纯碳/碳材料烧蚀对飞行器等离子体流场的影响

高速飞行器表面的防热材料在气动加热产生的高温下会分解烧蚀,烧蚀产物进入空气边界层流场后,与流场中的高温空气进行复杂化学反应,对飞行器周围空气流场中组分浓度和等离子体分布产生影响。通过高频等离子体风洞,采取高频感应加热的方式产生超音速高温气流,在相同外形的纯碳碳材料模型和铜制水冷模型周围形成高温绕流流场。利用朗缪尔探针对距离模型不同高度位置的电子数密度进行测试,试验结果表明：当纯碳/碳材料模型处于明显的烧蚀状态时,烧蚀产物会对流场中的电子数密度产生影响,电子数密度低于铜质水冷模型纯空气绕流流场的电子数密度;纯碳/碳材料模型的多个试样在发生烧蚀后的流场电子数密度均随着质量烧蚀速率的增加而减小;纯碳/碳材料烧蚀产物仅影响距离壁面一定距离流场的电子数密度,远离壁面的流场中电子数密度与纯空气流场接近。     

碳纤维增强类复合材料烧蚀产物对等离子体流场特性影响的实验研究

高速飞行器表面的防热材料在气动加热产生的高温下会分解烧蚀并产生等离子体。为分析不同烧蚀条件下碳纤维增强类复合防热材料的烧蚀产物对下游流场特性的影响,利用高频等离子体风洞,采用高频感应加热方式对碳/碳和碳/碳化锆两种复合防热材料进行烧蚀并产生高速等离子体射流,在下游通过朗缪尔探针和平头柱塞量热计获得不同烧蚀状态下的流场电子数密度和驻点热流。研究结果表明：随着两种材料烧蚀率的增加,下游流场中的电子数密度和驻点热流逐渐降低,表明“黑障”风险和气动加热现象得到缓解;碳/碳化锆材料在降低下游流场的电离度和焓值方面优于碳/碳材料;随着材料前方来流焓值的增大,两种材料烧蚀造成的下游流场电离度和焓值的差异会在一定程度上缩小。     

等离子体激励对飞行器流场影响的数值研究

针对传统飞行器控制方式的缺点,采用小尺度等离子体流动控制技术对飞行器流场影响进行研究。在前人的实验模型及飞行参数进行研究的基础上建立三维模型,采用数值仿真方法,研究了等离子体激励器位置和注入能量大小对飞行器流场及表面压力分布的影响。仿真结果表明：等离子体与边界层的相互作用可改变飞行器外部激波的初始结构,并在激励位置附近形成局部高压区;随着注入能量的增加,高压区峰值及作用范围分别扩大;等离子体激励产生的扰动具有三维传播特性,对飞行器侧壁面甚至对整个壁面周向压力分布产生影响。     

碳酚醛材料烧蚀特性分析与工程计算

为构建球双锥飞行器使用碳酚醛烧蚀防热材料的热环境与烧蚀特性的数学物理模型,建立相关计算软件,研究飞行器在高超声速流场中的热环境及烧蚀特性,应用几何流线法建立了有攻角情况下球双锥体表面热流密度计算方法;基于碳酚醛防热材料的烧蚀机理,建立了对应的烧蚀模型,构造了壁面烧蚀的工程计算方法.     

应用等离子体实现主动流动控制的实验研究

进行了应用等离子体在静止空气中诱导流场的实验研究.利用自行研制的等离子体发生器在1个大气压下产生了均匀、稳定、可控的射频辉光等离子体.采用电流体（EHD）技术以及粒子捕获机制,合理布置电极阵列加速等离子体,在静止空气中成功地诱导流场.     

等离子体环境下高超声速飞行器的流-固耦合机制

高超声速飞行器在高温空气中穿行时处于等离子体环境中,相较于热完全气体有较大不同。考虑等离子体真实气体效应才能更好地计算飞行器与周围流体的流体与固体(简称流固)耦合作用。基于等离子体化学非平衡流体动力学方程组,结合流固耦合方程建立流固耦合模型。以RAM-C飞行器为算例计算并验证该模型,分析飞行器的流固耦合作用机制。计算结果表明：等离子体相较于热完全气体,气动压力增大,气动黏性力增大,最大气动黏性力位置发生迁移;等离子体气动荷载的作用位置利于钝体承受,最大流固耦合应力相较于热完全气体更小;高速飞行器前端主要承受原子气体的流固耦合作用,电子和离子对飞行器的流固耦合作用十分微小,在中部及后部分子气体对飞行器的作用更加明显。     

C/SiC刚性热防护结构热力耦合分析

高超声速飞行器热防护问题复杂,是弹道参数、外部流场、气动加热、结构温度场、结构变形响应等多物理场的耦合.为提高飞行器结构温度场预估精度,开展气动加热与结构温度场的耦合分析方法研究,基于气动加热工程算法,对典型C/SiC刚性非烧蚀式防热结构进行气动加热与温度场耦合分析.结果表明作用在结构上的净热流密度低于气动加热工程计算得到的冷壁热流密度,设计热防护系统时必须考虑气动加热/结构温度之间的耦合作用.     

钨渗铜燃气舵化学烧蚀计算

固体火箭发动机燃气舵的烧蚀主要包括 Al2 O3颗粒冲刷、化学烧蚀,采用商业软件 FLUENT 对某型号的固体火箭发动机尾流场和钨渗铜燃气舵的流场进行模拟,通过气固双向耦合计算稳态和瞬态的燃气舵的内部温度场分布和变化过程;编写插入 UDF 函数计算燃气舵与高温气流发生反应造成的化学烧蚀,计算燃气舵的化学烧蚀量。     

钝化对高超声速乘波体飞行器升阻比的影响

飞行器在高超声速飞行时,来流会对其前缘产生严重的烧蚀,因此需要对前缘进行钝化处理。而钝化会引起飞行器周围流场的变化,影响飞行器的性能。通过运用数值计算的方法,验证了加大钝化半径可以降低前缘的热流密度,研究了钝化对高超声速乘波体飞行器升阻比的影响,比较了不同钝化半径情况下飞行器的升阻比变化。研究表明钝化导致飞行器的升阻比下降且随着钝化半径增大升阻比降幅增大。     

美航宇局试验陶瓷防热材料

美国航宇局艾姆斯研究中心和马歇尔航天飞行中心的一个联合试验组前不久对一种耐高温陶瓷材料进行了飞行试验，这种材料将用于高超音速再入飞行器的尖形前缘，试验是于去年9月26日在由范登堡空军基地发射的民兵Ⅲ导弹上进行的。 　　这次试验中，再入飞行器上装有4个长度为12.95 cm的导流片(尖形前缘)，每个导流片包含有3种不同的超高温陶瓷材料，这些材料在1997年进行的一次飞行试验中和在艾姆斯中心的电弧加热等离子体射流试验场都显示出异常好的耐热性能。该项试验计划是超高速空气热力学研究探索计划的一部分。 　　再入飞行器在741 km处与弹体分离后再入大气层，一对导流片在高温烧蚀陶瓷材料前便收缩变形，而另一对导流片在接近2 816 ℃的高温下开始烧蚀之后即开始收缩变形。再入飞行器在飞行23 min后在夸贾林导弹靶场溅落。尖形前缘与现在的钝形体设计相比可使再入飞行器的机动性更好，并且可防止电磁干挠。由于有电磁干挠，钝形体在再入时会出现通信信号中断现象。 (西印　供稿)     

内埋式航炮膛口流场特性数值模拟研究

为研究飞行速度对内埋式航炮膛口流场特性的影响,基于Navier-Stokes方程和k-ε湍流模型,采用Roe格式分别对4种飞行速度条件下的菱形机翼中内埋航炮膛口流场发展过程进行了数值模拟,对比分析了静止条件和超音速飞行状态下膛口流场的基本特征以及冲击波强度变化关系。结果表明：超音速飞行时形成由火药燃气冲击波、分离激波、滑移面等波系构成的膛口流场结构;在一定飞行速度范围内分离激波尺寸与来流马赫数正相关;膛口附近冲击波超压峰值变化与飞行马赫数有关。     

等离子体隐身对飞行器表面的影响研究

针对等离子体在飞行器隐身中的应用．建立了等离子体与飞行器表面碰撞作用的模型．分析了碰撞所产生的等离子体能量和角度分布．计算了注入等离子在飞行器表面的浓度分布及溅射额随鞘层电场的变化，讨论等离子注入后所引起的晶格损伤、崩溃及在飞行器表面可能形成的针孔、气泡等．计算了离子体与飞行器表面碰撞产生的加热功率和离子注入温升．分析了离子注入对飞行器表面产生的各种影响。研究表明，隐身中的等离子体会对飞行器表面造成影响．但影响程度取决于离子的能量、密度和方向等。     

飞秒激光烧蚀黑索今的分子动力学模拟

利用飞秒激光的超短脉冲时间和超高能量密度的特点,可以实现对炸药的精密加工和纳米含能材料的制备。深入认识飞秒激光烧蚀炸药机理是发展飞秒激光加工技术的基础。采用反应分子动力学方法,基于ReaxFF/lg反应力场,对不同飞秒激光能量作用黑索今(RDX)过程进行分子动力学模拟,分析RDX初始分解反应路径、粒子扩散逃逸特征,研究不同飞秒激光能量作用下RDX的烧蚀机制。结果表明：在不同飞秒激光能量作用下,RDX的烧蚀机制不同。当激光能量较高时(激光能量1.0 mJ/pulse,激光能量密度51 J/cm²),RDX瞬间发生分解反应,产生高温高压等离子体,产物中有大量的单原子、离子以及小分子产物;当激光能量较低时(激光能量0.2 mJ/pulse,激光能量密度10.2 J/cm²),RDX主要以完整分子形式气化扩散逃逸,炸药以光机械烧蚀机制去除;在飞秒激光烧蚀炸药过程中,逃逸的粒子速度极高,粒子难以向未烧蚀区域传递能量,不会引发热扩散效应,因此能够实现对炸药的冷加工。     

3DSiO_(2f)/Si_3N_4-BN复合材料烧蚀形貌及表面粗糙度研究

采用三维形貌及表面粗糙度测量系统研究三维石英纤维增强氮化物基复合材料的烧蚀形貌及表面粗糙度,运用Origin软件对所得形貌及表面粗糙度进行分析。结果表明,氮化物基复合材料在高压高热流等离子体烧蚀下表面粗糙度受烧蚀状态影响明显,随着等离子气流压力和热流密度的提高,表面粗糙度增加。提高材料密度及石英纤维编织件编织均匀性可以降低表面粗糙度并提高材料耐烧蚀性能。     

基于预爆轰点火方式的连续旋转爆轰发动机起爆过程分析

为深入了解预爆轰式连续旋转爆轰发动机点火起爆机理,基于连续旋转爆轰发动机试验平台进行了一系列预爆轰管点火试验和连续旋转爆轰发动机点火起爆试验研究,基于OpenFOAM开展了预爆轰管内初始爆轰波进入发动机环形燃烧室传播过程的数值模拟研究。结果表明:试验研究中,初始爆轰波进入环形燃烧室后波峰压力值迅速降低,爆轰波膨胀解耦并衰减为燃烧波; 初始爆轰波进入环形燃烧室后,并未直接形成旋转爆轰波,而是存在“初始爆轰波解耦—DDT—触发旋转爆轰波”过程; 在总质量流量为380 g/s左右时,随着当量比从0.65提高至0.95,DDT时间迅速从20 ms以上下降至2 ms以下; 当总质量流量下降至280 g/s附近时,出现了旋转爆轰波峰值压力大幅波动等旋转爆轰波不稳定传播现象。数值模拟中,初始爆轰波进入环形燃烧室后逐渐衰减,形成首道激波,该激波在燃烧室内壁面反射后形成反射激波,并伴随首道激波传播; 首道激波在传播过程中在燃烧室进口端面发生反射形成反射激波,该反射激波最终在周向约90°位置处衰减至消失。     

固体火箭发动机喷管及出口处流场特性的数值分析

采用STAR-CD计算流体软件对某俄式发动机的喷管内流场及喷管出口处流场进行了三维的数值仿真与研究。分析了喷管内流场及喷管出口处流场的流动情况和设置不同出口边界位置对喷管中流场分离点及斜激波反射点的位置的影响,得到了清晰的流场压力与马赫数的分布云图与曲线图。仿真结果与地面热试车试验测得的结果相吻合。可为固体火箭发动机喷管的设计与研究提供有效参考。     

舱门对内埋武器分离特性影响分析

为了研究是否考虑舱门及舱门不同开启姿态对内埋武器分离特性的影响,利用基于Menter剪应力输运k-ω湍流模型的分离涡模拟方法,结合6自由度刚体动力学方程和重叠网格技术,对超声速来流条件下某一简化内埋弹舱-舱门-弹体模型的三维流场进行了非定常计算,得到了不同条件下的弹体下落轨迹。结果表明：超声速来流条件下,流场中存在激波相交、激波剪切层反射等复杂流动现象,考虑舱门影响会使流场波系结构发生变化,弹体下落轨迹随之改变;弹体抬头角由0.5°增加到6.5°,弹体右偏航角由0.3°增加到2.5°,下落后期弹体下落速度增速减缓;舱门不同开启姿态对弹体竖直方向位移及俯仰运动影响较小,但会对弹体偏航产生较大影响;尽可能使舱门远离弹体可以有效地降低舱门对弹体偏航的影响,减小偏航角度,提高武器分离品质。