高超声速飞行器异型气膜孔无喷流热增量研究

目的获取高超声速飞行器气膜孔不喷流时的热负荷增量。方法通过计算流体力学(CFD)方法针对典型高超声速飞行器50km、飞行马赫数为15条件下的无开孔、有开孔气膜冷、有开孔无喷流3种工况开展壁面热流分布研究。结果无开孔的最大热流分布在头部滞止点附近,约为2.2 MW/m~2,有气膜冷却的工况热流最高值在侧面气膜孔没有覆盖到的部位,约为1.4 MW/m~2,有异型孔但是不喷流的工况,热流密度最大值主要分布在开孔附近,最大值大于3.3 MW/m~2。结论对于在高超声速飞行器表面开孔采用气膜冷却方式冷却时,如果由于某种原因气膜孔不喷流,那么在孔的附近乃至整个滞止区域附近的热流负荷将会大幅度升高。     

再入飞行器超高温陶瓷防热应用研究

目的探索尖锥外形高超声速飞行器超高温陶瓷防热设计约束要求。方法基于计算流体力学有限体积数值求解方法研究高超声速层流状态尖锥形飞行器的气动热环境,通过不同攻角下热流及辐射平衡温度分布规律研究获得防热设计约束要求。针对典型尖锥飞行器超高温陶瓷防热设计要求开展几何尺寸、攻角范围影响研究,最后探讨超高温陶瓷高性能热导率对防热设计影响。结果尖锥飞行器高热流仅限于驻点附近很小的区域,迎风面热流随着攻角增大迅速提高。满足防热设计约束的极限飞行攻角与端头长度呈正比,端头长度增加0.1m,极限攻角增大10°。超高温陶瓷热导率对端头防热设计影响较大,随着材料热导率增大50%,驻点辐射平衡温度降低205 K,端头连接结构温度增大50 K。结论尖锥体超高温陶瓷端头防热设计的重要约束指标为端头连接结构温度限制,设计时需要合理优化飞行攻角剖面,选取热导率性能适中的材料。     

高超声速飞行器翼前缘射流降热研究

目的获得高超声速飞行器翼前缘射流降热机理。方法通过计算流体力学(CFD)方法,针对典型高超声速带翼飞行器开展飞行马赫数为15条件下的射流干扰热环境规律研究,分析无射流翼前缘气动加热特性,确定热流严酷射流开孔区域,分别在翼前缘激波干扰及翼后段布置射流孔,并设计射流流动参数,开展射流总压与来流总压比率在0.002～0.02范围内的流场仿真计算,获得局部流动及表面热流分布特性,针对计算结果进行对比分析。结果随着总压比率逐渐增大,激波干扰以及机翼后段射流孔区域热流均显著降低,降幅达76%～99%。翼中段无射流典型位置总压比率为0.002时热流增高,增幅为11%～24%,随着射流总压增大热流降低,降幅达68%～86%。高射流总压比率局部射流孔前热流增大2倍以上。结论射流影响下降热机理是射流将高温气体推离壁面,局部表面热流显著降低。低射流总压比率亚音速射流作用区域向下游延伸距离短,不会引起局部再附热流增大。高射流总压比率音速射流降热影响向下游明显延伸,增强射流强度可以增加延伸区长度,同时会诱导局部射流孔前再附热流显著增大。     

高超声速飞行器综合热管理及关键技术研究进展

从高超声速飞行器面临的内外热环境特点、热防护与舱内热管理的需求入手,面对热源增大、热沉受限的现状,提出需对高超声速飞行器舱外热防护与舱内热管理开展综合热管理与一体化设计,并分别针对热防护、舱内热管理以及综合热管理现有技术手段、应用特点以及发展趋势等方面开展综合论述与分析。在此基础上,对美国已经提出的一系列综合热管理计划的发展状况与关键技术点进行了综合论述。最后,从先进热管理单点技术、高超声速飞行器内外一体化耦合设计以及综合热管理系统快速建模与分析3方面分析了高超声速飞行器综合热管理关键技术。     

出流孔型对平板气膜冷却影响机理的研究

为了研究不同孔型对平板气膜冷却的影响,针对圆形,扇形,水滴形,收敛缝形四种气膜出流孔型的流动和传热特性进行了数值模拟。研究结果表明,圆形孔、扇形孔和水滴形孔气膜出口下游出现从中心向上抬升的反向旋转涡对,将主流燃气卷吸进来;收敛缝形孔在侧向的扩张型面使得气膜出流在展向的覆盖更为均匀,这有效地阻止了高温气体的侵入;在相同吹风比下,收敛缝形孔在气膜出口附近区域的平均绝热冷却效率则明显要高于其余三种孔,随着吹风比的增大,这种差距越发明显;孔型对对流换热系数增强比的影响区域仅局限在邻近气膜孔出口大约7倍气膜孔径的范围内。      

高超声速钝锥等离子体鞘套电波传播特性研究

目的改进现阶段地面指控站对临近空间高超声速飞行器的通信和测控效果。方法采用计算流体动力学技术模拟钝锥体在不同高超声速飞行条件下的头身部绕流流场特性,并运用相关公式建立钝锥等离子体鞘套电磁模型。然后运用改进的移位算子时域有限差分方法计算电磁波经过等离子体鞘套的传播特性。结果计算结果表明,电磁波在等离子体鞘套内的传播特性在频率处于最大等离子体频率附近时发生转折,电磁波通过等离子体鞘套的透射效果与飞行工况和入射波条件密切相关。相对其他入射角度,当电磁波垂直于飞行体物面入射到等离子体鞘套尾部时的电磁波衰减较小。飞行高度增加或飞行速度减小时,等离子体鞘套对电磁波的衰减效应将减弱。结论该研究可为有效测控临近空间高超声速飞行器、缓解再入通讯中断现象提供一定的技术突破方法。     

飞行器防热研究概况及其发展趋势

介绍了飞行器上经常采用的几种典型的防热结构,包括辐射防热结构、烧蚀防热结构、柔性毡防热结构、刚性防热瓦防热结构以及金属盖板防热结构,并指出了它们各自的优缺点.列举了当前国内外飞行器防热分析与设计研究的概况,并介绍了防热技术在飞行器上的典型应用.最后,概括了飞行器防热研究的发展趋势.     

厌氧条件下砂壤水稻土N2、N2O、NO、CO2和CH4排放特征

了解厌氧条件土壤反硝化气体(N2、N2O和NO)、CO2和CH4排放特征,是认识反硝化过程机制的基础,并有助于制定合理的温室气体减排措施.定量反硝化产物组成,可为氮转化过程模型研发制定正确的关键过程参数选取方法或参数化方案.本研究选取质地相同(砂壤土)的两个水稻土为研究对象,通过添加KNO3和葡萄糖的混合溶液,将培养土壤的初始NO-3和DOC含量分别调节到50 mg·kg-1和300 mg·kg-1,采用氦环境培养-气体及碳氮底物直接同步测定方法,研究完全厌氧条件下土壤N2、N2O、NO、CO2和CH4的排放特征,并获得反硝化气态产物中各组分的比率.结果表明,在整个培养过程中,两个供试土壤的N2、N2O和NO累积排放量分别为6~8、20和15~18 mg·kg-1,这些气体排放量测定结果可回收土壤NO-3变化量的95%~98%,反硝化气态产物以N2O和NO为主,其中3种组分的比率分别为15%~19%(N2)、47%~49%(N2O)和34%~36%(NO);但反硝化气体产物组成的逐日动态均显现为从以NO为主逐渐过渡到以N2O为主,最后才发展到以N2为主.以上结果说明,反硝化气体产物组成是随反硝化进程而变化的,在以气体产物组成比率作为关键参数计算各种反硝化气体产生率或排放率的模型中,很有必要重视这一点.     

中国农业土壤N_2O排放量估算

采用针对农业土壤痕量气体排放估算开发的、基于N2 O的产生、传输和消耗机理的反硝化分解模型 (DNDC模型 ) ,在建立的有关中国气候、农业土壤和农业生产的分县数据库基础上 ,估计了我国目前农业土壤N2 O的排放量 ,并分析了气候变化和农业耕作措施对全国N2 O排放的影响 .结果表明 ,中国农田土壤的N2 O排放总量为 0 31(0 18— 0 44 )Tg(N)·a - 1,化肥使用量的变化对N2 O排放量的影响最大 .     

中国农业土壤N2O排放量估算

采用针对农业土壤痕量气体排放估算开发的、基于N2O的产生、传输和消耗机理的反硝化分解模型(DNDC模型),在建立的有关中国气候、农业土壤和农业生产的分县数据库基础上,估计了我国目前农业土壤N2O的排放量,并分析了气候变化和农业耕作措施对全国N2O排放的影响.结果表明,中国农田土壤的N2O排放总量为0.31(0.18-0.44)Tg(N)·a-1,化肥使用量的变化对N2O排放量的影响最大.