【摘 要】
：
空气舵前缘烧蚀量和三维烧蚀温度分布是高超声速飞行器空气舵热防护设计的关键点和难点。本文基于ABAQUS有限元软件二次开发了烧蚀移动边界用户子程序，其中烧蚀速率采用热
【机 构】
：
北京航天长征飞行器研究所,北京,100076
论文部分内容阅读
空气舵前缘烧蚀量和三维烧蚀温度分布是高超声速飞行器空气舵热防护设计的关键点和难点。本文基于ABAQUS有限元软件二次开发了烧蚀移动边界用户子程序，其中烧蚀速率采用热流和压力相关联的计算新方法。利用二次开发软件分析了某飞行器试验条件下的空气舵前缘三维烧蚀温度场，给出了空气舵前缘烧蚀量和三维温度分布，并和试验结果进行了对比，验证了方法的正确性。
其他文献
本论文研究的主要内容是对超燃冲压发动机燃烧室中的燃烧场进行fluent仿真得出温度场，对某一工况(来流马赫数、扩张比、当量比等)的燃烧室进行数值模拟得出温度场，以壁温为
高超声速激波/附面层干扰现象时高超声速复杂流动区域气动热异常现象的关键物理机制。在高超声速三维激波/附面层干扰现象中，激波结构特别复杂，当前机理认识不足。本文从高
本文针对某大型风洞设备排气系统中冷凝器的选型、设计及优化进行了分析，并应用ICEMCFD14.5对光桶喷淋式冷凝器建立几何模型、划分网格，应用FLUENT14.5分析软件对光桶喷淋
利用有限单元法对高超声速飞行器沿弹道气动加热烧蚀过程进行数值模拟。提出一种网格自适应新方法用来模拟烧蚀引起的移动边界问题。分别发展了六面体单元重构技术与四面
酚醛类复合材料是一种理想的热防护材料,被广泛的应用于航空航天领域飞行器的防热部段[1,2,3]。但对于此类复合材料在高温下的碳化热解过程却没有明确有效的测量或表示手
针对高超声速飞行器长时间大气层飞行、宽速域及宽飞行包线等服役环境特点对热防护材料的新需求，开展轻质耐烧蚀高温结构材料的烧蚀机理及性能研究。通过静态和动态烧蚀试
本文针对高超声速飞行器高马赫数下前缘热载荷过高问题设计了带有主动冷却通道的热防护方案，数值模拟研究了冷却流量、前缘材料对流动换热特性的影响，同时对比分析3Ma以及6
高超声速空间飞行器在快速穿越地球大气层的过程中承受气动引起的力、热耦合作用，为保证飞行器内部结构温度不超过许用极限，飞行器表面需覆盖热防护系统，同时维持气动外形并
高超声速飞行器在高速飞行过程中，与大气层发生激烈摩擦产生气动热，导致结构材料升温，影响材料的性能和飞行器结构的承载能力，给飞行器的安全飞行带来隐患，本文以高超声速飞行
通过建立预冷ATREX(Air Turbo-Rocket Expander-cycle)发动机的实际热力循环模型，计算分析了预冷过程对发动机性能的影响。计算结果表明，不同自变量对于发动机性能影响趋势