930E自卸卡车鼻锥体裂纹原因分析及预防措施

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作者 崔国梁 杨振兴 杨海青 《露天采矿技术》 CAS 2024年第6期99-102,共4页

通过分析930E卡车鼻锥体的受力、930E卡车的驱动方式以及结构性破坏发生后的严重后果等要素,研究了矿用自卸卡车鼻锥体结构性破坏的原因,提出了日常保养及点检方法,及鼻锥体的预控断裂故障措施。结果表明:作为930E卡车的重要安全机件,... 通过分析930E卡车鼻锥体的受力、930E卡车的驱动方式以及结构性破坏发生后的严重后果等要素,研究了矿用自卸卡车鼻锥体结构性破坏的原因,提出了日常保养及点检方法,及鼻锥体的预控断裂故障措施。结果表明:作为930E卡车的重要安全机件,鼻锥体发生结构性破坏的原因可能与自身质量、关联机件以及运行工况等条件相关。 展开更多

关键词 930E卡车 安全机件 鼻锥体 结构性破坏 预防措施

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高超声速飞行器鼻锥迎风凹腔结构防热效能研究 被引量：10

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作者 陆海波 刘伟强 《宇航学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2012年第8期1013-1018,共6页

对高超声速飞行器鼻锥使用迎风凹腔结构作为热防护系统时,凹腔结构的防热效能进行了数值研究。通过与相关实验对比,验证了本文数值方法的可靠性,获得了鼻锥的流场参数,外表面、凹腔内壁面的热流分布,分析了不同的凹腔尺寸参数选择对鼻... 对高超声速飞行器鼻锥使用迎风凹腔结构作为热防护系统时,凹腔结构的防热效能进行了数值研究。通过与相关实验对比,验证了本文数值方法的可靠性,获得了鼻锥的流场参数,外表面、凹腔内壁面的热流分布,分析了不同的凹腔尺寸参数选择对鼻锥冷却效果的影响。结果表明迎风凹腔结构能够有效的对高超声速飞行器的鼻锥尤其是驻点区域进行冷却,凹腔越深,其冷却效果越好。鼻锥气动加热的最大热流并不在尖锐唇缘的顶点,而是位于凹腔内的侧壁面上,凹腔的深度(L)变化对最大热流的出现位置影响很小。除非凹腔很浅(L/D<0.5),凹腔底面的热流值都非常小,基本可以忽略。 展开更多

关键词 迎风凹腔 热防护 鼻锥 高超声速

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鼻锥声学特性试验研究 被引量：5

3

作者 高永卫 乔志德 《实验流体力学》 EI CAS CSCD 北大核心 2006年第1期9-12,共4页

该文内容涉及在气流当中进行声学测量存在的传感器自噪声问题。在速度为10m/s以下的气流中测量噪声,通常用泡沫球形风罩可有效降低气流流过传声器时产生的噪声(称为传感器自噪声)。在速度为10m/s以上时,为降低自噪声,传声器必须装上特... 该文内容涉及在气流当中进行声学测量存在的传感器自噪声问题。在速度为10m/s以下的气流中测量噪声,通常用泡沫球形风罩可有效降低气流流过传声器时产生的噪声(称为传感器自噪声)。在速度为10m/s以上时,为降低自噪声,传声器必须装上特殊形式的鼻锥。但风速达到某个数值以后,传声器自噪声仍会太大以至于无法进行声学测量。所以,在高速气流中进行声学测量时,传感器自噪声成为测量的制约因素。根据自噪声主要取决于鼻锥的边界层与透声孔干扰的论断,笔者用风洞实验的方法研究了三种形式鼻锥的声学特性,试图寻找降低自噪声水平和提高实验风速的方法。研究表明,在透声孔上覆盖纱网可以降低传感器自噪声。在本文的实验条件下,加纱网可以降低自噪声约5dB或在保持自噪声水平相同的条件下提高实验风速约10m/s。 展开更多

关键词 气动声学 传感器自噪声 鼻锥 风洞实验

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两种鼻锥在高速气流中声学特性的研究 被引量：4

4

作者 赵忠 高永卫 《声学技术》 CSCD 北大核心 2007年第1期96-100,共5页

为了在气流当中进行噪声测量,传声器上必须加装适当形式的鼻锥以降低传感器自噪声。否则,传感器自噪声会过大而影响正常的声学测量。所以,当在高速气流中进行声学测量时,传感器自噪声成为测量的制约因素。如何降低传感器自噪声成为高速... 为了在气流当中进行噪声测量,传声器上必须加装适当形式的鼻锥以降低传感器自噪声。否则,传感器自噪声会过大而影响正常的声学测量。所以,当在高速气流中进行声学测量时,传感器自噪声成为测量的制约因素。如何降低传感器自噪声成为高速气流中声学测量的关键。鼻锥的形式对传感器自噪声有重要的影响。为了发展低噪声鼻锥,采用实验的方法,在闭口风洞声学实验段中,研究了两种形式鼻锥在风速为10m/s～50m/s时的声学特性。实验结果表明,半球型头部的鼻锥在风速为30m/s～50m/s时比常见的鼻锥自噪声小约3～11(dB)。因此,使用半球型头部的鼻锥可以改善测试条件或提高实验风速。 展开更多

关键词 气动声学 高速气流 传感器自噪声 鼻锥 风洞实验

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基于动力学仿真的系留气球鼻锥有限元分析 被引量：4

5

作者 杨燕初 王生 马毅 《计算机仿真》 CSCD 2008年第2期57-60,73,共5页

针对系留气球进行了动力学仿真分析,在此基础上对一种用于固定球体的新型鼻锥结构进行了结构有限元分析,以确定其强度与刚度。首先采用计算流体力学CFD求得特定风速下系留气球所受的气动力,随后通过多体动力学软件Adams进行动力学仿真分... 针对系留气球进行了动力学仿真分析,在此基础上对一种用于固定球体的新型鼻锥结构进行了结构有限元分析,以确定其强度与刚度。首先采用计算流体力学CFD求得特定风速下系留气球所受的气动力,随后通过多体动力学软件Adams进行动力学仿真分析,确定作用在鼻锥上载荷的大小,并以此作为有限元分析的载荷边界条件;然后采用有限元分析的方法对鼻锥结构进行静力学和动力学分析;最后确定极限风速下艇首与鼻锥连接处的变形、载荷及应力情况。通过分析,为新型鼻锥结构进一步的设计改进与优化提供了参考依据。 展开更多

关键词 系留气球 鼻锥结构 动力学仿真 有限元分析

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高超声速飞行器鼻锥的热环境和结构热分析研究 被引量：3

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作者 姜志杰 张擘毅 +1 位作者 何浩 刘伟强 《导弹与航天运载技术》 北大核心 2009年第4期14-17,22,共5页

基于典型的高超声速气动加热飞行环境,利用热流迭代修正方法对轴对称一体化结构高超声速飞行器鼻锥进行结构温度场分析。首先通过流场计算得到飞行器鼻锥的冷壁边界热流密度分布,并将其作为结构热响应有限元计算的初始边界条件。为了验... 基于典型的高超声速气动加热飞行环境,利用热流迭代修正方法对轴对称一体化结构高超声速飞行器鼻锥进行结构温度场分析。首先通过流场计算得到飞行器鼻锥的冷壁边界热流密度分布,并将其作为结构热响应有限元计算的初始边界条件。为了验证计算方法的可执行性,并为计算结果分析比较提供参考数据,首先进行只考虑导热和辐射的计算,不考虑壁面温度变化对热流影响的热流修正迭代计算。而后,针对壁面温度随时间变化,对热流密度进行修正,进行多次迭代计算模拟,用以确定高超声速飞行器鼻锥材料以及结构设计尺寸。 展开更多

关键词 高超声速飞行器 鼻锥 热环境 热分析

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导弹鼻锥驻点区烧蚀实时模拟初探 被引量：1

7

作者 黄海明 吴林志 杜善义 《航空兵器》 2000年第5期1-4,共4页

建立了导弹驻点区烧蚀的一般物理-数学模型,并提出双动边界方法确定鼻锥表面温度、烧蚀率及防热材料的厚度,最后对导弹在65～20km高度再入飞行中驻点区烧蚀进行了实时模拟计算。

关键词 导弹鼻锥 烧蚀 模拟 C/C复合材料

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压力系数分析法的低噪声鼻锥设计

8

作者 栾海霞 陈宝 李兴龙 《噪声与振动控制》 CSCD 2016年第1期209-211,共3页

在航空声学风洞内进行气流内的噪声测量时,需要在传声器前端安装鼻锥,以降低流场波动对传声器振膜的干扰噪声。目前使用的鼻锥,当流速超过40 m/s时,自噪声大幅度提高,因而无法用于更高速度的流场测试。利用一种鼻锥低噪声设计的分析方法... 在航空声学风洞内进行气流内的噪声测量时,需要在传声器前端安装鼻锥,以降低流场波动对传声器振膜的干扰噪声。目前使用的鼻锥,当流速超过40 m/s时,自噪声大幅度提高,因而无法用于更高速度的流场测试。利用一种鼻锥低噪声设计的分析方法,分析鼻锥表面的压力系数分布规律,并提出一种降低鼻锥自噪声的改进形式,降低不稳定的静态压力的干扰。将鼻锥的透声孔设置在压力稳定区域,可减少流场内不稳定压力波动对被测声波信号的干扰,提高测试结果的准确性,满足更高速度的流场测试需求。 展开更多

关键词 声学 鼻锥 低噪声设计 压力系数 仿真分析

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基于ANSYS的鼻锥结构消声器性能研究

9

作者 马建辉 郭鹏 《河南科学》 2012年第5期592-596,共5页

目前,对汽车发动机排气噪声的控制主要是安装排气消声器.消声器的设计与性能研究主要围绕其消声性能和对发动机功率的影响两个方面进行.通过对鼻锥结构排气消声器结构三维建模后进行性能模拟分析,获得了该消声器内部的声压分布情况和插... 目前,对汽车发动机排气噪声的控制主要是安装排气消声器.消声器的设计与性能研究主要围绕其消声性能和对发动机功率的影响两个方面进行.通过对鼻锥结构排气消声器结构三维建模后进行性能模拟分析,获得了该消声器内部的声压分布情况和插入损失随频率的变化关系,预测了该消声器对发动机功率损失的影响.该种方法具有周期短、成本低的优点. 展开更多

关键词 鼻锥 消声器 模拟分析

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额鼻瓣及鼻锥翻转切除累及颅底的鼻腔鼻窦肿瘤

10

作者 陈贤明 甄泽年 赵敏 《中国眼耳鼻喉科杂志》 2004年第3期164-165,共2页

目的探讨彻底切除累及颅底的鼻腔、鼻窦肿瘤的手术进路。方法采用额鼻瓣和鼻锥翻转的方法彻底切除累及颅底的鼻腔鼻窦肿瘤25例,其中肿瘤侵犯前颅底12例,侵犯中颅底5例,同时侵犯前中颅底8例。内镜及手术显微镜辅助手术,肌筋膜修补颅底缺... 目的探讨彻底切除累及颅底的鼻腔、鼻窦肿瘤的手术进路。方法采用额鼻瓣和鼻锥翻转的方法彻底切除累及颅底的鼻腔鼻窦肿瘤25例,其中肿瘤侵犯前颅底12例,侵犯中颅底5例,同时侵犯前中颅底8例。内镜及手术显微镜辅助手术,肌筋膜修补颅底缺损。结果良性肿瘤彻底切除,恶性肿瘤中随访3年以上者21例,其中3年存活率61.9%(13/21),5年存活率38.9%(7/18),术后发生脑脊液漏4例,经保守治疗痊愈,无1例发生严重颅脑并发症。结论额鼻瓣及鼻锥翻转的方法彻底切除累及颅底的鼻腔鼻窦肿瘤是可行的方法。 展开更多

关键词 额鼻瓣 鼻锥翻转切除 鼻腔鼻窦肿瘤 手术进路 肿瘤侵犯前颅底 颅底缺损

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稀薄流航天器鼻锥迎风凹腔气动力和气动热性能研究 被引量：4

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作者 张帅 方蜀州 许阳 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2021年第9期2002-2010,共9页

为探究稀薄流流域迎风凹腔的气动防热特性,采用直接模拟蒙特卡罗(DSMC)方法,对稀薄流流域中航天器鼻锥迎风凹腔气动力与气动热性能进行了研究。得到了鼻锥外壁面、凹腔侧壁面以及凹腔底面的热流密度分布情况,分析了不同凹腔深宽比对鼻... 为探究稀薄流流域迎风凹腔的气动防热特性,采用直接模拟蒙特卡罗(DSMC)方法,对稀薄流流域中航天器鼻锥迎风凹腔气动力与气动热性能进行了研究。得到了鼻锥外壁面、凹腔侧壁面以及凹腔底面的热流密度分布情况,分析了不同凹腔深宽比对鼻锥冷却效率以及凹腔腔体内气体参数的影响。以深宽比为1的凹腔为基准,研究了凹腔唇口钝化半径对航天器气动热与气动力的影响。数值结果表明,稀薄流流域中迎风凹腔能够使鼻锥外壁面的热流密度下降7%左右;当凹腔深宽比达到1之后,凹腔侧壁面热流变化趋于一致,热流密度最低点的轴向位置不随深宽比改变,且凹腔底部热流很小,仅为L/D=0.5算例的28.66%;凹腔近底部气体均由稀薄流转化为连续流,凹腔内气体压力不断振荡;唇口钝化没有明显优势,虽然可以降低鼻锥峰值热流,但是会带来严重的气动力性能下降。 展开更多

关键词 航天器 鼻锥 稀薄流 凹腔 气动力 气动热 热流

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鼻锥表面气动噪声的数值计算

12

作者 郑爱建 付强 张宁宁 《科技创新导报》 2017年第10期25-27,共3页

该文将流体动力学分析理论与边界元声场分析方法结合起来,在鼻锥模型中,导入流场脉动压力数据并在声学网格上转换成气动偶极子声源边界条件,实现了3种不同形状的鼻锥模型在高速气流场中气动噪声声场的数值计算。通过对3种模型的气动噪... 该文将流体动力学分析理论与边界元声场分析方法结合起来,在鼻锥模型中,导入流场脉动压力数据并在声学网格上转换成气动偶极子声源边界条件,实现了3种不同形状的鼻锥模型在高速气流场中气动噪声声场的数值计算。通过对3种模型的气动噪声声压级比较发现,头部为椭球形的鼻锥的气动噪声比半球形鼻锥小,而且头部长度占总长度比例越大,气动噪声越小。 展开更多

关键词 鼻锥 气动噪声 数值计算

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全包围式轻量化鼻锥结构设计与仿真分析

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作者 李浩 王平安 《机械与电子》 2018年第10期31-34,共4页

为保持巡航状态飞艇头部气动外形,有效减小艇体表面应力集中,提升艇首抗褶皱能力,同时满足重量、刚强度及环境适应性要求,设计了一种全包围式变截面飞艇鼻锥结构。利用轻量化设计原理,此鼻锥采用薄壁一体化芯轴组件+变截面腹板式铆接骨... 为保持巡航状态飞艇头部气动外形,有效减小艇体表面应力集中,提升艇首抗褶皱能力,同时满足重量、刚强度及环境适应性要求,设计了一种全包围式变截面飞艇鼻锥结构。利用轻量化设计原理,此鼻锥采用薄壁一体化芯轴组件+变截面腹板式铆接骨架的主体结构形式,鼻锥根部与艇体连接采用管状桁条连接结构;同时,借助ABAQUS软件对极限载荷工况下的鼻锥结构进行有限元分析,计算结果显示强度和刚度均满足设计要求,鼻锥主体重13kg,轻量化率85%,经试验表明,此鼻锥结构稳定可靠,对类似飞艇鼻锥结构设计具有重要参考意义。 展开更多

关键词 飞艇 鼻锥 全包围 变截面 轻量化

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Hitco建造导弹鼻锥

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《高科技纤维与应用》 CAS 2004年第2期56-56,共1页

关键词 ATK 导弹 鼻锥 Hitco碳纤维复合材料公司

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设计奇葩的新车鼻锥

15

作者 杨云飞 《轿车情报》 2014年第3期224-229,共6页

规则的变动，除了发动机被迫改变外，还有赛车的空气动力学套件。从2014赛季开始再次实行新的车头规则，要求将底盘前端高度从去年的625mm降至525mm，且鼻锥锥尖中心高度减至185mm,但是未对鼻锥锥体的过渡做过多规定。

关键词 鼻锥 新车 设计 空气动力学 发动机 中心高 赛车 底盘

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MT系列卡车鼻锥轴承故障诊断技术分析

16

作者 刘振乾 《汽车测试报告》 2022年第9期136-138,共3页

为提高鼻锥轴承的检修质量,可根据轴承的故障类型制定不同的轴承检测方法。其中,检测方法有两种,分别为鼻锥轴承轴向检测与鼻锥轴承径向检测。该文针对不同故障原因提出与之相应的解决方案,结果表明解决方案可使鼻锥轴承易出现故障的现... 为提高鼻锥轴承的检修质量,可根据轴承的故障类型制定不同的轴承检测方法。其中,检测方法有两种,分别为鼻锥轴承轴向检测与鼻锥轴承径向检测。该文针对不同故障原因提出与之相应的解决方案,结果表明解决方案可使鼻锥轴承易出现故障的现象得到有效控制。鼻锥轴承故障的诊断与处理使卡车运行与人员作业安全性有了更好的保障,工作环境会更加安全,卡车运行会更加高效。 展开更多

关键词 鼻锥轴承 MT系列卡车 轴向间隙 径向间隙 故障检测

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一种鼻锥钝化高超声速轴对称进气道流动特性实验 被引量：11

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作者 高文智 李祝飞 杨基明 《航空学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2015年第1期302-310,共9页

前缘钝化尺度是高超声速进气道设计中的关键参数。针对一种前体锥加弯曲压缩面的高超声速轴对称进气道,选取最大尺度为3.2mm(5%唇缘半径)的几种典型鼻锥钝化半径,在马赫数Ma=6来流,及模型安装攻角为0°、4°、7°的条件下... 前缘钝化尺度是高超声速进气道设计中的关键参数。针对一种前体锥加弯曲压缩面的高超声速轴对称进气道,选取最大尺度为3.2mm(5%唇缘半径)的几种典型鼻锥钝化半径,在马赫数Ma=6来流,及模型安装攻角为0°、4°、7°的条件下开展鼻锥钝化尺度对进气道流动性能影响的实验研究。采用纹影拍摄及压力测量记录各来流条件下进气道前体流场结构及壁面压强分布,并在无攻角来流条件下利用微型扰流器进行边界层强制转捩研究。结果表明,对无攻角来流而言,即使是尺度高达3.2mm的钝化半径对进气道前体流场结构及壁面静压分布也基本没有影响。此来流条件下,几种不同鼻锥钝化半径的前体压缩面均出现小范围流动分离,而添加扰流器后该分离区均消失。钝化尺度的影响随着攻角的增加而显现,尽管不同鼻锥钝化尺度下迎风面流场及壁面压强分布几乎没有差别,但背风面随钝化尺度增大表现为边界层明显增厚、流动趋于不稳定。其中最大钝化尺度R=3.2mm的构型在4°攻角来流时背风面即出现明显的分离区,而7°攻角来流时背风面更是出现大范围流动分离、进气道背风侧不起动,并导致进气道内部壁面压强显著下降。 展开更多

关键词 高超声速流 轴对称进气道 鼻锥钝化 攻角来流 流动分离

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鼻锥翻转进路在鼻及颅底肿瘤手术中的应用 被引量：4

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作者 袁友文 甄泽年 +2 位作者 赵敏 张贤 陈辉 《临床耳鼻咽喉科杂志》 CSCD 1995年第5期297-298,共2页

应用鼻锥翻转进路切除鼻腔鼻窦及前、中颅底区肿瘤６２例，其中良性肿瘤１２例，恶性肿瘤５０例。恶性肿瘤的３年生存率为６１．７％，５年生存率为４４．０％。介绍了手术方法并对此手术进路的优缺点进行了讨论。

关键词 鼻锥翻转进路 头颈部肿瘤 鼻窦 外科手术

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改良外鼻锥体侧翻术在颅底肿瘤手术中的应用

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作者 周维国 房居高 +6 位作者 倪鑫 黄志刚 王琪 陈晓红 陈学军 钟奇 许洪波 《临床耳鼻咽喉头颈外科杂志》 CAS CSCD 北大核心 2010年第7期301-303,共3页

目的:介绍改良外鼻锥体侧翻术在颅底肿瘤手术的临床应用。方法:回顾性研究改良外鼻锥体侧翻术治疗的20例颅底肿瘤的诊断及外科手术治疗结果。结果:20例颅底肿瘤均累及鼻腔、双侧筛窦、蝶窦及眶内侧壁。侵犯翼腭窝、颞下窝2例,侵犯颅内者... 目的:介绍改良外鼻锥体侧翻术在颅底肿瘤手术的临床应用。方法:回顾性研究改良外鼻锥体侧翻术治疗的20例颅底肿瘤的诊断及外科手术治疗结果。结果:20例颅底肿瘤均累及鼻腔、双侧筛窦、蝶窦及眶内侧壁。侵犯翼腭窝、颞下窝2例,侵犯颅内者2例;均行改良外鼻锥体侧翻术治疗,其中2例鼻咽纤维血管瘤患者同时行额颞颧开颅及大部分上颌骨移位手术;2例行颅面联合入路手术。术后10例患者行放疗。患者术后无手术并发症,随访8～60个月,有6例肿瘤复发。结论:改良外鼻锥体侧翻术是治疗鼻腔、筛窦、蝶窦肿瘤累及颅底的一种安全、有效的外科治疗方法;在肿瘤向翼腭窝、颞下窝及颅内侵犯时应辅以其他手术入路。 展开更多

关键词 颅底肿瘤 外鼻锥体侧翻术 外科手术

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飞行器鼻锥凹腔-发散组合冷却数值模拟 被引量：6

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作者 栾芸 贺菲 王建华 《航空学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2021年第2期12-20,共9页

尖锐鼻锥冷却方案是可复用式航天飞行器研究领域一个十分重要的课题。传统发散冷却虽然可以有效降低鼻锥结构温度,但是由于驻点外极高的热流、压力,会出现驻点冷却效果差的问题。迎风凹腔结构是一种针对鼻锥驻点区域的减阻防热方案,尖... 尖锐鼻锥冷却方案是可复用式航天飞行器研究领域一个十分重要的课题。传统发散冷却虽然可以有效降低鼻锥结构温度,但是由于驻点外极高的热流、压力,会出现驻点冷却效果差的问题。迎风凹腔结构是一种针对鼻锥驻点区域的减阻防热方案,尖锐唇口的分流作用可以使附近压力、热流降低。因此,提出一种新型冷却结构——凹腔-发散组合冷却,利用迎风凹腔结构对驻点的强化冷却解决发散冷却中驻点难以冷却的问题。以楔形鼻锥为物理模型,对发散冷却、迎风凹腔结构和凹腔-发散冷却3种冷却结构进行数值模拟,并和无冷却的纯鼻锥结构进行对比。结果表明,与传统发散冷却相比,使用凹腔-发散组合冷却可以使结构温度峰值下降16.8%;与没有冷却的纯鼻锥模型相比,鼻锥头部圆弧段表面平均温度降幅可达64%,证实了这种新型冷却结构的可行性和高效性。 展开更多

关键词 鼻锥 热防护 发散冷却 迎风凹腔 凹腔-发散组合冷却

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