層板式鼻錐的結構特性與傳熱分析研究.pdf

1、熱防護方法作為高超聲速飛行器的一項關鍵技術，受到了國內外研究人員的極大關注。本文在對現有熱防護方法及其相關技術研究現狀進行充分總結和歸納的基礎上，提出了層板式鼻錐。這種層板式鼻錐結構由大量的薄板組成，在鼻錐結構的駐點區(qū)采用逆噴熱防護方法，而在駐點區(qū)以外的鼻錐結構區(qū)域則采用發(fā)汗熱防護方法。通過應用層板技術將兩種熱防護方法有機的組合起來，從而實現了對整個鼻錐結構壁面的熱防護。
　　本文針對層板式鼻錐熱防護系統展開了相關的研究。首先建立

2、了高超聲速飛行器逆噴鼻錐外流場的數值計算模型，并通過將數值計算結果與相關文獻中的實驗結果進行對比，發(fā)現數值計算結果與實驗結果能夠較好的吻合，證明了所建立的數值計算模型的正確性。針對逆向噴流熱防護系統對鼻錐結構外流場和壁面氣動熱的影響展開了數值模擬研究。同時討論了飛行攻角對逆噴鼻錐熱防護系統熱防護性能的影響；得到了逆噴熱防護系統在本文研究條件下的極限攻角。當飛行攻角超過9°時，逆噴鼻錐壁面上的最大熱流值就已經接近無逆噴熱防護系統的鼻錐最大

3、熱流。
　　對考慮熱化學非平衡效應時高超聲速飛行器鼻錐外流場和壁面熱流進行了數值模擬。當采用熱化學非平衡模型時，流場溫度的計算值比采用量熱完全氣體模型的計算值要低，而降低的多少則與飛行馬赫數的大小有關；而波后壓力和波后密度則比采用量熱完全氣體模型的計算結果大；同時弓形激波的脫體距離比采用量熱完全氣體模型的計算結果小。從研究結果當中還發(fā)現在本文所研究的飛行條件下，當馬赫數小于等于6時，熱化學非平衡效應對鼻錐外流場及氣動熱的影響就比較

4、小了。本文認為此飛行高度及鼻錐結構外形條件下，當馬赫數為6時可以不考慮熱化學非平衡效應。
　　對層板式鼻錐結構的外流場進行了數值研究。討論了逆噴參數以及發(fā)汗參數對鼻錐外流場以及壁面氣動加熱的影響。得到了不同逆噴工況和不同發(fā)汗工況條件下，層板式鼻錐結構的熱防護性能。層板式鼻錐熱防護系統能夠對高超聲速飛行器鼻錐結構進行有效的冷卻，大大減小了壁面的熱流。在逆噴總壓比不變的條件下，逆噴馬赫數越大，對層板鼻錐結構的冷卻效果越好。發(fā)汗出口處的

5、壓力和速度對于外流場影響不大，僅改變發(fā)汗口附近的流場結構；同時壓力和發(fā)汗出口速度的提高同樣能夠起到降低鼻錐結構表面熱流的作用。
　　對本文所提出的層板式鼻錐結構進行了詳細的介紹，并對其傳熱過程進行了數值分析。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，依據這一傳熱計算模型，編寫了層板式鼻錐結構溫度場計算的Fortran程序，獲得了鼻錐結構的溫度分布以及各發(fā)汗通道內的工質溫度沿徑向的分布趨勢。研究的結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都能使鼻錐結構的溫度降低；但是在總發(fā)汗流量增大的情況下會使得溫度的降低的幅度增大。在本文的研究范圍內，采用層板鼻錐熱防護系統可以有效的將鼻錐結構的溫度控制在1000K以內，從而對高超聲速飛行器的鼻錐結構進行很有效的熱防護。
　　對層板式鼻錐結構的熱防護性能進行了定性的試驗研究。采用了制作效率高、費用低廉的應力緊固成型的方法對層板鼻錐進行了制作加工，在試驗的過程中證明采用