CN108345761A - 抗烧蚀的拼接结构 - Google Patents

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Abstract

本发明涉及一种在高温高速气流下具有高抗烧蚀性能的拼接结构，该拼接结构包括相对设置的拼接试件一与拼接试件二，拼接试件一具有拼接边缘一，拼接试件二具有拼接边缘二，拼接边缘一与拼接边缘二之间留有拼接缝隙，其中，当将拼接结构置于直角坐标系中，拼接边缘一满足曲线y1＝f(x)+H，拼接边缘二满足曲线y2＝f(x)，函数f(x)是周期值为λ的正弦函数，H为拼接缝隙的宽度，λ与H的比值满足：λ/H≥2.5。高速气流在该拼接结构内产生流动分离、在拼接边缘处形成稳定的旋涡，一方面阻隔流体及流体与壁面间的热交换，从而减弱氧化烧蚀；另一方面气流形状阻力大，气流速度降低，从而减弱机械剥蚀。

Description

抗烧蚀的拼接结构
技术领域
本发明涉及结构形变技术领域，具体涉及一种可以提高结构拼接处抗烧蚀性能的拼接结构，其可应用于高速飞行器的前缘拼接件。
背景技术
在高速飞行器设计过程中，热防护问题是设计人员非常关注的重要问题。这是由于热防护性能直接关系到飞行器的再入生存能力和精度。高速飞行器如洲际导弹、人造卫星和宇宙飞船等，从外层空间再入大气层时，其速度非常高，与空气发生剧烈相互作用，飞行器相关结构件受热严重。例如，卫星以8km/s速度回地时，驻点温度可以高达8000K～10000K，在这样的高温环境下，确保飞行器穿过大气层飞行时外形结构保持完整、不被烧毀，保持弹头和飞行器舱内有正常的工作条件(温度、压力等)是非常重要的。
在高速飞行器前缘采用一体化结构时，工艺要求高、制造成本高。
在高速飞行器前缘采用不同组件拼接而成时，接缝处受热严重且情况复杂，易产生氧化烧蚀，且在高速气流的冲刷下易产生严重的机械剥蚀，氧化烧蚀和机械剥蚀共同形成的烧蚀现象导致飞行器的质量、气动力不对称，进而影响飞行器的结构完整性、飞行稳定性与打击精度。
因此通过设计新的拼接方式，改变组件拼接处流场，减小组件拼接处的机械剥蚀，提高拼接结构的抗烧蚀性能是很重要的。
发明内容
为解决上述技术问题，本发明的目的在于提供一种高抗烧蚀性能的拼接结构。其包括相对设置的拼接试件一与拼接试件二，所述拼接试件一具有拼接边缘一，所述拼接试件二具有拼接边缘二，所述拼接边缘一与所述拼接边缘二之间留有拼接缝隙，其中，
将所述拼接结构置于直角坐标系中，所述拼接边缘一满足曲线方程y1＝f(x)+H，所述拼接边缘二满足曲线方程y2＝f(x)，函数f(x)是周期值为λ的正弦函数，H为所述拼接缝隙的宽度，所述周期值λ与所述拼接缝隙的宽度H的比值满足：λ/H≥2.5。
在至少一个实施例中，所述周期值λ与所述拼接缝隙的宽度H的比值满足：λ/H≤3.5。
在至少一个实施例中，所述正弦函数f(x)的振幅值为A，所述振幅值A与所述拼接缝隙的宽度H的比值满足：1/3≤A/H≤2/3。
在至少一个实施例中，所述周期值λ与所述拼接缝隙的宽度H的比值为3。
在至少一个实施例中，所述周期值λ为30mm，所述拼接缝隙的宽度H为10mm。
在至少一个实施例中，所述振幅值A与所述拼接缝隙的宽度H的比值为0.5。
在至少一个实施例中，所述振幅值A为5mm。
在至少一个实施例中，所述拼接结构为飞行器的前缘的拼接结构。
在至少一个实施例中，所述飞行器为洲际导弹、人造卫星或宇宙飞船。
上述技术方案具有以下有益效果中的至少一者：
1.拼接缝隙内产生流动分离，形成流动旋涡，使流体流线扭曲，增加了流动的形状阻力和沿程阻力，导致高温高速气流在拼接缝隙内减速，进一步降低剪切力，减弱了机械剥蚀；
2.固体壁面附近形成稳定的旋涡，稳定旋涡的存在阻隔了高温流体之间及高温流体与拼接边缘间的热交换，降低拼接边缘的温度，减弱了氧化烧蚀。
附图说明
图1为本发明一实施例的拼接结构示意图。
图2为图1中局部区域的放大结构示意图。
图3为高速气流在本发明一实施例的拼接缝隙中的流动模式示意图。
附图标记说明
1 拼接试件一
2 拼接边缘一
3 拼接缝隙
4 拼接边缘二
5 拼接试件二
H 拼接缝隙的宽度
λ 拼接边缘形状函数的函数周期值
A 拼接边缘形状函数的振幅值
具体实施方式
下面参照附图描述本发明的示例性实施例。应当理解，这些具体的说明仅用于示教本领域技术人员如何实施本发明，而不用于穷举本发明的所有可行的方式，也不用于限制本发明的范围。
参照图1-2，下面介绍本发明提供的第一实施例的大略结构。
第一实施例
该实施例中，拼接结构包括两块拼接试件，参照附图1，拼接试件一1和拼接试件二5相对设置，拼接试件一1具有拼接边缘一2，拼接试件二5具有拼接边缘二4，拼接试件一1和拼接试件二5的拼接边缘之间留有拼接缝隙3。
拼接边缘一2与拼接边缘二4是形状相同的曲线，将拼接结构整体置于直角坐标系中，参照附图2，拼接边缘一2满足曲线方程：
拼接边缘二4满足曲线方程：
式中，H为拼接缝隙3的宽度，其值等于曲线y1和曲线y2上相位相同的两点之间的距离；
λ为拼接边缘形状函数f(x)的函数周期值；
A为拼接边缘形状函数f(x)的振幅值。
其中，
拼接边缘形状函数f(x)的函数周期值λ与拼接缝隙的宽度H的比值满足：2.5≤λ/H≤3.5；
拼接边缘形状函数f(x)的振幅值A与拼接缝隙的宽度H的比值满足：1/3≤A/H≤2/3。
第二实施例
本实施例在第一实施例的基础上，给出了拼接边缘形状函数f(x)各参数的优选取值。
本实施例中，进一步将拼接边缘形状函数f(x)的振幅值A优选为5mm，将拼接边缘形状函数f(x)的周期值λ优选为30mm，将拼接缝隙3的宽度H优选为10mm，则有：
拼接边缘一2的曲线方程为：
拼接边缘二4的曲线方程为：
在本实施例中，拼接边缘形状函数f(x)的函数周期值λ与拼接缝隙的宽度H的比值λ/H＝3；拼接边缘形状函数f(x)的振幅值A与拼接缝隙的宽度H的比值A/H＝0.5。
第三实施例
本实施例是对第一实施例的延伸，在该实施例中，拼接试件一1和拼接试件二5的拼接边缘由多个区段组成，每个区段内的拼接边缘一和拼接边缘二可以由实施例一概括，但是不同区段的拼接边缘一的形状可以是不同的。
本实施例中，拼接试件一1依次包括：第一拼接边缘一、第二拼接边缘一、第三拼接边缘一；拼接试件二5对应依次包括：第一拼接边缘二、第二拼接边缘二、第三拼接边缘二。第一拼接边缘一与第一拼接边缘二的形状相同，构成第一拼接区段；第二拼接边缘一与第二拼接边缘二的形状相同，构成第二拼接区段；第三拼接边缘一与第三拼接边缘二的形状相同，构成第三拼接区段；第一拼接边缘一、第二拼接边缘一和第三拼接边缘一的形状互不相同。拼接边缘形状函数f(x)可以被不同的正弦函数拟合，但每一个拼接区段内，有：
拼接边缘形状函数f(x)的函数周期值λ与拼接缝隙的宽度H的比值满足：2.5≤λ/H≤3.5；
拼接边缘形状函数f(x)的振幅值A与拼接缝隙的宽度H的比值满足：1/3≤A/H≤2/3。
下面参照图3，介绍本发明抗烧蚀的拼接结构的工作原理。
对粘性流基本方程进行量级分析，并略去二阶小量，可得到流体通过拼接缝隙3时的控制方程如式(5)至(7)所示：
式(5)、(6)、(7)分别为连续方程、动量方程和能量方程，r为流体在拼接边缘处的流线的曲率半径，ρ为流体密度，相对于x,y方向的速度分别用u,v表示。μ为流体粘性系数，T为温度，p为流体压强，h为焓值，K为导热系数。
湍流模型采用重整化群(RNG)k-ε模型，湍流动能耗散输运方程为：
其中，μt为涡粘性系数，k为湍流动能，σe、C1、C2为湍流模型系数，G为湍流动能生成，ε为湍流动能耗散率。
以上公式中u,v,T均代表时均值。
计算中，当量缝隙De取值为：
V为通道体积，Ad为润湿面积。
雷诺数为：
阻力系数为：
β为单个周期内流体压降。
采用上述计算模型，对拼接缝隙内流体的流动方式进行模拟仿真，结果表明，当拼接边缘形状函数为正弦函数时，拼接缝隙内流体的流动方式与拼接缝隙的宽度H密切相关。
当拼接边缘正弦曲线的周期值λ与拼接缝隙的宽度H的比值λ/H≥2.5时，形状阻力较大，气流速度降低，机械剥蚀程度得以减弱。
按主流流线与拼接边缘形状函数间是否存在相位差，气流流动方式可分为三种:无相位差的流动、主流流线发生一般变形的流动以及主流流线急剧扭曲的流动。当拼接边缘形状函数的周期λ与拼接缝隙的宽度H的比值λ/H的取值范围满足2.5≤λ/H≤3.5时，高温高速气流在拼接缝隙中的流动模式为主流流线发生一般变形的流动，参见附图3。
λ/H介于2.5与3.5之间时，拼接缝隙内产生流动分离，形成流动旋涡，使流体流线扭曲，增加了流动的形状阻力和沿程阻力，导致高温高速气流在拼接缝隙内减速，进一步降低剪切力，减弱了工作过程中的机械剥蚀；
进一步，当A/H介于1/3与2/3之间时，高速气流通过拼接缝隙时的分离还表现为，在固体壁面附近形成稳定的旋涡，稳定旋涡的存在阻隔了高温流体及高温流体与拼接边缘间的热交换，同时也避免了迎风处被主流直接冲刷，使得换热得以减弱，降低了拼接边缘的温度，从而减弱了氧化烧蚀。
以上各个实施例在不违背本发明精神范围内可以任意地进行组合。为简洁起见，本文省略了部分零部件的描述，然而该部分零部件均应当理解为能够采用现有技术实施。

Claims (9)

1.一种抗烧蚀的拼接结构，包括相对设置的拼接试件一与拼接试件二，所述拼接试件一具有拼接边缘一，所述拼接试件二具有拼接边缘二，所述拼接边缘一与所述拼接边缘二之间留有拼接缝隙，其中，
将所述拼接结构置于直角坐标系中，所述拼接边缘一满足曲线方程y1＝f(x)+H，所述拼接边缘二满足曲线方程y2＝f(x)，函数f(x)是周期值为λ的正弦函数，H为所述拼接缝隙的宽度，所述周期值λ与所述拼接缝隙的宽度H的比值满足：λ/H≥2.5。
2.根据权利要求1所述的抗烧蚀的拼接结构，其特征在于：所述周期值λ与所述拼接缝隙的宽度H的比值满足：λ/H≤3.5。
3.根据权利要求1或2所述的抗烧蚀的拼接结构，其特征在于：所述正弦函数f(x)的振幅值为A，所述振幅值A与所述拼接缝隙的宽度H的比值满足：1/3≤A/H≤2/3。
4.根据权利要求1所述的抗烧蚀的拼接结构，其特征在于：所述周期值λ与所述拼接缝隙的宽度H的比值为3。
5.根据权利要求4所述的抗烧蚀的拼接结构，其特征在于：所述周期值λ为30mm，所述拼接缝隙的宽度H为10mm。
6.根据权利要求3所述的抗烧蚀的拼接结构，其特征在于：所述振幅值A与所述拼接缝隙的宽度H的比值为0.5。
7.根据权利要求6所述的抗烧蚀的拼接结构，其特征在于：所述振幅值A为5mm。
8.根据权利要求1或2所述的抗烧蚀的拼接结构，其特征在于：所述拼接结构为飞行器的前缘的拼接结构。
9.根据权利要求8所述的抗烧蚀的拼接结构，其特征在于：所述飞行器为洲际导弹、人造卫星或宇宙飞船。
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Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN109164045A (zh) * 2018-08-29 2019-01-08 清华大学 检测材料表面液滴的方法及装置

Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN201712784U (zh) * 2010-05-06 2011-01-19 西北工业大学 一种飞机主机翼前缘分离涡控制机构
CN102506603A (zh) * 2011-10-11 2012-06-20 杭州杭氧股份有限公司 一种板翅式换热器的传热翅片及其制备
CN204027386U (zh) * 2013-09-17 2014-12-17 郑州大学 正弦波蛇形管换热器
US20170240271A1 (en) * 2015-11-11 2017-08-24 The Arizona Board Of Regents On Behalf Of The University Of Arizona Control of hypersonic boundary layer transition

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN201712784U (zh) * 2010-05-06 2011-01-19 西北工业大学 一种飞机主机翼前缘分离涡控制机构
CN102506603A (zh) * 2011-10-11 2012-06-20 杭州杭氧股份有限公司 一种板翅式换热器的传热翅片及其制备
CN204027386U (zh) * 2013-09-17 2014-12-17 郑州大学 正弦波蛇形管换热器
US20170240271A1 (en) * 2015-11-11 2017-08-24 The Arizona Board Of Regents On Behalf Of The University Of Arizona Control of hypersonic boundary layer transition

Non-Patent Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
陈瑶 等: "正弦型波纹管强化传热机制的数值分析", 《南京工业大学学报(自然科学版)》 *
黄国: "高超声速环境下缝隙热环境的数值模拟研究", 《中国博士学位论文全文数据库 工程科技Ⅱ辑》 *

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN109164045A (zh) * 2018-08-29 2019-01-08 清华大学 检测材料表面液滴的方法及装置

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