臨近空間高超聲速飛行器受內(nèi)外加熱情況嚴(yán)重,艙體外部受嚴(yán)酷的氣動(dòng)熱,艙內(nèi)機(jī)載電源、計(jì)算機(jī)、通訊設(shè)備等長時(shí)間工作同樣會(huì)產(chǎn)生大量熱量。針對設(shè)備艙內(nèi)外耦合熱效應(yīng)預(yù)測與計(jì)算分析等方面的需求,需要掌握飛行器受氣動(dòng)熱、防熱結(jié)構(gòu)與艙內(nèi)儀器布置對內(nèi)外耦合熱效應(yīng)的影響規(guī)律,為航天飛行器熱防護(hù)系統(tǒng)的設(shè)計(jì)提供有效支撐,為三維內(nèi)外耦合熱效應(yīng)軟件國產(chǎn)化提供一定理論依據(jù)。本文通過利用課題組自研軟件防熱結(jié)構(gòu)內(nèi)外耦合計(jì)算軟件3Ddesign進(jìn)行數(shù)值模擬,設(shè)計(jì)相關(guān)實(shí)驗(yàn)?zāi)Ｐ瓦M(jìn)行地面試驗(yàn)與量化分析,深入研究影響內(nèi)外耦合效應(yīng)的因素,并取得了一定進(jìn)展,包括以下幾方面:首先,針對高超聲速飛行器工作時(shí)熱量的產(chǎn)生與傳遞,分析飛行器設(shè)備艙防熱結(jié)構(gòu)所處熱環(huán)境,探究三維內(nèi)外耦合熱效應(yīng)中涉及的基本原理與控制方程,以及節(jié)點(diǎn)熱網(wǎng)絡(luò)法和輻射因子計(jì)算法的基本原理和控制方程。其次,為開展模擬設(shè)備艙受內(nèi)外耦合熱效應(yīng)情況,加工制造出實(shí)體模型與配套檢測傳感器,并搭建了實(shí)驗(yàn)?zāi)Ｐ偷南嚓P(guān)約束條件。包括對艙體防熱結(jié)構(gòu)、艙內(nèi)儀器進(jìn)行簡化建模,對制造材料與加工方式的設(shè)計(jì),對各設(shè)備的輻射因子、安裝固定方式、檢測設(shè)備、密封性等約束條件的選取進(jìn)行了規(guī)劃。最后,通過對石英燈輻射... 

【文章來源】：西南科技大學(xué)四川省

【文章頁數(shù)】：67 頁

【學(xué)位級別】：碩士

【部分圖文】：

新型號(hào)飛行器高超聲速飛行器在大氣層內(nèi)飛行，周圍空氣受到激波的強(qiáng)烈壓縮，與飛行器表面

西南科技大學(xué)碩士學(xué)位論文2圖1-2部分飛行器內(nèi)、外受熱情況目前防熱結(jié)構(gòu)的計(jì)算分析通常是將防熱層內(nèi)壁作為絕熱邊界，不考慮艙內(nèi)儀器加熱的影響，在飛行時(shí)間較短的情況下，艙內(nèi)儀器加熱總量較小，這種假設(shè)是合理的。但是，長時(shí)間工作的臨近空間高超聲速飛行器防熱結(jié)構(gòu)溫度場的預(yù)測不僅要考慮到外部氣流加熱，還要考慮到艙內(nèi)儀器的加熱。新型高超聲速飛行器為了實(shí)現(xiàn)快速響應(yīng)，往往要求防熱冗余度與外形變化都盡量小，并考慮內(nèi)外耦合熱效應(yīng)等相關(guān)問題，這就對復(fù)雜外形飛行器熱環(huán)境預(yù)測精準(zhǔn)度、防熱材料的制備與考核、熱防護(hù)方案評估提出了比以往更高的要求[3]。目前地面試驗(yàn)手段可以模擬飛行器結(jié)構(gòu)所受的氣動(dòng)加熱工程，但不能完全真實(shí)模擬；數(shù)值計(jì)算可以完成簡單模型的耦合受熱情況，但是在復(fù)雜外形與極端條件下的狀態(tài)下運(yùn)算難度大[4]，對于航空器機(jī)艙內(nèi)部的換熱，主要涉及到了多體系統(tǒng)的自然對流、導(dǎo)熱和輻射的耦合作用，這些復(fù)雜因素使得預(yù)測和掌握系統(tǒng)中誘發(fā)的交互作用變得越發(fā)困難，意味著我們必須投入大量的精力設(shè)計(jì)、制造、驗(yàn)證高性能的系統(tǒng)。面臨著載荷更加精確，計(jì)算更加準(zhǔn)確、測試更加精細(xì)、評估更加廣泛等需求，實(shí)驗(yàn)技術(shù)是解決該問題的有效途徑[5]，而目前國內(nèi)針對于高超聲速飛行器防熱結(jié)構(gòu)的內(nèi)外耦合熱效應(yīng)的研究大多集中在數(shù)值計(jì)算方面，實(shí)驗(yàn)研究較少，很多計(jì)算研究缺乏較為全面的實(shí)驗(yàn)驗(yàn)證。采取計(jì)算與試驗(yàn)相結(jié)合的方法將是解決結(jié)構(gòu)熱問題的有效手段。1.2國內(nèi)外研究現(xiàn)狀熱防護(hù)問題是高超聲速飛行的核心問題之一。熱防護(hù)系統(tǒng)的可靠性和安全性一直以來都是保證飛行器安全飛行的重要因素，備受研究人員關(guān)注。臨近空間高超聲速飛行器的防熱結(jié)構(gòu)在長時(shí)間的飛行過程中，不僅受到外部氣動(dòng)熱環(huán)境的加熱，還受到飛行器艙內(nèi)各種器件的加熱。防熱結(jié)

峁茍?ρС絳蝰詈顯諞黃稹?近期的研究有，Miller等[11]基于利用一種時(shí)間精確的高保真模型，開展了多物理場時(shí)間推進(jìn)的松耦合方法。該方法充分利用了模型間時(shí)間尺度差異，在每個(gè)傳熱分析時(shí)間步內(nèi)有多個(gè)結(jié)構(gòu)分析時(shí)間步，每個(gè)結(jié)構(gòu)時(shí)間步內(nèi)有多個(gè)流動(dòng)時(shí)間步，將CFD求解器與熱力和結(jié)構(gòu)求解器相耦合，考慮了計(jì)算精度和效率的影響。Tran和Farhat[12]則在原有的流固耦合串行交錯(cuò)推進(jìn)的方法上，提出了涉及流嘗溫度嘗動(dòng)網(wǎng)格場等多耦合場的理論計(jì)算方式，在對二維平板與F-16機(jī)翼的研究中提出解決網(wǎng)格匹配性與湍流模型修正函數(shù)的方法。圖1-3Farhat等提出的串行交錯(cuò)（CSS）耦合方法2010年美國俄亥俄州立大學(xué)的AdamJohnCuller,M.S.[13]。針對于當(dāng)前軟件不具備無縫處理多耦合、多尺度的流-熱-固耦合作用計(jì)算，通過針對性簡化時(shí)間耦合策略與確定不同情況下運(yùn)動(dòng)軌跡、運(yùn)行條件、結(jié)構(gòu)配置等關(guān)鍵特征，有效地建立了高超聲速近似氣動(dòng)模型。此外，還確定了動(dòng)力響應(yīng)預(yù)測對氣動(dòng)加熱和結(jié)構(gòu)變形的相互耦合以及熱解和結(jié)構(gòu)解的時(shí)間耦合非常敏感，準(zhǔn)確的動(dòng)態(tài)響應(yīng)預(yù)測所需的耦合度隨著脈動(dòng)壓力水平和氣動(dòng)加熱速率的增加而上升。2011年美國亞利桑那州立大學(xué)的JaidevKhatri[14]研究了高超聲速飛行器的建模、分析和控制體統(tǒng)的設(shè)計(jì)問題。對彈性、質(zhì)量和物理尺寸的不確定性進(jìn)行了建模、分析與控制工作。文中提出的方法對指導(dǎo)初始控制相關(guān)設(shè)計(jì)具有一定指導(dǎo)意義，此外還分析了熱塑性彈性體質(zhì)量、熱塑性彈性體物理尺寸以及長時(shí)間加熱對其性能的影響，以了解為標(biāo)稱模型設(shè)計(jì)的進(jìn)行集中控制的性能局限性。21世紀(jì)初，國內(nèi)學(xué)者相繼開展了相關(guān)研究，2000年北京空氣動(dòng)力研究所黃唐等人[15]，以二維圓柱繞流模型為研究對象，考慮到傳統(tǒng)流嘗結(jié)構(gòu)、熱問題中人為分割了本應(yīng)統(tǒng)一計(jì)算冷壁熱流與結(jié)構(gòu)?

【參考文獻(xiàn)】：
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博士論文
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碩士論文
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本文編號(hào)：3129703