C/SiC复合材料在鼻锥热防护系统中的应用研究  

Application of C/SiC Compositesin Thermal Protection System of Nose-cone

作　　者：聂涛[1] 刘伟强[1] 

机构地区：[1]国防科学技术大学高超声速冲压发动机技术重点实验室,湖南长沙410073

出　　处：《计算机仿真》2013年第9期109-112,共4页Computer Simulation

基　　金：国家自然科学基金资助(90916018);高校博士点专项科研基金(200899980006)

摘　　要：在飞行器防热材料优问题的研究中,高超速飞行器鼻锥面临剧烈的气动加热环境,而目前的常用耐高温合金材料很难满足飞行器的防热设计要求,因而需要对鼻锥结构进行热防护。对鼻锥C/SiC复合材料热防护结构进行了仿真研究。湍流模型采用SST k-ω两方程模型,采用松耦合的耦合方法,对不同C/SiC复合材料厚度的热防护效果进行的研究。研究结果发现采用C/SiC复合材料能够有效地降低内部结构的温度;同时结构内部温降幅度随着复合材料厚度的增加而增加。There is a severe aerodynamic heating for hypersonic vehicle,but general high-temperature alloy can not withstand severe high temperature.So it needs a thermal protection system.In this paper,C/SiC composites thermal protection system was simulated.SST k-ω model was used as the turbulent model,and the coupling method is loose coupling.The contribution of different thickness of the C/SiC composites to thermal protection effect was studied.The results show that it can reduce the structure internal temperature using C/SiC composites,and the temperature drop increases with thickness of the C/SiC composites layer increasing.

关 键 词：高超声速 热防护 复合材料 湍流 

分 类 号：V411.8[航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]