再入飞行力热环境预测与试验技术研究进展

总结了近5年来再入飞行力热环境预测与试验技术的研究进展。针对高速绕流流场引起的宽频声振环境和瞬态热环境,调研了国内外在上述环境的数值模拟预测、等效模拟试验和试验观测方面的最新研究情况和目前仍面临的难点问题。重点介绍了中物院总体所围绕再入飞行力热环境预测与试验方面开展的研究工作和已取得的部分研究成果。提出了后续研究方向和建议。再入飞行力热环境数值模拟预测技术和等效模拟试验技术在飞行器的设计、验证方面将发挥更加重要的作用,朝着再现实际飞行力热环境的终极目标继续迈进。     

“航天器环境新技术研究”专题序言

<正>航天器环境主要包括力学、热学、真空、磁、辐射、等离子体、中性粒子、空间碎片等环境。空间环境对航天飞行器的危害极大,会严重影响航天飞行器的正常使用及导致成败。近年来,航天星箭耦合环境分析、髙量级冲击、     

再入飞行器振动环境工程预示方法

目的为再入飞行器振动环境设计提供方法支撑,并为结构设计和地面环境试验条件制定提供载荷输入。方法分析再入飞行器振动环境主要特征及其诱导因素,结合飞行试验实测振动数据研究小攻角对飞行振动环境的影响规律,辨识出脉动压力与动压、马赫数以及攻角的关系式。在传统脉动压力预测方法基础上,建立涉及攻角影响的再入飞行均方根脉动压力预测模型,并给出再入振动环境工程预示方法。结果构建模型计算的脉动压力变化趋势与实测振动量值变化趋势基本一致,辨识出来的脉动压力与攻角、动压以及马赫数之间的关系式是基本合理的。结论基于实测数据及脉动压力特性建立了再入飞行器振动环境工程预示模型,结合实测振动数据和气动载荷数据可预测出再入飞行器振动环境,能够实现再入飞行器振动环境载荷的精细化设计,并为结构设计提供载荷输入。     

“再入飞行动力学环境预测与地面试验技术”专刊序言

正导弹武器装备在贮存、运输及飞行全任务剖面中,将遭受各种环境因素的影响,其中,再入环境的影响尤为突出:再入飞行时,外表面的高速绕流流场将诱导复杂的振动、噪声、过载和气动热等环境,有可能产生复杂的环境效应如结构破坏、可靠性和安全性问题。因此,认识再入环境、建立合理的试验考核手段,是进行产品环境适应性设计与评估的基础。     

再入飞行振动环境试验等效性探讨

目的提高再入体实验室模拟再入飞行振动环境的等效性,确保地面环境试验结果的可靠性。方法首先分析再入飞行过程中受脉动压力等因素影响诱发的振动环境载荷特征。其次,基于飞行实测数据,分析再入飞行振动响应的空间分布规律和频域能量分布特征。最后,将飞行试验实测数据与传统实验室振动模拟试验结果进行对比,从载荷传递规律、空间分布规律、频谱特征等方面对主要关注区域"天地"响应存在的差异进行探讨,研究实验室等效模拟再入飞行振动环境的因素。结果针对特定的再入体结构,设置有限等效响应目标点,通过对试验系统动态特性分析、夹具优化设计、试验控制方式、振动台激振模式等多方面综合研究,可以提升再入飞行振动环境模拟等效性。结论提出了以"天地一致性"为目标的工程可行措施和实验室振动试验等效原则,为再入飞行振动环境的实验室等效模拟提供了支撑。     

“航天动力学环境新技术研究”专题征文通知

<正>一、专题简介航天动力学环境是航天器遇到的最严酷的环境之一,对航天飞行器的危害极大,会严重影响航天飞行器的正常使用和成败。近年来,航天星箭耦合环境分析、航天高量级冲击、高超声速力学环境、航天器微振动环境问题突出,针对与此相关的问题开展研究,对提高航天飞行器的环境适应性、可靠性、使用寿命具有极其重要的意义。     

再入环境测量火箭测试平台总体设计与关键技术

目的研究弹头再入飞行时表面的脉动压力等参数特征及变化规律,借助火箭测试平台飞行试验,同步获取自由飞行状态下载荷段外部脉动压力、时均压力、温度与内部结构振动、冲击响应数据,认识和预测脉动压力载荷与结构响应的相关性,同时为结构响应等效的数值模拟验证提供支撑。方法根据飞行试验测试的目的和要求,计算火箭测试平台的总体参数和设计系统组成,开展总体设计技术、测试系统设计技术、防热设计技术、气动弹道设计技术等关键技术研究。结果设计了再入环境测量火箭测试平台,并完成了地面试验验证,用于开展飞行试验,获取典型再入环境下的气动力热数据、弹道参数和结构响应数据。结论通过地面试验,验证了再入环境测量火箭测试平台总体设计的正确性和系列关键技术的有效性。     

再入飞行力热环境测量的模型飞行试验设计

目的获取钝锥外形飞行器再入飞行力热环境参数,建立更为准确的环境预测模型,开展基于无控火箭的模型飞行试验设计。方法根据转捩区、湍流区时间提出了无控惯性飞行弹道的落速约束。根据环境预测建模需要,确定环境参数类型及测点布局。采用弹道耦合的气动加热计算模型、脉动压力预示的工程算法、脉动压力与发动机激励下振动响应的相似外推方法等计算分析飞行全程的内外温度、时均压力、脉动压力和振动环境。结果得到了温度、压力和振动环境的极值,确定了主要测量技术要求。结论外部温度量程范围为0~400℃,可测量的最大温度变化率不低于20℃/s。压阻式传感器量程上限为25PSI,压电式传感器量程上限为5 PSI,耐高温环境不低于220℃且具有温度补偿功能。振动量程范围为–100g~+100g。     

再入攻角对弹头锥身气动热环境及结构热响应影响研究

目的分析再入弹头锥身气动热环境及结构热响应,研究再入攻角振荡对其影响规律。方法建立基于工程法的气动热/结构热响应耦合计算方法,并采用该方法开展锥身典型位置气动热环境及结构热性计算分析。结果随着再入攻角的振荡衰减,各典型子午面冷壁热流密度曲线围绕90°子午面热流密度曲线振荡,其振幅呈现先振荡增大、后振荡衰减的变化规律。与90°子午面相比,各子午面总加热量均有所增大。再入攻角振荡引起的金属层外壁面温度最大振荡幅值为3K,但对最终时刻结构温度影响较小。结论计算弹道条件下,再入飞行攻角振荡对气动热环境及结构热响应影响较小,可通过增加余量的方式给予考虑。     

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。     

临近空间飞行器防隔热/承载一体化热结构设计及力/热行为

目的满足临近空间飞行器对结构/热防护系统质量指标的苛刻要求,研制兼具轻量化与高效防隔热/承载一体化的热防护结构及系统。方法根据临近空间飞行器承力和防热两方面的要求,设计一种全复合材料防隔热/承载一体化热防护结构,采用地面高温环境试验,考查复合材料一体化热防护结构的抗烧蚀性能。建立一体化热防护结构的热响应和力学响应预报方法,以某飞行器机翼为研究对象,开展一体化热防护结构在机翼部位的应用研究,利用有限元方法进行热力耦合分析。结果一体化热防护结构高温热暴露后表面出现热解,但结构性能保持良好。结论设计的一体化热防护结构满足防热和承载两方面设计要求,是新一代飞行器的理想热防护方案。     

大气边界层环境影响效应的仿真试验

研究利用动力模拟与气候统计相结合的方法建立典型大气边界层环境基本要素(风速、温度、气压和密度)场仿真模型,以低空飞行器为仿真算例,在实现大气边界层环境仿真模型与飞行动力学仿真模型耦合的基础上,开展大气边界层环境影响效应的仿真试验,分析大气边界层环境对低空飞行器飞行轨迹和姿态特性的影响.通过探索大气边界层环境模型建立的可行性及其对低空飞行器影响的基本规律,为进一步开展大气环境对武器系统影响评估研究提供思路.     

"临近空间服役环境及其与飞行器材料的耦合研究"专题序言

正临近空间飞行器包括大尺度的低速/亚声速浮空器和高升力、低阻力气动外形的超声速/高超声速飞行器,其发展可满足国家军事战略装备的需求,也起到带动国家民用科技强劲发展的作用。在温度、压力、太阳辐照和臭氧含量等多种临近空间服役环境因素条件下,临近空间飞行器表现出复杂的结构/材料与环境耦合效应,对飞行器及其分系统长时间     

大型热环境试验技术的最新进展

总结了近年来航天大型热环境试验方面最新成果,主要对热环境以及热强度、热模态、热振动等力热复合试验与相关物理量测量方面的工作进行了归纳,并指出了存在的不足以及未来发展的方向。通过工程加热能力和传感器承受能力的不同,建模分析预示,采取了温度分段加热实现的方案,试验及测量技术等方面取得显著成果,但由于飞行器复杂,传热及力热耦合影响,在热结构精细分析预示与试验技术方面,特别是在试验建模验模为基础的虚拟试验技术方面尚需大量研究。应坚持理论与试验、工程研制与研究相结合的方式,不断完善持续改进,实现动力学精细化预示与天地一致性试验。     

基于PANDA平台的飞行器脉动压力激励随机振动响应分析

目的形成自主再入飞行数值模拟预测技术。方法采用模态叠加法开展自由结构的多点脉动压力激励随机振动响应分析,基于PANDA高性能力学分析平台进行并行实现研究,构建相应的求解模块。针对飞行器再入过程,基于自主研发的软件模块,分析飞行器自由状态的模态特性及其在实测脉动压力载荷下的振动响应,并与商业软件分析结果进行比对。结果模态振型的误差小于0.2%,位移均方根响应云纹分布一致,最大值和最小值的误差分别为1.93%和6.14%。结论验证了相关功能的正确性,证明PANDA平台可以用于实际工程的结构分析中。     

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。     

航天动力学环境的最新进展与技术展望

总结了近年来航天动力学分析、试验方面的最新成果。按照航天飞行器寿命期不同阶段的特点,对动力学试验与理论建模、分析预示、试验技术、测量方法,特别是地面气候复合以及高速飞行热结构动力学分析与试验方面的工作进行归纳,并指出存在的不足,以及未来发展的方向。通过工程研制中的分析与数据积累修正,在建模分析预示、条件制定以及测量技术等方面取得显著成果,但由于飞行器复杂,在准确精细预示方法、热结构预示与试验技术方面以及气候复合状态下的分析与试验方面尚需大量研究。应坚持理论与试验、工程研制与研究相结合的方式,不断完善持续改进,实现动力学精细化预示与天地一致性试验。     

适应瞬态高温过载环境的加载装置设计及试验研究

目的地面模拟飞行器再入过程瞬态热-离心环境,预测部组件结构响应,开展典型试验件高过载环境瞬态高温加载装置设计技术及试验研究。方法通过优化石英灯结构强度和生产工艺,改进灯阵夹具和石英灯夹持方式,解决高过载离心环境(80g)石英灯强度和夹具夹持位置灯管易碎问题。结果利用自行研制的适用于高过载环境下瞬态加热装置,对典型试验件进行了高过载高温加载试验,实现了最高温度为600℃,最大加速度为80g的技术指标。结论该研究成果可用于相关飞行器及其部组件地面热-离心复合环境等效性试验考核。     

飞行器防空间静电放电设计和试验技术

结合某飞行器的特点,以及产品在轨飞行期间遭遇的空间静电放电(SESD)环境,研究了在没有可借鉴的条件下,如何通过分析提出大型天线及本体的空间静电放电防护设计目标,根据产品实际情况设计了分段实施的措施,运用等效理念设计了试验子样和测试方案,策划了设计元器件、原材料、天线系统、飞行器等不同层面的试验验证技术和方法.     

临近空间环境及其影响分析

介绍了临近空间和临近空间环境的概念,分析了临近空间大气温度、风场、大气波动、电磁特征和光化学作用、电离层与中性大气的耦合、电流和高能粒子加热等物理变化过程,总结了临近空间天气探测、预报手段和技术,讨论了临近空间天气对飞行平台和仪器设备的影响。