層板式鼻錐的結(jié)構(gòu)特性與傳熱分析研究.pdf

1、熱防護(hù)方法作為高超聲速飛行器的一項(xiàng)關(guān)鍵技術(shù)，受到了國(guó)內(nèi)外研究人員的極大關(guān)注。本文在對(duì)現(xiàn)有熱防護(hù)方法及其相關(guān)技術(shù)研究現(xiàn)狀進(jìn)行充分總結(jié)和歸納的基礎(chǔ)上，提出了層板式鼻錐。這種層板式鼻錐結(jié)構(gòu)由大量的薄板組成，在鼻錐結(jié)構(gòu)的駐點(diǎn)區(qū)采用逆噴熱防護(hù)方法，而在駐點(diǎn)區(qū)以外的鼻錐結(jié)構(gòu)區(qū)域則采用發(fā)汗熱防護(hù)方法。通過(guò)應(yīng)用層板技術(shù)將兩種熱防護(hù)方法有機(jī)的組合起來(lái)，從而實(shí)現(xiàn)了對(duì)整個(gè)鼻錐結(jié)構(gòu)壁面的熱防護(hù)。
　　本文針對(duì)層板式鼻錐熱防護(hù)系統(tǒng)展開(kāi)了相關(guān)的研究。首先建立

2、了高超聲速飛行器逆噴鼻錐外流場(chǎng)的數(shù)值計(jì)算模型，并通過(guò)將數(shù)值計(jì)算結(jié)果與相關(guān)文獻(xiàn)中的實(shí)驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行對(duì)比，發(fā)現(xiàn)數(shù)值計(jì)算結(jié)果與實(shí)驗(yàn)結(jié)果能夠較好的吻合，證明了所建立的數(shù)值計(jì)算模型的正確性。針對(duì)逆向噴流熱防護(hù)系統(tǒng)對(duì)鼻錐結(jié)構(gòu)外流場(chǎng)和壁面氣動(dòng)熱的影響展開(kāi)了數(shù)值模擬研究。同時(shí)討論了飛行攻角對(duì)逆噴鼻錐熱防護(hù)系統(tǒng)熱防護(hù)性能的影響；得到了逆噴熱防護(hù)系統(tǒng)在本文研究條件下的極限攻角。當(dāng)飛行攻角超過(guò)9°時(shí)，逆噴鼻錐壁面上的最大熱流值就已經(jīng)接近無(wú)逆噴熱防護(hù)系統(tǒng)的鼻錐最大

3、熱流。
　　對(duì)考慮熱化學(xué)非平衡效應(yīng)時(shí)高超聲速飛行器鼻錐外流場(chǎng)和壁面熱流進(jìn)行了數(shù)值模擬。當(dāng)采用熱化學(xué)非平衡模型時(shí)，流場(chǎng)溫度的計(jì)算值比采用量熱完全氣體模型的計(jì)算值要低，而降低的多少則與飛行馬赫數(shù)的大小有關(guān)；而波后壓力和波后密度則比采用量熱完全氣體模型的計(jì)算結(jié)果大；同時(shí)弓形激波的脫體距離比采用量熱完全氣體模型的計(jì)算結(jié)果小。從研究結(jié)果當(dāng)中還發(fā)現(xiàn)在本文所研究的飛行條件下，當(dāng)馬赫數(shù)小于等于6時(shí)，熱化學(xué)非平衡效應(yīng)對(duì)鼻錐外流場(chǎng)及氣動(dòng)熱的影響就比較

4、小了。本文認(rèn)為此飛行高度及鼻錐結(jié)構(gòu)外形條件下，當(dāng)馬赫數(shù)為6時(shí)可以不考慮熱化學(xué)非平衡效應(yīng)。
　　對(duì)層板式鼻錐結(jié)構(gòu)的外流場(chǎng)進(jìn)行了數(shù)值研究。討論了逆噴參數(shù)以及發(fā)汗參數(shù)對(duì)鼻錐外流場(chǎng)以及壁面氣動(dòng)加熱的影響。得到了不同逆噴工況和不同發(fā)汗工況條件下，層板式鼻錐結(jié)構(gòu)的熱防護(hù)性能。層板式鼻錐熱防護(hù)系統(tǒng)能夠?qū)Ω叱曀亠w行器鼻錐結(jié)構(gòu)進(jìn)行有效的冷卻，大大減小了壁面的熱流。在逆噴總壓比不變的條件下，逆噴馬赫數(shù)越大，對(duì)層板鼻錐結(jié)構(gòu)的冷卻效果越好。發(fā)汗出口處的

5、壓力和速度對(duì)于外流場(chǎng)影響不大，僅改變發(fā)汗口附近的流場(chǎng)結(jié)構(gòu)；同時(shí)壓力和發(fā)汗出口速度的提高同樣能夠起到降低鼻錐結(jié)構(gòu)表面熱流的作用。
　　對(duì)本文所提出的層板式鼻錐結(jié)構(gòu)進(jìn)行了詳細(xì)的介紹，并對(duì)其傳熱過(guò)程進(jìn)行了數(shù)值分析。引入了傳熱熱阻這一概念，建立了鼻錐固壁傳熱的分析模型，依據(jù)這一傳熱計(jì)算模型，編寫(xiě)了層板式鼻錐結(jié)構(gòu)溫度場(chǎng)計(jì)算的Fortran程序，獲得了鼻錐結(jié)構(gòu)的溫度分布以及各發(fā)汗通道內(nèi)的工質(zhì)溫度沿徑向的分布趨勢(shì)。研究的結(jié)果表明不論是在總發(fā)汗流

6、量改變的情況下，還是在總發(fā)汗流量不變的情況下，增大 Ni或Nk都能使鼻錐結(jié)構(gòu)的溫度降低；但是在總發(fā)汗流量增大的情況下會(huì)使得溫度的降低的幅度增大。在本文的研究范圍內(nèi)，采用層板鼻錐熱防護(hù)系統(tǒng)可以有效的將鼻錐結(jié)構(gòu)的溫度控制在1000K以內(nèi)，從而對(duì)高超聲速飛行器的鼻錐結(jié)構(gòu)進(jìn)行很有效的熱防護(hù)。
　　對(duì)層板式鼻錐結(jié)構(gòu)的熱防護(hù)性能進(jìn)行了定性的試驗(yàn)研究。采用了制作效率高、費(fèi)用低廉的應(yīng)力緊固成型的方法對(duì)層板鼻錐進(jìn)行了制作加工，在試驗(yàn)的過(guò)程中證明采用