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高超声速飞行器鼻锥迎风凹腔结构防热效能研究

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宇航学报 2012年第8期33卷 1013-1018页

作者：陆海波刘伟强国防科技大学航天与材料工程学院长沙410073

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... 详细信息

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凹腔底面的热流值都非常小,基本可以忽略。

关键词：迎风凹腔热防护鼻锥高超声速

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

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航空动力学报 2012年第12期27卷 2666-2673页

作者：陆海波刘伟强国防科学技术大学航天与材料工程学院长沙410073 中国人民解放军南京炮兵学院南京211100

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... 详细信息

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.

关键词：热防护高超声速飞行器逆向喷流迎风凹腔数值模拟气动加热

迎风凹腔与逆向喷流组合热防护系统冷却效果研究

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物理学报 2012年第6期61卷 372-377页

作者：陆海波刘伟强国防科技大学航天与材料工程学院长沙410073

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... 详细信息

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.

关键词：热防护系统高超声速迎风凹腔逆向喷流

迎风凹腔——一种有效的高超声速飞行器热防护选择

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飞航导弹 2015年第6期 11-15,26页

作者：陆海波田世英南京炮兵学院

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... 详细信息

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。

关键词：迎风凹腔热防护高超声速

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飞行器鼻锥凹腔-发散组合冷却数值模拟

航空学报 2021年第2期42卷 12-20页

作者：栾芸贺菲王建华中国科学技术大学热科学和能源工程系中国科学院材料力学行为和设计重点实验室合肥230026

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... 详细信息

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。

关键词：鼻锥热防护发散冷却迎风凹腔凹腔-发散组合冷却

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高超声速飞行器逆向射流减阻防热技术综述

战术导弹技术 2021年第4期 67-75页

作者：高广宇刘冰黄伟冀晨钮耀斌国防科技大学空天科学学院长沙410073

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... 详细信息

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。

关键词：逆向射流减阻防热高超声速减阻杆迎风凹腔发汗冷却

逆向脉冲射流及其组合体在空天飞行器中的减阻防热机理研究

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逆向脉冲射流及其组合体在空天飞行器中的减阻防热机理研究

作者：张瑞瑞国防科技大学

学位级别：硕士

空天飞行器在大气层内的飞行过程中会遭遇严重的气动加热和强大的气动阻力,气动加热带来的高温会破坏飞行器的机体结构以及内部设备,强大的气动阻力也对动力系统提出了更高的要求。因此,空天飞行器的减阻防热方案研究具有必要性、紧迫... 详细信息

空天飞行器在大气层内的飞行过程中会遭遇严重的气动加热和强大的气动阻力,气动加热带来的高温会破坏飞行器的机体结构以及内部设备,强大的气动阻力也对动力系统提出了更高的要求。因此,空天飞行器的减阻防热方案研究具有必要性、紧迫性和复杂性。本论文以空天飞行器的减阻防热为目标,对逆向脉冲射流及其组合体的减阻防热机理展开了系列研究。首先,介绍了世界航空航天强国在空天飞行器技术研究方面所发展过或正在发展的项目,阐述了本论文研究内容所处的背景环境。对目前传统的热防护系统及技术进行了分类介绍,分析了目前各种热防护系统的优缺点。对国内外公开文献中的减阻防热方案研究进展进行了详细的综述介绍,分析了国内外经典的实验以及数值模拟研究,提出了本文的研究重点。其次,介绍了基于雷诺平均的多组分守恒型N-S方程,并介绍了标准k-ε模型及SST k-ω模型两种湍流模型。以公开文献中的经典逆向射流实验数据作为参考,按照参考实验中的实验模型创建1:1数值模拟模型并划分不同壁面高度网格。分别采用标准k-ε模型及SST k-ω模型,并以实验中自由来流与逆向射流条件进行数值模拟,将数值模拟结果与实验数据作对比,对比发现采用SST k-ω模型的计算结果较好。又使用不同壁面高度的网格进行同样的计算,最终确定了壁面网格高度为Δh=1.25×10mm。再次,基于上面的研究结果,采用相同的数值模型以及数值方法,使用UDF定义了一个周期为T=1.0ms,振幅为0.4PR,平均值为0.6PR的正弦波逆向脉冲射流,对正弦波逆向脉冲射流的减阻防热进行了数值模拟。模拟结果表明,采用逆向脉冲射流,流场中没有观察到长穿透模式,在PR=0.2的瞬时,射流流场为短穿透模式,这与定常射流完全不同,正弦波逆向脉冲射流在防热方面较定常射流有一定优势,壁面Stanton数及壁面压力等参数都随逆向脉冲射流的周期性变化而变化且表现出一定的迟滞效应。然后,利用UDF定义了周期分别为T=0.5ms、T=1.0ms和T=2.0ms的三组不同周期正弦波逆向脉冲射流,三组脉冲射流的振幅与平均值保持一致,振幅为0.4PR,平均值为0.6PR。分别对三组逆向脉冲射流进行数值模拟,对比周期变化对逆向脉冲射流减阻防热性能的影响。结果表明,脉冲射流在防热方面的表现要优于定常射流,但其减阻性能不如后者。在这三组逆向脉冲射流中,T=2.0ms的一组减阻防热性能最好,T=0.5ms的一组表现最差。紧接着,利用UDF定义了波形分别为正弦波、三角波和矩形波的三组逆向脉冲射流,三组不同波形逆向脉冲射流的周期、振幅、平均值保持一致,周期为T=1.0ms,振幅为0.4PR,平均值为0.6PR。对这三组不同波形逆向脉冲射流进行了数值模拟,通过分析对比,三角波逆向脉冲射流具有最好的减阻防热性能,矩形波脉冲射流的减阻防热效果最差。最后,将逆向脉冲射流与迎风凹腔结合,对不同长径比逆向脉冲射流与迎风凹腔组合构型的减阻防热性能开展了数值模拟。模拟结果表明,当逆向射流确定时,迎风凹腔的长径比存在着最优值,在最优的长径比下,该组合构型能够达到最佳的防热效果或者最佳的减阻效果,但防热性能的最优值与减阻性能的最优值不一定相同。迎风凹腔的体积也影响组合构型的减阻防热性能。

关键词：空天飞行器逆向射流脉冲射流波形周期迎风凹腔长径比组合构型减阻防热