航天器高溫?zé)岜Ｗo(hù)系統(tǒng)傳熱計(jì)算與數(shù)值分析.pdf

1、飛行器在高超速飛行時(shí)(Ma=8的速度)頭錐、機(jī)翼和尾翼前緣等處的溫度可高達(dá)1455℃-1793℃。為了保證飛機(jī)機(jī)體結(jié)構(gòu)的完整、飛行人員的安全和機(jī)載設(shè)備的正常運(yùn)轉(zhuǎn)，在高超音速飛行器上需要敷設(shè)熱保護(hù)系統(tǒng)。熱保護(hù)系統(tǒng)對(duì)于飛行器的總體設(shè)計(jì)方案和性能具有舉足輕重的地位。經(jīng)過(guò)幾十年來(lái)的發(fā)展，金屬基熱保護(hù)隔熱系統(tǒng)逐漸脫穎而出，成為未來(lái)可重復(fù)使用航天運(yùn)載器熱保護(hù)系統(tǒng)的首選，因此，因此研究金屬基熱保護(hù)系統(tǒng)，對(duì)未來(lái)航天運(yùn)載器的發(fā)展有著舉足輕重的地位。

2、 本文對(duì)金屬基熱保護(hù)系統(tǒng)的傳/隔熱性能進(jìn)行研究，主要針對(duì)多層隔熱系統(tǒng)和蜂窩夾層隔熱系統(tǒng)進(jìn)行研究。首先，分析和研究了金屬基多層隔熱結(jié)構(gòu)中的熱傳遞過(guò)程，確定了其熱傳遞的主要途徑和方式。采用有限差分法和兩通量方法來(lái)分析輻射和導(dǎo)熱耦合作用下多層隔熱結(jié)構(gòu)在不同溫度下的等效導(dǎo)熱系數(shù)。另外，本文經(jīng)過(guò)比較和分析發(fā)現(xiàn)：在金屬基多層隔熱結(jié)構(gòu)中，對(duì)流傳熱對(duì)整個(gè)熱傳遞影響有限。其次，用有限單元方法模擬金屬基蜂窩夾層隔熱結(jié)構(gòu)的熱傳導(dǎo)過(guò)程，分析影響其傳熱的主要因