

作者：王泽胡宇鹏张怡晨欧阳智江朱长春胡文军胡绍全中国工程物理研究院总体工程研究所四川绵阳

同位素热源的研制在深空探测战略任务中具有重要地位。以“嫦娥”用同位素热源环境试验任务为背景,本文重点探讨同位素热源高温–振动环境试验夹具的热防护设计问题。通过对高温–振动用夹具的热仿真分析可知无冷却措施的常规夹具会使... 详细信息

同位素热源的研制在深空探测战略任务中具有重要地位。以“嫦娥”用同位素热源环境试验任务为背景,本文重点探讨同位素热源高温–振动环境试验夹具的热防护设计问题。通过对高温–振动用夹具的热仿真分析可知无冷却措施的常规夹具会使振动台台面温度过高,影响设备的正常工作。因此,提出了采用强制对流换热进行冷却的热防护设计方案,并指出采用冷水强制对流热防护方式可以使夹具垫高座底板处于较低温度,从而使振动台处于正常温度工作。此外,进一步提出了通过材料优选以及夹具结构优化设计方案以更有利于力学载荷的传递。

关键词：同位素热源夹具优化热防护设计环境试验

维普期刊数据库评论

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发动机下护板热防护设计

武汉理工大学学报 2008年第8期30卷 91-93,172页

作者：张小玉丁志胜戴亚文武汉理工大学理学院武汉430070 武汉武大巨成加固实业有限公司武汉430070

根据某发动机下护板的热环境条件和温控要求,初步制定了下护板的热防护设计方案。以ANSYS/Thermal为计算平台,采用APDL语言进行参数编程,设计铝箔挡热板的尺寸及联结件处石棉的厚度。通过数值模拟,得到了采用最优化热防护方案后的下护... 详细信息

根据某发动机下护板的热环境条件和温控要求,初步制定了下护板的热防护设计方案。以ANSYS/Thermal为计算平台,采用APDL语言进行参数编程,设计铝箔挡热板的尺寸及联结件处石棉的厚度。通过数值模拟,得到了采用最优化热防护方案后的下护板表面温度场及联结件的温度场。最终给出了最合理的发动机下护板热防护设计方案,为后续的实验提供直接依据。

关键词：热辐射有限元分析热防护设计温度场

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高超声速气流非结构化网格DSMC算法研究

航天器环境工程 2013年第4期30卷 375-379页

作者：李学东魏传锋中国空间技术研究院载人航天总体部北京100094

高超声速气动热力学环境的研究是直接涉及飞行器轨道控制、热防护设计的关键问题之一。文章通过研究稀薄气体热化学非平衡态中的热力学环境,采用非结构化DSMC程序对"火星探路者号("Mars Pathfinder)探测器的Ballute减速装置在地球大气... 详细信息

高超声速气动热力学环境的研究是直接涉及飞行器轨道控制、热防护设计的关键问题之一。文章通过研究稀薄气体热化学非平衡态中的热力学环境,采用非结构化DSMC程序对"火星探路者号("Mars Pathfinder)探测器的Ballute减速装置在地球大气层和火星大气层中的高超声速飞行进行了数值模拟,计算得到了流场的温度分布、探测器壁面的热流密度分布,分析表明稀薄气体热化学非平衡态对飞行器流场有影响。将仿真结果与NASA兰利研究中心的计算结果作了比较,二者吻合很好。研究结果可用于飞行器热防护设计。

关键词：高超声速气动热力学直接模拟蒙特卡罗（DSMC）方法热防护设计

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固体火箭发动机喷管热防护设计

计算机辅助工程 2013年第A01期22卷 160-163页

作者：韩珺礼蒙上阳杨军辉杨晓红北京特种机电研究所北京100012

为保证固体火箭发动机(Solid Rocket Motor,SRM)尾翼机构工作的可靠性,进行热防护设计以控制喷管外壁温度.基于三维有限元法对喷管工作时的温度场进行数值仿真,获取发动机喷管在温度和压力载荷联合作用下的温度场分布,结果表明原喷管的... 详细信息

为保证固体火箭发动机(Solid Rocket Motor,SRM)尾翼机构工作的可靠性,进行热防护设计以控制喷管外壁温度.基于三维有限元法对喷管工作时的温度场进行数值仿真,获取发动机喷管在温度和压力载荷联合作用下的温度场分布,结果表明原喷管的热防护不满足要求,通过对喷管各组成结构的重新设计,获得符合设计要求的喷管结构,并且发动机点火试验表明热防护设计满足要求,所得方法可为喷管的设计、试验和生产提供参考.

关键词：固体火箭发动机喷管热防护设计有限元法