气动加热

摘要： 空气舵缝隙内的舵轴是高速飞行器受热最严酷的部位之一。为减小舵轴的防热压力,通过在舵轴周围设计防热环,将舵轴的高热流区转移到防热环,大幅减小舵轴的气动热载荷,从而有效实现舵轴承力功能和防热环承热功能的分离。通过数值计算和试验研究分析了舵轴防热环的降热效果与机理,获得以下结论:通过有无防热环方案的仿真和试验对比,表明了增加防热环能够明显降低舵轴热环境;通过对舵缝隙内外流动的细致分析,给出了舵轴防热环通过转移高热流区降低舵轴热流的降热机理;通过不同舵偏和不同流态有无防热环方案数值计算的对比表明了防热环对舵轴热流的降低作用具有广泛适用性。

摘要： 后缘舵在机翼的遮挡下其热流峰值明显低于全动舵,但因其与机身、机翼均会发生干扰,其局部流动结构和热环境特性更为复杂。基于数值模拟方法及风洞试验开展了后缘舵/机身缝隙干扰区的气动加热机理研究,发现后缘舵在机身上的投影线处形成一条高热流条带,该热流条带上的热流干扰因子远大于压力干扰因子。数值模拟结果及风洞试验的纳米示踪的平面激光散射技术均表明产生这一现象的原因是气流在翼面迎背风压差的作用下穿过缝隙对机身与舵之间的漩涡产生抽吸,高温气体向机体下方运动在机身上再附形成高热流带。基于此分析,提出通过底面局部倒圆角、减小漩涡再附角度进而降低机身干扰热流峰值的局部外形优化方法。3个典型工况的数值计算结果表明,优化后的模型较原始模型峰值热流降热幅度达到了27%~31%,降热效果显著。

摘要： 高超声速气动加热问题一直是高超声速飞行器设计中的关键,是气动布局设计、结构设计以及热防护选材等的重要依据。然而气动热的数值模拟受到网格尺度、数值格式等多种因素的影响,是目前计算流体力学的难点之一。本文选择典型的三维钝锥模型,主要围绕网格尺度、数值格式精度以及耗散对高超声速气动热问题展开相关研究。结果表明,随着网格雷诺数的不断增加,热流计算值呈现不断减小的趋势,在气动加热比较严重的部位,热流计算值对于网格尺度的敏感性更强;网格尺度较小时精度越高,热流计算越准确,而网格尺度较大时,具有高分辨特性的MDADF-HY格式更为占优;同时,适当的耗散也是数值格式能够准确计算热流的前提。

摘要： 为了研究复杂构型前缘一体化高温热管结构在高热流密度状态下的防热效果,设计了飞行器气动加热轨道,实现了高温热管低状态完全启动、高状态极限考核。然后采用超声速电弧风洞驻点自由射流结合轨道模拟技术,模拟乘波体飞行器的前缘疏导构件的气动加热环境,开展了前缘一体化高温热管结构防热效果研究。实验结果表明,一体化高温热管结构能够多次使用,低状态下高温热管的启动时间约为115 s,在高状态下结构依然有效,降温系数达到24.5%,验证了前缘疏导式防热结构的防热效果,可为未来新型高超声速飞行器非烧蚀热防护系统的设计提供指导。

摘要： 使用CFD方法计算了钝头体表面热流分布,与试验数据进行了对比,验证了方法的可靠性。分别使用迭代耦合和单向求解的方法计算了不同时刻结构内部的温度分布:迭代耦合方法通过单个时间步内流场和结构之间的互相数据交换,完成气动-传热一体化计算;单向求解通过CFD计算得到物体表面气动加热情况,再通过结构传热求得结构内部温度分布。计算结果表明:钝头体驻点位置受到气动加热效应最严重;迭代耦合计算方法相比于单向求解方法计算得到的结构温度更接近实际值。

摘要： 极高超声速流动激波层内的高温导致内能模态的激发并伴随热辐射发生,过高的温度使得空气分子完全解离,原子组分对辐射热的贡献将达到80%以上.本文基于优化的原子辐射模型,提出追踪光子-直接模拟蒙特卡罗(p-DSMC)方法,研究了稀薄流区不同马赫数下的高超声速二维圆柱绕流的壁面辐射加热,获得了有无激发辐射效应的壁面压力和热流以及沿驻点线变化的平动、振动和转动温度.在不考虑激发辐射效应的情况下,得到的壁面压力和热流与已有的模拟结果符合的非常好,误差均在5%以内,尤其是在驻点位置,误差在1%以内;获得的平动、振动以及转动温度均与文献结果符合的很好.在相同的来流条件下,考虑辐射效应后发现,来流速度低于10 km/s时,辐射加热不明显,在驻点区域,辐射加热占对流加热比重在7%左右;来流速度大于10 km/s时,在驻点区域,辐射加热占对流加热比重将超过30%.考虑辐射效应后,对非平衡区的平动、转动和振动温度的最大值影响不大.此外,另一个重要结论是,流场中原子的浓度是影响壁面辐射热流大小的一个重要因素.

摘要： 这种平底在专业上被称为钝形迎风面,钝体再入可使飞行时产生的强大激波出现在飞行器底部前,形成一道护盾,减少航天器其他部位的加热效应。相比之下,钝体再入比尖锐的物体更有利于解决气动加热的防护问题。

摘要： 针对常规弹载红外成像系统容易受气动加热影响的问题,开展了红外侧窗成像方法研究。采用数值模拟方法,计算了不同飞行工况下球面钝体弹头的气动加热情况,分析得到:头部侧身非驻点区域的高温效应远小于前端驻点区域,来流马赫数影响高温区域的产生,飞行攻角不改变高温区域的极值但会影响其空间分布。因此,提出并设计一套红外侧窗成像系统,实验结果表明,该方法能够得到质量较好的成像效果,为降低气动热对弹载红外探测的不利影响提供了一种新的思路。

摘要： 针对高超声速目标的红外辐射特性计算困难的问题,提出一种修正的工程计算方法.在传统气动加热工程计算方法基础上,考虑高超声速大气环境的动态影响,采用大气高度作为修正因子,构建高超声速再入飞行器目标表面气动加热的温度动态变化算法,并对典型飞行条件下的高超声速目标红外光谱辐射特性进行了计算分析.

摘要： 飞机电子设备舱内环境温度直接影响舱内设备的可靠性及寿命.严酷的气动热作用、舱体结构的复杂性以及换热方式的多样性使得高速飞机电子设备舱内环境温度监测具有较高难度.提出考虑气动热影响的整体热分析策略,求解高速飞机电子设备舱内环境,即利用气动加热工程算法与数值仿真联合获得设备舱外部环境温度,再将其作为边界条件,求解设备舱内部温度场.对典型高速飞机电子设备舱内环境温度进行了数值仿真,计算中考虑气动热影响,获得了电子设备舱内环境温度分布,并验证了分析方法的有效性.

摘要： 基于工程算法的引信气动加热计算比较复杂且精度不高.针对这一问题,提出了引信气动加热的紧耦合求解的单向简化求解的方法.对紧耦合的壁面传热模型简化和边界耦合条件进行了简化,在计算时不考虑壁面形状的弹性形变,将双向求解简化为单向求解.试验结果表明,仿真数值与试验数值最大误差为12％,该方法能够较准确地模拟引信内部温度场数值.

摘要： 本项目是一个延续三年资助项目,承接上一个(90716011)关于稀薄气体效应影响驻点气动加热的理论分析工作,旨在研究锐前缘驻点气动加热中非平衡真实气体效应的特征判据及其对驻点热流的影响规律.现已按计划完成各年度目标,综合形成了锐前缘驻点气动加热受稀薄气体效应耦合非平衡真实气体效应的工程理论.

摘要： 为研究气动加热作用对热线/热膜风速仪内部温度场及表面换热特性的影响,本文针对某种圆柱覆膜型热膜风速仪结构采用CFX软件和SST湍流模型开展了数值研究.计算了不同热膜直径,来流速度和基底导热系数下基底材料内的温度分布和对流换热系数分布.结果表明:基底内部温度对称分布,在前缘滞止点处温度最高,边界层分离点附近温度最低,随来流速度增加而增加;表面对流换热系数随来流速度增加而急剧增加.导热系数越大,基底材料内部的温度分布越均匀.

摘要： 本文发展了一种基于无黏外流解与气动热工程方法相结合的气动加热计算技术,考虑了飞行器表面烧蚀效应对气动加热的影响特性,并耦合结构传热,实现对了高超声速飞行器热防护系统中结构材料温度分布特性的数值模拟.采用本文方法,对钝头体在高超声速长航时飞行状态下,考虑热防护系统发生烧蚀时的结构温度分布特性与热流密度分布特性进行了数值计算与分析,给出了碳基防热材料发生烧蚀时对气动加热的影响特性.结果表明本文发展的计算技术可信,可为高超声速飞行器的热防护系统设计、气动热特性定性分析等提供技术参考.

摘要： 采用有限体积法求解三维雷诺平均Navier-Stokes( RANS)方程,数值模拟高温燃气喷流与壁面干扰的气动加热问题。本文探究了使用空气喷流近似燃气喷流进行数值模拟的方法，探讨不同的喷流热力学匹配方法对喷流形态及热流分布的影响，研究喷流出口速度型对热流分布的影响。

摘要： 针对某二元高超声速进气道唇罩开孔方案,采用CFD数值计算方法,评估唇罩开孔对局部气动加热影响情况.通过商业软件对某二元进气道在马赫数6、攻角0°条件下,不同唇罩开孔直径进行了数值模型,分别计算了2mm、4mm和6mm开孔直径的气动加热情况,研究开孔后的缝隙流动对气动加热的影响,分析了不同开孔直径局部热流的变化规律.计算结果表明,当唇罩开孔时,由于进气道唇罩内外表存在压差,部分气流通过开孔溢流,在孔内形成缝隙流动,导致在孔边沿位置形成局部高热流,孔下游边界层厚度变薄,壁面热流也有一定的增加,随着孔径的增加,下游高热流区域逐渐增大,沿孔内轴向高热流区域也在增大.

摘要： 飞机蒙皮温度场分布是获得其红外辐射特征和形成红外图像的前提和基础.基于商用CFD软件Fluent对某型战斗机三维流场进行了仿真计算和结果分析,根据离散坐标法原理加载DO(Discreet Ordinate)辐射模型求解辐射传递方程模拟蒙皮的辐射传热过程,利用太阳加载模型模拟太阳辐射对蒙皮温度场分布的影响,同时对飞行马赫数和飞行高度两种因素对蒙皮温度场分布的影响进行了深入分析.结果表明太阳辐射对蒙皮温度场的升温作用较小,最高升温效果不超过5K;飞行马赫数对蒙皮温度分布的影响不是简单的正相关,在低马赫数下对流换热的冷却过程起主要作用,在超声速飞行过程中气动加热为温度升高的主要来源,飞行高度对蒙皮温度场分布的影响主要表现为所在高度的大气压强和环境温度的变化.

摘要： 放射性同位素热源在深空探测领域有着巨大的应用需求,但238PuO2材料极强的毒性导致在同位素热源设计阶段必须考虑各种异常事故情况.针对同位素热源在发射运行过程中可能出现的异常再入事故,通过分析热源再入模式,并考虑再入过程中严酷的气动加热环境,发展了适用于RHU在侧面稳定再入模式时的气动加热计算方法,结合典型弹道特征,开展了“Angel”RHU在典型弹道下以侧面稳定模式再入的温度分析,开展了结构在再入事故中的安全性评价,所形成的方法对此类结构安全性设计具有参考意义.

摘要： 高马赫数飞行器气动加热、红外热辐射、热防护、结构热载荷离不开对飞行器表面的气动热和固体内温度的准确预测,两者之间的耦合作用对此有着重要影响,利用流场/结构耦合传热数值计算就成为一个比较有效的手段.流场部分需要求解非定常N-S方程,时间离散采用双时间步隐式推进;固体部分求解了非稳态的热传导方程;通过流固交界面数据传递实现流场和固体温度场的紧耦合计算.基于此方法对二维带桁架机翼以及高焓风洞喷管的受热特性进行预测,为机翼红外特性预测提供准确温度场数据,评估复合材料喷管应用到高焓风洞建设上来的可能性.

摘要： 气动加热问题是高超声速飞行器设计中的一个重点.数值计算是气动加热问题的重要研究手段.本文首先以二维圆柱为算例,针对二阶TVD格式及五阶WENO格式,分析其不同差分格式对网格雷诺数的要求.结果表明,要准确计算表面热流,二阶TVD格式要求网格雷诺数在3以下,导致时间步长较小;WENO格式的网格雷诺数在10的量级即可,时间步长可取较大的值.基于以上分析结果,本文以高超声速三维钝锥为算例,构造了满足气动热计算要求的网格参数,对多种攻角下高超声速气动热开展了数值计算,得到了钝锥表面子午线上热流分布,结果与实验数据吻合良好.

摘要： 加热气动连接纺织纱线的压缩气体的器件，其与借助于压缩气体连接纺织纱线的连接装置相关，该连接装置包括底部主体、压缩气体的供气管和压缩气体进气阀，底部主体支撑带连接室的头部，要被连接的纺织纱线末梢可插入连接室内，压缩气体的供气管一端开向连接室，另一端具有进气口，压缩气体进气阀引入压缩气体且具有压缩气体的一个进口和至少一个出口,该器件包括：主体，从外部可安装在连接器件上连接器件所限定的结合部位；至少一个管状导管，穿过主体且具有第一开口端和第二开口端，考虑该装置上安装配置中的器件，第一开口端能与压缩气体进气阀的出口流体连通，第二开口端能与供气管的进气口流体连通；以及构件，用于加热与主体相关的管状导管。

摘要： 本发明公开了一种气动式气体加热装置及气体加热方法，加热装置包括由两段直管相互密封连接的管道，管道内壁设置有隔热层，两段直管连接处设置有支撑构件联接一个置于管道内截面中心位置的喷管，该喷管与管道绝缘层之间形成一个正方向渐缩、反方向渐扩的环形通道；该喷管内设置有变截面气流通道。将高速压缩气体由管道一端以亚音速送入，通过喷管时被分成两股，中间一股进入喷管的变截面气流通道，周围一股则进入喷管与隔热层之间的正方向渐缩的环形管道内，使两股气流在喷管末端汇合面上产生速度差，发生剪切摩擦和扰动而被加热，被加热气体从管道的另一端流出。本发明具有结构简单、制造成本低、加热均匀且升温迅速、节能高效、清洁卫生等优点。

摘要： 加热气动连接纺织纱线的压缩气体的器件，其与借助于压缩气体连接纺织纱线的装置相关，该装置包括底部主体、压缩气体的供气管和压缩气体进气阀，底部主体支撑带连接室的头部，要被连接的纺织纱线末梢可插入连接室内，压缩气体的供气管一端开向连接室，另一端具有进气口，压缩气体进气阀引入压缩气体且具有压缩气体的一个进口和至少一个出口,该器件包括：主体，从外部可安装在连接器件上连接器件所限定的结合部位;至少一个管状导管，穿过主体且具有第一开口端和第二开口端，考虑该装置上安装配置中的器件，第一开口端能与压缩气体进气阀的出口流体连通，第二开口端能与供气管的进气口流体连通;以及构件，用于加热与主体相关的管状导管。

摘要： 本发明公开了一种气动式气体加热装置及气体加热方法，加热装置包括由两段直管相互密封连接的管道，管道内壁设置有隔热层，两段直管连接处设置有支撑构件联接一个置于管道内截面中心位置的喷管，该喷管与管道绝缘层之间形成一个正方向渐缩、反方向渐扩的环形通道。将高速压缩气体由管道一端以亚音速送入，通过喷管时被分成两股，中间一股进入喷管的变截面气流通道，周围一股则进入喷管与隔热层之间的正方向渐缩的环形管道内，使两股气流在喷管末端汇合面上产生速度差，发生剪切摩擦和扰动而被加热，被加热气体从管道的另一端流出。本发明具有结构简单、制造成本低、加热均匀且升温迅速、节能高效、清洁卫生等优点。

摘要： 本发明公开了一种气动式气体加热装置及气体加热方法，加热装置包括由两段直管相互密封连接的管道，管道内壁设置有隔热层，两段直管连接处设置有支撑构件联接一个置于管道内截面中心位置的喷管，该喷管与管道绝缘层之间形成一个正方向渐缩、反方向渐扩的环形通道；该喷管内设置有变截面气流通道。将高速压缩气体由管道一端以亚音速送入，通过喷管时被分成两股，中间一股进入喷管的变截面气流通道，周围一股则进入喷管与隔热层之间的正方向渐缩的环形管道内，使两股气流在喷管末端汇合面上产生速度差，发生剪切摩擦和扰动而被加热，被加热气体从管道的另一端流出。本发明具有结构简单、制造成本低、加热均匀且升温迅速、节能高效、清洁卫生等优点。

摘要： 一种电弧加热气动热试验参数精确计算方法，该方法基于对电弧加热地面模拟试验需模拟的总焓和热流，结合对地面试验气流热物性参数的迭代分析，提供了一种快速、有效的电弧加热试验状态计算方法，可以在数秒内实现对气动热参数(总焓和热流)和电弧加热设备运行参数(质量流量)之间的准确换算，从而提升电弧加热气动热地面试验的评估准确度，并提高型号气动热地面试验的效率。

摘要： 本发明公开了一种气动电加热包装封口机，属于包装技术领域，包括U型架、导向筒、立板、直线导轨、外侧齿条、移动齿轮、连接轴、齿轮架、导向轴、连板、气缸、加热装置，所述U型架侧躺放置，且上下结构对称，所述U型架右侧上下位置安装有位置对称的导向筒，所述U型架上下内侧面，分别固定有立板和外侧齿条，所述立板末端一体成型有直线导轨，所述移动齿轮与外侧齿条啮合，所述移动齿轮通过连接轴与齿轮架安装，所述齿轮架右端固定有导向轴，所述导向轴与导向筒滑动连接。本发明改变了袋装传统按压式和输送带式封口方式，多个封口轮相互配合使得封口速度快，且效率高。

摘要： 本实用新型公开了一种新型的气动设备辅助加热装置，包括气动设备本体，气动设备本体的顶部设有排气管，排气管的内部设有气压表，排气管的内部且位于气压表的上方设有阀门，气动设备本体的顶部设有第一固定板，第一固定板的顶部卡接有机箱，机箱的底部设有两个固定块，第一固定板的内部开设有第一滑槽，第一滑槽的内壁滑动连接有第一滑块，本实用新型的有益效果是：本实用新型结构新颖，操作简单，易于上手，不仅结构紧凑，而且实用性更强，与传统装置相比本实用装置通过设置温度传感器能够及时了解气动设备内的温度，当加热装置受到损坏需要进行维修时不仅为工作人员提供了便利，而且减少了拆卸安装的时间，避免影响气动设备的使用。

摘要： 本发明涉及航空航天技术领域，尤其是涉及一种等离子体气动加热与辐射加热的耦合加热装置；本发明通过利用等离子体加热器为试样件提供气动热源；辐射加热器位于第二热量反射机构的焦点处，辐射加热器产生辐射热流经第二热量反射机构反射至第一热量反射机构，第一热量反射机构再将辐射热流反射集中在试样件表面，从而实现试样件的对流和辐射耦合加热，以模拟航天飞行器在飞行过程中热防护层所承受的热环境，进而完成对高超声速飞行器结构和材料的防隔热考核，最终避免航天飞行器在实际高速飞行过程中热防护层因材料内部热分解而出现飞行器内部仪器不能正常工作和人员安全的问题发生。

摘要： 本实用新型涉及航空航天技术领域，尤其是涉及一种等离子体气动加热与辐射加热的耦合加热装置；本实用新型通过利用等离子体加热器为试样件提供气动热源；辐射加热器位于第二热量反射机构的焦点处，辐射加热器产生辐射热流经第二热量反射机构反射至第一热量反射机构，第一热量反射机构再将辐射热流反射集中在试样件表面，从而实现试样件的对流和辐射耦合加热，以模拟航天飞行器在飞行过程中热防护层所承受的热环境，进而完成对高超声速飞行器结构和材料的防隔热考核，最终避免航天飞行器在实际高速飞行过程中热防护层因材料内部热分解而出现飞行器内部仪器不能正常工作和人员安全的问题发生。