[PPT模板]姜宗林重点基金项目.pptVIP

* 研究内容 （2） 气/固/气耦合传热规律研究 高温气体通过固体壁面到低温流体的传热规律 解决的关键问题 冷却介质吸热汽化与支杆顶部冷却传质、传热的关联平衡 热防护系统冷却介质运动的负反馈机制 气/固/气耦合传热示意图和壁面温度分布 研究内容 （3） 非定常流动对气动力/热的影响 研究三种主要影响 来流对横向射流的影响 非定常流动对减阻减热性能的影响 非定常流动对飞行器姿态控制的影响 探讨非定常流动的控制与利用 大尺度流动结构的抑制 小尺度流动结构的保护 复杂三维非定常流动 研究内容 （4） 气动防热减阻一体化系统的实验研究 主要物理现象的实验验证 热防护系统的热平衡实验研究 热防护系统减阻防热一体化综合性能实验评估 图 风洞实验与模型安装 重构流场的激波/激波相互作用问题。 支杆冷却对射流的需求与飞行器主动冷却能够提供的气流质量与驱动能力的匹配控制问题 有飞行攻角状态下、喷流、减阻与防热耦合机制与控制问题 非定常复杂流场的气动力/热预测问题 拟解决的关键问题 理解流动规律 通过气动减阻防热新技术研究，获得高超声速飞行条件下减阻防热的气动规律。 确认研究结果 通过热防护技术模型的系统实验研究，完成新技术验证。 获得优化结构 提出气动减阻热防护系统的设计方法及其优化结构参数。 支撑重大研究计划 为气动减阻防热、主动热管理、被动隔热相结合的新型综合热防护技术发展提供技术支撑。 研究目标 四、项目的创新点与方案可行性分析 基金重大研究计划重点项目答辩报告 提出了支杆/射流结合的流场重构式气动减阻防热一体化概念，应用横向射流既保护了支杆顶部，又能避免再附区的激波/激波相互作用； 通过气动减阻、降低飞行器热环境，为被动热防护创造条件； 将传统意义上有害的气动热转化为可以用来减阻的能量，不需要附加减阻技术需要的动力系统； 利用冷却剂的相变过程，提高冷却效率，降低需要的冷却剂质量，推动了支杆技术的工程化应用。 项目的创新点 Conical shock Bow shock Separation shock Reattached shock Slip line TPS重构流场的密度梯度云图 Circumfluence 沿母线的热流分布 沿母线的压力分布 新型TPS概念总体性能评估 减阻40 ％~ 70％； 最大热流降低 60 ％； 确实减阻减热！ 研究方案的可行性分析 重构流场的实验验证 纹影实验照片，来流条件马赫数6 实验验证了计算结果、确认了TPS系统的性能评估结果 支杆头部热防护原理性实验 1560K 1250K 原理性实验装置 4?3 1050K 实验流程 原理性对比实验 实验用热流 红外热像测温 原理性实验表明应用射流冷却保护支杆头部的概念是可行的。 一定来流总温条件下烧不毁坏 纹影实验照片，马赫数=6，0度攻角 横向射流扩大了锥激波角，削弱了激波/激波相互作用，把附点压力峰值又降低66％； 压力分布的试验结果 压力分布的计算结果 横向射流的作用－关键难点研究 有攻角时TPS系统特性实验研究－关键难点研究 射流激波 再附激波 再附点 锥激波 高速射流 纹影实验照片，有攻角时应用射流控制激波/激波相互作用，射流总压6atm 有攻角飞行时，横向射流扩大了锥激波角，避免了激波/激波相互作用，降低了最大热流率。TPS依然有效！ 证实了以支杆和横向射流组合为特色的热防护系统确实具有重构流场、减阻/减热的效果； 证实了横向射流确实可以增加锥激波角； 证实了横向射流确实可以避免有攻角飞行时产生的激波/激波相互作用； 证实了横向射流确实具有保护支杆头部的能力。 项目可行性研究总结 五、与重大研究计划项目的关系 2009年度重大研究计划“重点支持项目” 第6条：新型主/被动结合的防/隔热原理 本项目的研究目标是突破近空间飞行器发展的主要关键技术，与重大研究计划的目标完全一致。 本项目所取得的研究成果对重大研究计划总体目标的实现具有重要意义。 基金重大研究计划重点项目答辩报告 六、项目的科研基础与条件 基金重大研究计划重点项目答辩报告 图. 在0度攻角下的温度和压力等值线图 横向射流使得再附点和回流区内的温度和压力明显降低 (a) 无横向射流 (b) 有横向射流 已有计算模拟平台 (c) 无横向射流 (d) 有横向射流 （a)试验纹影与数值纹影比较（叠加） （b) 0度攻角压力分布 （c) 4度攻角压力分布 实验与计算结果对比验证 实验照片与三维计算结果的良好一性，使得可以应用计算结果认识气体物理规律，开展深入研究。 建设中的气动热防护技术实验平台 长时间直联台：60s，2～5kg/s 实验平台主要参数： 马赫数：M 5～7 喷管出口直径：Ф400mm 总温总压：2000K、20atm; 试验时间：2～