发散冷却在高超声速飞行器上的应用可行性研究
发布时间：2021-03-29 08:50
高超声速飞行器飞行速度的进一步提高,使得飞行器前缘、发动机推力室等关键部位面临的热环境更加恶劣。发散冷却作为当前最为高效的主动热防护技术,不仅可以利用多孔介质材料提高冷却效率,改善温度均匀性,而且可以定时、定位、定量地控制冷却过程,有助于实现大面积、可重复使用的热防护,促进热防护系统的智能化调控。但是,将这个技术真正推向实用还有很多问题需要论证和解决。例如,在飞行器前缘,气动热和气动力分布极不均匀,在滞止点处,发散冷却系统既需要大量的冷却剂来应对极高的滞止温度和热流,又不得不克服极高的气动力阻碍将大量冷却剂供应到位,实现冷却剂向各局部位置的按需供应是一个巨大的挑战。本文采用经过实验数据验证的热流固耦合数值方法,对发散冷却系统的冷却机理和非均匀供冷方法进行了深入研究,主要工作如下:（1）针对平板发散冷却结构上下游温度和热流分布不均匀的问题,提出空间间断的发散冷却方案。数值结果表明:壁面耦合传热效应随着冷却剂注射量的增加变得更加重要,且相比于单发散面发散冷却结构,壁面耦合传热效应对间断发散面发散冷却结构的冷却效果影响更大,在设计和分析中不可忽略。此外,间断发散冷却结构能够通过调整不同发散面...
【文章来源】：中国科学技术大学安徽省 211工程院校 985工程院校
【文章页数】：168 页
【学位级别】：博士
【部分图文】：
图１．２高超声速流动的典型物理特征［｜２］??高超声速飞行器通常在大气层和临近空间内以很高的速度执行任务，根据??Ｔａｕｂｅｒ等人的研宄，其飞行轨迹将不得不长时间停留在高温效应发生作用的??区域
?第１章绪论???环境将对高超声速飞行器的结构外形、机体材料、控制系统和机动性能产生致命??影响。??（１）髙超声速飞行器外结构的热防护需求??从Ｋｅｍｐ－Ｒｉｄｄｅｌ丨修正公式可以看出，气动外形、飞行速度、飞行环境和巡航??时间是影响气动热的核心因素。如图１．３，美国空军实验室的Ｊａｃｋｓｏｎ等人［１６］曾??在一份研究报告中指出：飞行器所承载的热负荷随着马赫数提高而增加，当马赫??数大于５时，马赫数每提高１，总温约增加５５６?Ｋ；在２８?ｋｍ高空，当马赫数达??到１０时，飞行器外结构总温可达３８８９?Ｋ。??６０．?????????Ｔｔ＝５５６Ｋ?１６６７?Ｋ?２７７８?Ｋ?３８（９?Ｋ??５０＾?＾…??Ｃ?４０?＾?＾．９ＫＰａ??袭?ｆ＝二＝??？ｗ?＾?：??〇ｌ???????????????２?４?６?８?１０?１２??Ｍａｃｈ?Ｎｕｍｂｅｒ??图１．３美国空军实验室临近空间吸气式飞行器飞行走廊??德国宇航局的Ｓｉｐｐｅｌ等人［１７，１８］展示了一种高超声速运输系统ＳｐａｃｅＬｉｎｅｒ，图??１．４给出了?ＳｐａｃｅＬｉｎｅｒ的一个完整飞行过程，包括爬升、机箭分离和轨道再入三??个阶段。为了能在更宽的高超声速速域内滑翔，ＳｐａｃｅＬｉｎｅｒ必需采用具有尖锐前??缘的细长体结构来提高升阻比，由此不得不应对极高的热流冲击和超过２５００?Ｋ、??当前的被动热防护材料根本无法承受的高温。正如Ｓｉｐｐｅ丨所说，平衡气动性能和??热负荷是设计该款飞行器面临的最大挑战。??图１．４德国宇航局高超声速运输系统ＳｐａｃｅＬｉｎｅｒ的飞行过程??５?
－ｓｕｐｅｒｓｏｎｉｃ?ｃｏｍｂｕｓｔｉｏｎ?ｒａｍｊｅｔ，??ＳＳＣＲ），可为飞行器提供更强劲的动力和更持久的续航力［１９，２Ｇ］。除了超燃冲压发??动机外，涡轮增压发动机、火箭发动机、及其组合发动机也广泛用于飞行器推进??系统［２１］。燃烧室中的高强度燃烧和推力室中的剧烈压缩，使得对推进系统进行有??效的热防护非常必要。如果飞行器在海拔高度Ｈ＝２７?ｋｍ的高空以马赫数Ｍａ＝８??的速度飞行［２２］，其燃烧室内的燃气总温将超过３０００?Ｋ，壁面热流高达３０?ＭＷ／ｍ２。??此外，如图１．５，飞行器前缘的激波干扰作用，会在发动机进气道唇口位置形成??叠加激波，使得该处的局部热负荷甚至比滞止点处的更高［２３】。??图１．５?ＮＡＳＡ吸气式飞行器Ｍａ＝１５爬升段不同部位的热流密度分布ｆ２３】??１．１．３高超声速飞行的热防护技术??仅依靠材料自身的耐热能力，已无法满足高超声速飞行的防热需求，为此，??研究人员提出了表１．３中的各种热防护方法。不同热防护方法由于原理不同，主??要被分成三类：被动热防护方法、半主动热防护方法和主动热防护方法。这三类??热防护方法整体看来有以下特点：（丨）每种特定的热防护方法，因自身冷却原理??的限制而具有各自的适用条件，需要根据热环境的温度和热流范围、飞行器受热??时间（即巡航时间）、飞行器的外形结构和材料特性等进行合理选择；（２）?—般??来说，相同热环境中，飞行器结构温度在被动热防护下较高，在半主动热防护下??次之，在主动热防护下最低；（３）被动热防护不需要携带额外的冷却工质，冷却??过程最为简单，研制成本和难度最低，随着热防护形式过渡到半主动和主动，研??制成本和难度逐渐增加。??６?
【参考文献】：
期刊论文
[1]3D打印制备多孔结构的研究与应用现状[J]. 杨建明,汤阳,顾海,刘永加,黄大志,陈劲松. 材料导报. 2018(15)
[2]连续梯度金属多孔材料的研究[J]. 汪强兵,汤慧萍,杨保军. 中国材料进展. 2016(02)
[3]粉末粒径和压制压力对316L不锈钢多孔材料结构特性的影响[J]. 叶先勇,刘京雷,徐宏,颜磊,郭超,嵇得宸. 粉末冶金材料科学与工程. 2013(03)
[4]欧洲高速飞行轻质先进材料的气动与热载荷相互作用计划（ATLLAS）研究进展[J]. 郭朝邦,李文杰,文苏丽,张冬青. 飞航导弹. 2011(01)
[5]层板发汗冷却结构的非均匀温度分布受热皱损的求解[J]. 张峰,刘伟强. 航空学报. 2007(01)
[6]可加工陶瓷研究进展[J]. 金海云,乔冠军,高积强,金志浩. 硅酸盐通报. 2005(04)
[7]金属多孔材料发展现状[J]. 汤慧萍,张正德. 稀有金属材料与工程. 1997(01)
博士论文
[1]发散冷却关键问题的实验和数值研究[D]. 伍楠.中国科学技术大学 2019
[2]发散冷却基础问题的理论和实验研究[D]. 贺菲.中国科学技术大学 2014
本文编号：3107289
【文章来源】：中国科学技术大学安徽省 211工程院校 985工程院校
【文章页数】：168 页
【学位级别】：博士
【部分图文】：
图１．２高超声速流动的典型物理特征［｜２］??高超声速飞行器通常在大气层和临近空间内以很高的速度执行任务，根据??Ｔａｕｂｅｒ等人的研宄，其飞行轨迹将不得不长时间停留在高温效应发生作用的??区域
?第１章绪论???环境将对高超声速飞行器的结构外形、机体材料、控制系统和机动性能产生致命??影响。??（１）髙超声速飞行器外结构的热防护需求??从Ｋｅｍｐ－Ｒｉｄｄｅｌ丨修正公式可以看出，气动外形、飞行速度、飞行环境和巡航??时间是影响气动热的核心因素。如图１．３，美国空军实验室的Ｊａｃｋｓｏｎ等人［１６］曾??在一份研究报告中指出：飞行器所承载的热负荷随着马赫数提高而增加，当马赫??数大于５时，马赫数每提高１，总温约增加５５６?Ｋ；在２８?ｋｍ高空，当马赫数达??到１０时，飞行器外结构总温可达３８８９?Ｋ。??６０．?????????Ｔｔ＝５５６Ｋ?１６６７?Ｋ?２７７８?Ｋ?３８（９?Ｋ??５０＾?＾…??Ｃ?４０?＾?＾．９ＫＰａ??袭?ｆ＝二＝??？ｗ?＾?：??〇ｌ???????????????２?４?６?８?１０?１２??Ｍａｃｈ?Ｎｕｍｂｅｒ??图１．３美国空军实验室临近空间吸气式飞行器飞行走廊??德国宇航局的Ｓｉｐｐｅｌ等人［１７，１８］展示了一种高超声速运输系统ＳｐａｃｅＬｉｎｅｒ，图??１．４给出了?ＳｐａｃｅＬｉｎｅｒ的一个完整飞行过程，包括爬升、机箭分离和轨道再入三??个阶段。为了能在更宽的高超声速速域内滑翔，ＳｐａｃｅＬｉｎｅｒ必需采用具有尖锐前??缘的细长体结构来提高升阻比，由此不得不应对极高的热流冲击和超过２５００?Ｋ、??当前的被动热防护材料根本无法承受的高温。正如Ｓｉｐｐｅ丨所说，平衡气动性能和??热负荷是设计该款飞行器面临的最大挑战。??图１．４德国宇航局高超声速运输系统ＳｐａｃｅＬｉｎｅｒ的飞行过程??５?
－ｓｕｐｅｒｓｏｎｉｃ?ｃｏｍｂｕｓｔｉｏｎ?ｒａｍｊｅｔ，??ＳＳＣＲ），可为飞行器提供更强劲的动力和更持久的续航力［１９，２Ｇ］。除了超燃冲压发??动机外，涡轮增压发动机、火箭发动机、及其组合发动机也广泛用于飞行器推进??系统［２１］。燃烧室中的高强度燃烧和推力室中的剧烈压缩，使得对推进系统进行有??效的热防护非常必要。如果飞行器在海拔高度Ｈ＝２７?ｋｍ的高空以马赫数Ｍａ＝８??的速度飞行［２２］，其燃烧室内的燃气总温将超过３０００?Ｋ，壁面热流高达３０?ＭＷ／ｍ２。??此外，如图１．５，飞行器前缘的激波干扰作用，会在发动机进气道唇口位置形成??叠加激波，使得该处的局部热负荷甚至比滞止点处的更高［２３】。??图１．５?ＮＡＳＡ吸气式飞行器Ｍａ＝１５爬升段不同部位的热流密度分布ｆ２３】??１．１．３高超声速飞行的热防护技术??仅依靠材料自身的耐热能力，已无法满足高超声速飞行的防热需求，为此，??研究人员提出了表１．３中的各种热防护方法。不同热防护方法由于原理不同，主??要被分成三类：被动热防护方法、半主动热防护方法和主动热防护方法。这三类??热防护方法整体看来有以下特点：（丨）每种特定的热防护方法，因自身冷却原理??的限制而具有各自的适用条件，需要根据热环境的温度和热流范围、飞行器受热??时间（即巡航时间）、飞行器的外形结构和材料特性等进行合理选择；（２）?—般??来说，相同热环境中，飞行器结构温度在被动热防护下较高，在半主动热防护下??次之，在主动热防护下最低；（３）被动热防护不需要携带额外的冷却工质，冷却??过程最为简单，研制成本和难度最低，随着热防护形式过渡到半主动和主动，研??制成本和难度逐渐增加。??６?
【参考文献】：
期刊论文
[1]3D打印制备多孔结构的研究与应用现状[J]. 杨建明,汤阳,顾海,刘永加,黄大志,陈劲松. 材料导报. 2018(15)
[2]连续梯度金属多孔材料的研究[J]. 汪强兵,汤慧萍,杨保军. 中国材料进展. 2016(02)
[3]粉末粒径和压制压力对316L不锈钢多孔材料结构特性的影响[J]. 叶先勇,刘京雷,徐宏,颜磊,郭超,嵇得宸. 粉末冶金材料科学与工程. 2013(03)
[4]欧洲高速飞行轻质先进材料的气动与热载荷相互作用计划（ATLLAS）研究进展[J]. 郭朝邦,李文杰,文苏丽,张冬青. 飞航导弹. 2011(01)
[5]层板发汗冷却结构的非均匀温度分布受热皱损的求解[J]. 张峰,刘伟强. 航空学报. 2007(01)
[6]可加工陶瓷研究进展[J]. 金海云,乔冠军,高积强,金志浩. 硅酸盐通报. 2005(04)
[7]金属多孔材料发展现状[J]. 汤慧萍,张正德. 稀有金属材料与工程. 1997(01)
博士论文
[1]发散冷却关键问题的实验和数值研究[D]. 伍楠.中国科学技术大学 2019
[2]发散冷却基础问题的理论和实验研究[D]. 贺菲.中国科学技术大学 2014
本文编号：3107289
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