高超聲速飛行器是近些年研究的熱點,也是航天飛行器未來的發(fā)展方向之一。高超聲速飛行器在出入大氣層或持續(xù)在空間飛行時,會遭受嚴(yán)苛的氣動熱載荷和機械載荷。為了防止飛行器內(nèi)部結(jié)構(gòu)發(fā)生破壞,必須采用熱防護系統(tǒng)阻止熱量直接進入機身內(nèi)部,使飛行器內(nèi)部結(jié)構(gòu)的溫度和應(yīng)力等控制在可接受的范圍內(nèi),對飛行器機身和內(nèi)部結(jié)構(gòu)進行保護。熱防護系統(tǒng)的設(shè)計已經(jīng)成為高超聲速飛行器成敗的關(guān)鍵技術(shù)之一。因此本文開展熱防護系統(tǒng)的相關(guān)研究,對在氣動加熱條件下幾種熱防護結(jié)構(gòu)的傳熱、流動換熱以及熱力耦合進行了分析。首先,對高溫多層熱防護結(jié)構(gòu)進行了性能分析。通過建立數(shù)學(xué)模型模擬計算了氣動加熱條件下多層隔熱層的熱傳導(dǎo)和熱輻射。在驗證了模型的正確性后,進一步考察了反射屏的數(shù)量、分布、隔熱材料的密度和反射屏的發(fā)射率對于隔熱效果的影響,獲得了一定條件下相關(guān)參數(shù)的最優(yōu)值。其次,對用于翼前緣結(jié)構(gòu)的熱管冷卻進行研究。建立了耐高溫合金材料、耐火復(fù)合材料、熱管容器以及毛細(xì)層組成的四層結(jié)構(gòu)模型。結(jié)果表明,在翼前緣結(jié)構(gòu)上使用熱管后,可以大大降低翼前緣結(jié)構(gòu)駐點附近的溫度,減少整個結(jié)構(gòu)的溫度差,有效地降低結(jié)構(gòu)的熱應(yīng)力,從而驗證了熱管應(yīng)用于翼前緣結(jié)構(gòu)的可行性。在... 

【文章來源】：西北工業(yè)大學(xué)陜西省 211工程院校 985工程院校

【文章頁數(shù)】：90 頁

【學(xué)位級別】：碩士

【文章目錄】：
摘要
ABSTRACT
第一章 緒論
    1.1 研究背景和意義
    1.2 各國熱防護系統(tǒng)的總體發(fā)展?fàn)顩r
    1.3 航天熱防護技術(shù)
        1.3.1 被動防熱
        1.3.2 半被動防熱
        1.3.3 主動冷卻
    1.4 熱防護系統(tǒng)國內(nèi)外研究狀況
        1.4.1 被動熱防護系統(tǒng)的發(fā)展情況
        1.4.2 半被動熱防護系統(tǒng)的發(fā)展情況
        1.4.3 主動冷卻熱防護系統(tǒng)的發(fā)展情況
    1.5 主要章節(jié)安排
第二章 基本理論與數(shù)值計算方法
    2.1 熱傳導(dǎo)問題分析
        2.1.1 導(dǎo)熱問題的數(shù)學(xué)描述
        2.1.2 瞬態(tài)熱傳導(dǎo)問題有限元的一般格式
    2.2 計算流體力學(xué)
        2.2.1 基本控制方程
        2.2.2 湍流分析
        2.2.3 CFD模型的離散
    2.3 流固耦合及熱應(yīng)力理論分析
        2.3.1 流固耦合基礎(chǔ)
        2.3.2 熱力耦合分析理論
    2.4 本章小結(jié)
第三章 高溫多層熱防護系統(tǒng)的傳熱分析
    3.1 多層隔熱結(jié)構(gòu)的結(jié)構(gòu)特點及簡化模型
    3.2 多層結(jié)構(gòu)傳熱原理及數(shù)學(xué)模型分析
        3.2.1 傳熱機理分析
        3.2.2 數(shù)學(xué)模型分析
    3.3 物理模型的建立與網(wǎng)格的劃分
    3.4 邊界條件和模型的驗證
    3.5 性能參數(shù)分析
        3.5.1 反射屏層數(shù)的影響
        3.5.2 反射屏分布的影響
        3.5.3 隔熱材料密度的影響
        3.5.4 反射屏材料表面發(fā)射率的影響
    3.6 本章小結(jié)
第四章 用于翼前緣的熱管冷卻結(jié)構(gòu)研究
    4.1 熱管工作原理
    4.2 物理模型
    4.3 材料的選擇
        4.3.1 工質(zhì)材料的選擇
        4.3.2 吸液芯材料的選擇
        4.3.3 熱管容器材料的選擇
        4.3.4 外層耐高溫合金材料的選擇
        4.3.5 外層金屬材料和熱管容器中間層材料的選擇
    4.4 翼前緣結(jié)構(gòu)的邊界條件
        4.4.1 簡化結(jié)構(gòu)的幾何模型
        4.4.2 翼前緣外表面熱量平衡的的假設(shè)
        4.4.3 沿著外表面的對流換熱系數(shù)的定義
        4.4.4 熱管等溫溫度的計算
    4.5 有限元分析模型
        4.5.1 模型的假設(shè)
        4.5.2 幾何尺寸以及相應(yīng)的有限元模型
    4.6 結(jié)果分析
        4.6.1 有無熱管的對于翼前緣結(jié)構(gòu)的影響
        4.6.2 外層耐高溫合金材料的最終確定
        4.6.3 半楔角的變化對于結(jié)構(gòu)溫度分布的影響
        4.6.4 設(shè)計長度的影響
        4.6.5 吸液芯孔隙率的影響
    4.7 結(jié)論
第五章 波紋夾芯主動冷卻結(jié)構(gòu)流動換熱分析
    5.1 幾何模型和材料屬性
        5.1.1 物理模型與幾何尺寸
        5.1.2 波紋夾芯結(jié)構(gòu)板材和冷卻液材料屬性
    5.2 湍流模型和邊界條件
    5.3 網(wǎng)格劃分與網(wǎng)格獨立性驗證
        5.3.1 網(wǎng)格劃分
        5.3.2 網(wǎng)格獨立性驗證
    5.4 結(jié)果分析
        5.4.1 速度場和溫度場
        5.4.2 冷卻劑流速對波紋夾芯結(jié)構(gòu)換熱性能的影響
        5.4.3 冷卻劑流向?qū)Σy夾芯結(jié)構(gòu)換熱性能的影響
        5.4.4 腹板與下面板的夾角對結(jié)構(gòu)冷卻效果的影響
    5.5 結(jié)論
第六章 波紋夾芯主動冷卻結(jié)構(gòu)熱力耦合分析
    6.1 幾何模型、材料屬性及邊界條件
    6.2 溫度場分析
        6.2.1 內(nèi)部填充隔熱材料的有限元模型
        6.2.2 特征點的選取
        6.2.3 特征點溫度響應(yīng)曲線
    6.3. 結(jié)構(gòu)分析
        6.3.1 邊界條件設(shè)置
        6.3.2 熱應(yīng)力計算結(jié)果
        6.3.3 靜力載荷作用時結(jié)構(gòu)承載性能研究
        6.3.4 熱載荷和靜力載荷共同作用時結(jié)構(gòu)承載性能研究
    6.4 結(jié)論
第七章 總結(jié)與展望
    7.1 總結(jié)
    7.2 展望
參考文獻
致謝
發(fā)表論文和參加科研情況說明
    攻讀碩士學(xué)位期間發(fā)表的學(xué)術(shù)論文
    攻讀碩士學(xué)位期間參加的科研工作



本文編號：3427612