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。     

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。