IMECH-IR  > 高温气体动力学国家重点实验室
溢流降低前缘热流率研究
陈兵
Thesis Advisor俞鸿儒 ; 陈宏
2014
Degree Grantor中国科学院研究生院
Place of Conferral北京
Subtype博士
Degree Discipline流体力学
Abstract未来长时间、远距离的高超声速飞行要求飞行器在保持良好升阻比的同时, 还要防止诸如飞行器机翼和尾翼前缘等部位的烧蚀,前缘的防热已经成为未来飞 行器发展的重点之一。逆向射流对于气动加热严重部位的飞行器前缘具有降低热 流率的效果,但因流场的重构而会产生局部气动加热率恶化的状况。我们设想: 如果利用逆向射流的射流孔,控制喷流冷却液的压力,使其不喷成射流,而是使 冷却液溢流出,在头部扰流气体的表面摩擦力作用下,将冷却液展布为薄膜,覆 盖在周围,或者散布在表面边界层中,冷却液覆盖之处,热流率定能大大降低。 本文在此思想下提出了溢流降低前缘热流率的新防热方式,并展开了相关研究。 溢流降低前缘热流率是指在前缘表面覆盖一层冷却液膜,通过冷却液的升温和蒸 发以及液膜的流动和隔离来消耗气动加热量,使到达前缘表面的热流率降低的一 种无烧蚀防热技术。根据溢流防热的原理和关键技术,本文提出了一种简单且操 作方便的冷却液注入方案,并设计了相关装置,在这个基础上重点对溢流在爆轰 风洞高热流状态下的防热效果进行研究,为新防热方式提供初步的可行性评估和 论证。本阶段主要研究内容如下: (1) 溢流液膜形成条件的研究。针对液膜形成条件,设计并进行了冷喷和爆 轰风洞相关实验研究,通过实验观察到:液膜形成与来流状况(主要是来流流速 和环境压力之比,反映成无量纲量为动静压之比)和溢流流量有关,动静压之比 越大越容易形成液膜,而溢流流量却需要在一定范围内才能形成液膜,溢流流量 过高会产生射流而使其降热机理发生改变。 (2) 进行了溢流降低前缘热流率的数值分析。根据溢流的特性,将整个钝头 体外部流场简化为边界相互耦合的三层分层模型。通过数值计算得到:采用溢流 能够有效降低钝头体表面热流,降热效率随着溢流流量增加而增大,并存在溢流 流量的极值点,在该点时单位质量的降热效率最大,并能够保护整个头部。 (3) 溢流实验相关技术的研究。针对溢流降热实验的需求,首先以爆轰技术 为基础,运用JF-14 燃气激波风洞建立起一套高热流实验气流模拟装置。通过双 爆轰和单爆轰两种爆轰风洞运行方式,成功产生了试验时间在16ms 至32ms,模 型半径为17.5mm 时驻点热流为2MW/m2 左右的4 种不同状态的高温实验气流; 其次研制了高精度同轴热电偶瞬态热流传感器,研制成的传感器精度优于7%, 溢流降低前缘热流率研究 ii 该传感器有尺寸小、抗冲刷能力强和频响高,以及敏感部能打磨成任意形状等优 点,能够很好的满足溢流实验的需求;最后设计了以蜗轮蜗杆、注射器和光电解 码控制器组成的溢流注入装置,和以电信号为触发基础的实验同步控制系统,为 溢流实验和实际运用提供了保障。 (4) 在4 个典型高温来流状态下,通过Rn=17.5mm 钝头体热流值对比的水溢 流降热实验发现:溢流确实能够有效降低钝头体前缘的热流,最大的降热效率都 达到50%以上;总温、总压越小,溢流的降热效率越高;溢流降热实验对溢流流 量的需求很小,在小溢流流量下整体降热效果基本与流量呈正相关;在一定状态 下(来流P0=7.5bar, T0=2860K,出口马赫数为5.5 的爆轰风洞实验,溢流流量为 0.04g/s),最大的降热效率能够达到约100%,降热效果十分明显。
Call Number31126
Language中文
Document Type学位论文
Identifierhttp://dspace.imech.ac.cn/handle/311007/48983
Collection高温气体动力学国家重点实验室
Recommended Citation
GB/T 7714
陈兵. 溢流降低前缘热流率研究[D]. 北京. 中国科学院研究生院,2014.
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