【摘 要】
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针对飞行器高超声速飞行时严重的气动加热环境,提出疏导式热防护结构(TPS),为飞行器前缘提供热防护。采用有限元法和有限体积法,分别对在特定工况下飞行的尖化前缘固体域和流
【机 构】
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国防科学技术大学航天与材料工程学院,
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针对飞行器高超声速飞行时严重的气动加热环境,提出疏导式热防护结构(TPS),为飞行器前缘提供热防护。采用有限元法和有限体积法,分别对在特定工况下飞行的尖化前缘固体域和流体域进行计算,验证了前缘内嵌高导热材料的防热效果,其中来流马赫数为6.5时,头部壁面最高温度下降了13.6%,尾部最低温度升高了16.7%,实现了热流由高温区向低温区的转移,削弱了前缘头部的热载荷,强化了前缘的热防护能力。对于耐热材料提出一个最佳厚度值,即综合考虑厚度增加带来额外的热载荷,在保证热结构稳定的同时选取最小厚度。对耐热材料黑度和高导热材料的导热系数对壁面温度的影响进行了讨论,为尖化前缘防热材料的选取提供了一定的参考依据。
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