摘要：为降低火灾环境对消防员皮肤烧伤的危害,构建空气层三维传热模拟装置,模拟服装开口处的衣下空气层状态,并开展低热辐射条件下的热暴露试验,探究着装人体与外界环境的热量交换及对人体皮肤热防护的影响规律。结果表明:与封闭空气层相比,开放空气层条件下织物受热面的峰值温度更低;空气层厚度的增加和边界的开放能够提升织物系统的热防护能力;3 mm空气层条件下,封闭状态的热防护性能更好,而其它厚度下开放空气层的防护能力更好;与无空气层条件相比,3~18 mm的封闭空气层可将热流密度衰减提升16.2%~44.5%、皮肤温度降低9%~26.7%、二级烧伤时间延长10.0%~100.8%;开放空气层可将热流密度衰减提升8.0%~50.7%、皮肤温度降低4.7%~30.0%、二级烧伤时间延长7.2%~140.9%。

摘要：热防护材料/结构是实现临近空间飞行器高速飞行的一项关键技术,近年来一些新的设计与分析方法不断涌现。本文对这些新的设计与分析方法进行了论述,综合分析后可以看出:热防护材料设计开始从原子、分子尺度出发,根据使用需求设计材料,并发展主动防护与控制环境技术;热防护结构设计在原有防热/承载一体化设计基础上,向多元化以及多功能一体化方向发展,同时积极发展新机制热防护概念设计;热防护分析方法更加注重复杂真实服役状态下多尺度、多物理场及非确定性的精细化分析。这些新概念和新技术有望给热防护技术带来革命性的进步。

摘要：受仿生观念启发,通过对力学与传热性能的表征和优化分析,研究了多层薄壁结构的承载和热防护的一体化设计问题。以生活在印度洋底的蜗牛壳结构为原型,构造了分层薄壁结构受力和传热的概念性模型,开展了热防护和承载性能的表征与分析。通过三维气动加热算例和基于遗传算法的优化设计,验证了仿生结构具有最佳的材料参数的排布,是综合热防护和承载性能于一体的优越结构形式。

摘要：针对导弹面临的严酷气动热力环境,基于传统波纹夹芯结构,为导弹设计了一种兼具承载和热防护功能的一体化结构。建立热-结构耦合计算模型,对一体化结构进行结构承载与热防护性能分析,结果表明:一体化结构在高温下具有较好的承载能力;增加一体化结构隔热层与内壁厚度有助于提高导弹的热防护效率。以一体化结构热防护效率最高和质量最小为目标,采用第二代非支配排序遗传算法实现了多目标优化,并认识到:一体化结构热防护效率与质量相互影响,设计时需要需综合考虑。

摘要：大面积防热结构在航天航空领域应用广泛,其创新结构设计是关键技术之一.航天飞行器的工作条件要求热防护材料与结构同时具备轻质、隔热、抗冲击的特点,因此热防护材料与结构正在朝着一体化的方向发展.基于这种发展趋势,提出了一种轻质多层热防护结构设计方案.以一体化多层防热结构在航天器再入过程中的传热为研究对象,引入大面积防热结构的一维传热假设,依照航天器再入大气层的温度条件,建立了防热结构一维非稳态传热的物理模型和封闭的控制方程,使用差分方法求解方程,进行一维非稳态的传热分析,并采用商业有限元软件ABAQUS的传热分析进行验证.得到了航天器再入大气过程中多层防热结构的各层温度分布,提出了在满足一定的热约束要求的条件下,以轻质多层热防护结构的总重量为目标函数的优化设计方法,得到了多层结构的最优几何参数,并将优化后的结构进行了有限元承载分析.

摘要：高温合金前缘热防护结构由高温合金蜂窝和隔热毡、连接件构成,同时具有承载和隔热作用,易于拆卸和维修,具有经济性和安全性。通过分析高温合金前缘热防护结构隔热性能和承载能力,对前缘结构进行设计。高温合金蜂窝隔热效果良好,并可以承受1 200℃高温。隔热毡所用的隔热材料在高温试验下保持良好的隔热效果,验证了本文传热分析方法的正确性。建立了传热迭代分析算例,确认结构各项参数满足某型高速临近空间飞行器的热环境和承载使用要求,完成了前缘结构隔热一体化初步设计。

摘要：研究了由多种功能层材料组成的热防护组件的结构设计方法与热防护性能.利用仿真计算模拟了高温热环境下由不同厚度的面板层材料与隔热层材料组成的热防护组件的热响应行为,并通过石英灯加热考核验证了优化设计的热防护组件的耐温隔热与可重复使用性能.结果表明,致密的面板层材料具有优异的耐温性能,而由气凝胶组成的隔热层材料具有极低的热导率.根据目标环境匹配设计两种功能层材料厚度,可使多层热防护组件具备经最高温度1 600℃的加热考核后,背温仅为118℃的优异耐温隔热性能.

摘要：为满足组合动力对过氧化氢煤油推力室的方案设计需求,建立工程计算方法,可快速进行热防护方案设计。通过修正燃气对流换热系数和引入液膜分解率完善工程算法,使工程计算结果与三维流固热耦合计算结果和实际试验结果符合较好。在此基础上,对组合动力用推力室进行热防护方案设计,结果表明:采用头部过氧化氢液膜和身部过氧化氢再生的方式可实现可靠热防护,其中,液膜流量在氧化剂中占比为30%。采用上述研究思路具备开展快速方案论证的能力,可在众多方案中选出热防护性能较优的方案。

摘要：随着固体推进技术的发展 ,越来越多的战术导弹采用了单室双推力固体火箭发动机 ,燃烧室和喷管的受热情况严重 ,必须对其进行深入研究 ,以保证发动机可靠工作。文中对此建立了集药柱几何计算、内流场、传热与烧蚀于一体的计算系统 ,并形成了成熟的软件 ,对一具体算例进行了绝热结构和烧蚀结构防护层的安全厚度设计 ,与工程实际应用厚度的比较表明 ,此系统用于工程中方便可靠。

摘要：高超声速飞行器在飞行过程中产生大量气动热,高效的热防护技术对保证其正常工作具有重要意义.本文基于热超材料调控热流传播路径思想,针对高超声速飞行器头锥,采用坐标变换法设计非封闭式点变换热斗篷及简化近似的多层结构.COMSOL数值模拟研究表明,两种结构均有效实现导热和辐射热流的热绕流,使部分热量沿头锥表面传播,头锥前端温度显著降低,机体升温速率减缓.但其热防护性能的提升要求材料固相和辐射热导率低于原隔热材料.进一步设计了非封闭式域变换热斗篷,材料固相和辐射热导率均可高于原隔热材料.模拟结果表明,热绕流显著提升了域变换热斗篷的热防护能力,相比于纯隔热材料,头锥前端温度降低达100 K,机体降温达10 K,展现出重要的热防护应用潜力.