高超聲速飛行器飛行速度的進(jìn)一步提高,使得飛行器前緣、發(fā)動(dòng)機(jī)推力室等關(guān)鍵部位面臨的熱環(huán)境更加惡劣。發(fā)散冷卻作為當(dāng)前最為高效的主動(dòng)熱防護(hù)技術(shù),不僅可以利用多孔介質(zhì)材料提高冷卻效率,改善溫度均勻性,而且可以定時(shí)、定位、定量地控制冷卻過程,有助于實(shí)現(xiàn)大面積、可重復(fù)使用的熱防護(hù),促進(jìn)熱防護(hù)系統(tǒng)的智能化調(diào)控。但是,將這個(gè)技術(shù)真正推向?qū)嵱眠�有很多問題需要論證和解決。例如,在飛行器前緣,氣動(dòng)熱和氣動(dòng)力分布極不均勻,在滯止點(diǎn)處,發(fā)散冷卻系統(tǒng)既需要大量的冷卻劑來應(yīng)對(duì)極高的滯止溫度和熱流,又不得不克服極高的氣動(dòng)力阻礙將大量冷卻劑供應(yīng)到位,實(shí)現(xiàn)冷卻劑向各局部位置的按需供應(yīng)是一個(gè)巨大的挑戰(zhàn)。本文采用經(jīng)過實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)驗(yàn)證的熱流固耦合數(shù)值方法,對(duì)發(fā)散冷卻系統(tǒng)的冷卻機(jī)理和非均勻供冷方法進(jìn)行了深入研究,主要工作如下:（1）針對(duì)平板發(fā)散冷卻結(jié)構(gòu)上下游溫度和熱流分布不均勻的問題,提出空間間斷的發(fā)散冷卻方案。數(shù)值結(jié)果表明:壁面耦合傳熱效應(yīng)隨著冷卻劑注射量的增加變得更加重要,且相比于單發(fā)散面發(fā)散冷卻結(jié)構(gòu),壁面耦合傳熱效應(yīng)對(duì)間斷發(fā)散面發(fā)散冷卻結(jié)構(gòu)的冷卻效果影響更大,在設(shè)計(jì)和分析中不可忽略。此外,間斷發(fā)散冷卻結(jié)構(gòu)能夠通過調(diào)整不同發(fā)散面... 

【文章來源】：中國(guó)科學(xué)技術(shù)大學(xué)安徽省 211工程院校 985工程院校

【文章頁數(shù)】：168 頁

【學(xué)位級(jí)別】：博士

【部分圖文】：

圖１．２高超聲速流動(dòng)的典型物理特征［｜２］??高超聲速飛行器通常在大氣層和臨近空間內(nèi)以很高的速度執(zhí)行任務(wù)，根據(jù)??Ｔａｕｂｅｒ等人的研宄，其飛行軌跡將不得不長(zhǎng)時(shí)間停留在高溫效應(yīng)發(fā)生作用的??區(qū)域

?第１章緒論???環(huán)境將對(duì)高超聲速飛行器的結(jié)構(gòu)外形、機(jī)體材料、控制系統(tǒng)和機(jī)動(dòng)性能產(chǎn)生致命??影響。??（１）髙超聲速飛行器外結(jié)構(gòu)的熱防護(hù)需求??從Ｋｅｍｐ－Ｒｉｄｄｅｌ丨修正公式可以看出，氣動(dòng)外形、飛行速度、飛行環(huán)境和巡航??時(shí)間是影響氣動(dòng)熱的核心因素。如圖１．３，美國(guó)空軍實(shí)驗(yàn)室的Ｊａｃｋｓｏｎ等人［１６］曾??在一份研究報(bào)告中指出：飛行器所承載的熱負(fù)荷隨著馬赫數(shù)提高而增加，當(dāng)馬赫??數(shù)大于５時(shí)，馬赫數(shù)每提高１，總溫約增加５５６?Ｋ；在２８?ｋｍ高空，當(dāng)馬赫數(shù)達(dá)??到１０時(shí)，飛行器外結(jié)構(gòu)總溫可達(dá)３８８９?Ｋ。??６０．?????????Ｔｔ＝５５６Ｋ?１６６７?Ｋ?２７７８?Ｋ?３８（９?Ｋ??５０＾?＾…??Ｃ?４０?＾?＾．９ＫＰａ??襲?ｆ＝二＝??？ｗ?＾?：??〇ｌ???????????????２?４?６?８?１０?１２??Ｍａｃｈ?Ｎｕｍｂｅｒ??圖１．３美國(guó)空軍實(shí)驗(yàn)室臨近空間吸氣式飛行器飛行走廊??德國(guó)宇航局的Ｓｉｐｐｅｌ等人［１７，１８］展示了一種高超聲速運(yùn)輸系統(tǒng)ＳｐａｃｅＬｉｎｅｒ，圖??１．４給出了?ＳｐａｃｅＬｉｎｅｒ的一個(gè)完整飛行過程，包括爬升、機(jī)箭分離和軌道再入三??個(gè)階段。為了能在更寬的高超聲速速域內(nèi)滑翔，ＳｐａｃｅＬｉｎｅｒ必需采用具有尖銳前??緣的細(xì)長(zhǎng)體結(jié)構(gòu)來提高升阻比，由此不得不應(yīng)對(duì)極高的熱流沖擊和超過２５００?Ｋ、??當(dāng)前的被動(dòng)熱防護(hù)材料根本無法承受的高溫。正如Ｓｉｐｐｅ丨所說，平衡氣動(dòng)性能和??熱負(fù)荷是設(shè)計(jì)該款飛行器面臨的最大挑戰(zhàn)。??圖１．４德國(guó)宇航局高超聲速運(yùn)輸系統(tǒng)ＳｐａｃｅＬｉｎｅｒ的飛行過程??５?

－ｓｕｐｅｒｓｏｎｉｃ?ｃｏｍｂｕｓｔｉｏｎ?ｒａｍｊｅｔ，??ＳＳＣＲ），可為飛行器提供更強(qiáng)勁的動(dòng)力和更持久的續(xù)航力［１９，２Ｇ］。除了超燃沖壓發(fā)??動(dòng)機(jī)外，渦輪增壓發(fā)動(dòng)機(jī)、火箭發(fā)動(dòng)機(jī)、及其組合發(fā)動(dòng)機(jī)也廣泛用于飛行器推進(jìn)??系統(tǒng)［２１］。燃燒室中的高強(qiáng)度燃燒和推力室中的劇烈壓縮，使得對(duì)推進(jìn)系統(tǒng)進(jìn)行有??效的熱防護(hù)非常必要。如果飛行器在海拔高度Ｈ＝２７?ｋｍ的高空以馬赫數(shù)Ｍａ＝８??的速度飛行［２２］，其燃燒室內(nèi)的燃?xì)饪倻貙⒊^３０００?Ｋ，壁面熱流高達(dá)３０?ＭＷ／ｍ２。??此外，如圖１．５，飛行器前緣的激波干擾作用，會(huì)在發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣道唇口位置形成??疊加激波，使得該處的局部熱負(fù)荷甚至比滯止點(diǎn)處的更高［２３】。??圖１．５?ＮＡＳＡ吸氣式飛行器Ｍａ＝１５爬升段不同部位的熱流密度分布ｆ２３】??１．１．３高超聲速飛行的熱防護(hù)技術(shù)??僅依靠材料自身的耐熱能力，已無法滿足高超聲速飛行的防熱需求，為此，??研究人員提出了表１．３中的各種熱防護(hù)方法。不同熱防護(hù)方法由于原理不同，主??要被分成三類：被動(dòng)熱防護(hù)方法、半主動(dòng)熱防護(hù)方法和主動(dòng)熱防護(hù)方法。這三類??熱防護(hù)方法整體看來有以下特點(diǎn)：（丨）每種特定的熱防護(hù)方法，因自身冷卻原理??的限制而具有各自的適用條件，需要根據(jù)熱環(huán)境的溫度和熱流范圍、飛行器受熱??時(shí)間（即巡航時(shí)間）、飛行器的外形結(jié)構(gòu)和材料特性等進(jìn)行合理選擇；（２）?—般??來說，相同熱環(huán)境中，飛行器結(jié)構(gòu)溫度在被動(dòng)熱防護(hù)下較高，在半主動(dòng)熱防護(hù)下??次之，在主動(dòng)熱防護(hù)下最低；（３）被動(dòng)熱防護(hù)不需要攜帶額外的冷卻工質(zhì)，冷卻??過程最為簡(jiǎn)單，研制成本和難度最低，隨著熱防護(hù)形式過渡到半主動(dòng)和主動(dòng)，研??制成本和難度逐漸增加。??６?

【參考文獻(xiàn)】：
期刊論文
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博士論文
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本文編號(hào)：3107289