过氧化氢水溶液在自分解过程中的温升特性

针对过氧化氢水溶液在自分解过程中分解放热引起的温升进行传热分析,建立数学模型,求解得出随着浓度、比热容、分解速率以及散热等因素下的温升变化规律.其结果可以为过氧化氢溶液的储存、输送以及推进燃烧控制提供重要的理论依据,为进一步掌握过氧化氢热化学机理提供理论基础.      

高固含量改性双基推进剂的热危险性研究

为研究具有高固含量(黑索金RDX质量分数为48.5%)改性双基推进剂的热危险性,采用热重分析仪TG、差示扫描量热仪DSC以及加速量热仪ARC,对比分析了双基推进剂S0,改性双基推进剂GHT-1A和单质炸药RDX的热分解特性,并从两个方面评估了GHT-1A的热危险性。TG/DSC实验结果显示GHT-1A中双基组分的分解峰温高于S0的分解峰温,而其炸药组分的分解峰温与单质炸药RDX接近。ARC的实验结果显示GHT-1A在理想绝热条件下的起始分解温度为138.9℃,绝热温升为1415.3℃,达到最大温升速率所需时间为13.8min,单位质量产生气体最大压力为13.1MPa·g-1。研究结果表明,GHT-1A发生热爆炸的可能性略低于双基推进剂S0,而高于单质炸药RDX,爆炸破坏性则较强。     

铜转子三相异步电动机温度场流场耦合分析

研发了一台应用在石油顶驱钻井设备的强迫风冷铜转子三相异步电机,首创了无机座设计、定子铁心轭部开通风孔、定子绕组端部环氧树脂密封、采用焊接铜条鼠笼转子等关键技术,满足了电机在频繁起停、过载、盐雾等工况下,对电机温升的苛刻要求。建立了温度场流场流固耦合模型,分析了电机额定负载工况下的各零件稳态温度分布以及瞬态温度随时间变化趋势。仿真计算和温升试验结果表明,沿电机的轴线方向,中后段位置温度较高,没有局部过热点。试验验证了建立的温度场流场耦合模型和仿真结果的合理性,温升满足电机H级要求。在耦合模型的基础上,分析了风道入口压力和定子铁心通风孔径变化对电机温升的影响,为改进电机冷却结构提供理论基础。     

肼混合物胶体推进剂的热分解特性研究

为了评估肼混合物胶体推进剂的热安全性,采用差示扫描量热仪(DSC)和绝热加速量热仪(ARC),对肼混合物胶体推进剂的热分解特性进行了研究。DSC的实验结果表明,在2,5,10和20K·min-1四种升温速率下推进剂的初始热分解温度分别为185.73,227.20,230.37和245.19℃;根据DSC的试验结果,利用Kissinger法计算得到热分解活化能为181.80k J·mol-1。在ARC实验中,肼混合物胶体推进剂在理想绝热条件下的初始分解温度为180.58℃,最大温升速率达到0.6237°C·min-1,绝热温升为227.92℃,最高温度为408.50℃,计算得到其热分解活化能为121.77k J·mol-1。比较DSC与ARC的试验结果,两者基本一致;热分析试验中推进剂先经历相变吸热过程,再进行分解放热。     

非金属封闭管路内导线电流降额研究

对SAE AS50881线束额定值降低曲线进行研究,通过有限元仿真计算线束降额运行后的温升,以这个温升为标准计算非金属封闭管路中的导线连续工作时的电流降额数据,为非金属封闭管路在民机布线中的使用提供参考。     

动压气体止推轴承间隙气动热及流动特性分析

以波箔型动压气体止推轴承为研究对象,建立变截面气膜间隙润滑模型,研究了有无黏性耗散时动压气体止推轴承间隙压力场及温度场分布,获得几何参数以及转速对轴承间隙气膜压力和温度的影响规律。结果表明：考虑黏性耗散时,在收敛段末端和平直段外缘形成高温区;无黏性耗散时,轴承气膜高温区位于收敛间隙末端;轴承气膜温升随转速线性增加;考虑黏性耗散时,气膜温升随楔形因子的增加而减小,无黏性耗散热时则与之相反;气膜厚度越大,温升越小,厚度对轴承气膜温度分布无影响。本文参数范围内,黏性耗散产生的温升占比达90%。该研究证实了黏性耗散对动压气体止推轴承热流动物理机制有重要的影响,可为动压气体轴承设计和高效运行提供理论基础。     

篦齿封严风阻温升特性研究

篦齿封严风阻温升效应引起的热负荷对航空发动机涡轮叶片冷气系统有着重要的影响。采用理论分析、数值计算与实验相结合的方法系统地研究了篦齿封严的风阻温升特性。首先,对篦齿封严风阻温升特性进行了理论分析,设计搭建了篦齿封严风阻温升特性实验台,建立了基于RNG（Re-Normalization Group） k-ε湍流方程的篦齿封严风阻温升数值求解模型。然后,研究了篦齿封严流场特性、泄漏特性和风阻温升特性,并将理论计算、数值仿真与实验测试结果相互对比分析,研究了压比、转速等因素对篦齿封严风阻温升特性的影响规律,揭示了篦齿封严的风阻温升效应产生的机理。结果表明：高低齿篦齿封严结构减弱了篦齿封严的透气效应,增强了篦齿封严的动能耗散,有利于降低篦齿封严的泄漏量;在所研究的工况下,转速低于2 000 r/min时,风阻温升效应较小,转速在2 000~6 000 r/min时,风阻温升随转速的升高而增大,温升值最高可达12.87 K;压比的增大会加强气流的对流换热,转速为6 000 r/min时,压比从1.1增加到1.3,温升值下降了7 K左右;风阻温升产生的主要原因是流经封严间隙的黏性气流与高速旋转的转子相互摩擦产生热量,气流吸收这部分摩擦热导致温度升高,转子转速越高,风阻温升效应越强。所研究的篦齿封严风阻温升特性为航空发动机内通道气流热负荷分析提供了理论依据。     

电动汽车驱动电机三维CFD热分析与温升测试研究

针对电动汽车驱动电机在整车极限工况下的温升问题,采用流固共轭传热数值计算方法对永磁同步电机的散热性能进行了仿真计算,得到了不同工况下电机定转子的温度分布规律。利用滑环模块解决了转子温升测试的难题,将不同整车工况下电机的温升测试数据和计算流体动力学(CFD)仿真结果对比,验证了仿真计算模型及方法的准确性,为整车在各种行驶路况下准确获取电机内永磁体工作温度提供了理论支持。     

偏流板对发动机进口温升影响研究

为研究偏流板升起条件下发动机进口温升的变化,采用计算流体动力学的方法,计算了不同的发动机推力状态、偏流板板位角、偏流板与发动机距离对流场和发动机进口温升的影响。结果表明:在偏流板升起时,随着发动机推力状态的升高,发动机进口温升逐渐增大;随着板位角的增大,高温燃气沿甲板向发动机进口方向扩散范围越大,进口温升逐渐增大;在相同发动机推力状态和板位角时,增加偏流板与发动机距离可显著减小发动机进口温升。     

雾化特性对喷雾燃烧点火过程的影响

为了研究雾化特性对喷雾燃烧点火过程的影响,用马尔文激光粒度分析仪等雾化测量系统,对离心喷嘴流量、喷雾锥角、周向不均匀度、液滴索太尔平均直径(SMD)、液滴尺寸分布指数(N)等雾化特性进行了测量;采用高速摄影机和热电偶测温系统,记录了燃烧室内点火过程和燃烧室出口温度变化历程,揭示了初始火焰形成及火焰传播过程,探讨了喷嘴雾化特性对燃烧室初始火焰形成、火焰发展、出口温升开始时间、最大温升时间以及温升率等点火过程和点火性能的影响规律。研究结果表明:随着供油压力的提高,离心喷嘴的燃油流量呈现二次曲线增加,SMD逐渐减小,N值呈现先下降后上升的趋势。在点火油气比为0.0078~0.0125时,随着供油压力的提高,初始火焰变长,火焰的发展先沿着靠近燃烧室上壁面部分向下游发展,再向燃烧室中下部分发展,火焰亮度增强,燃烧室出口温升开始时间缩短,最高温升时间增大,温升率提高,最大温度值上升。在相同的点火油气比下,距离燃烧室上壁面1/4燃烧室高度处热电偶(TC-1)温升值和温升率最高,温升开始时间最低;距离燃烧室上壁面3/4燃烧室高度处热电偶(TC-3)温升值和温升率最低,温升开始时间最高。     

过氧化氢溶液表面沸腾换热研究

运用传热传质理论对过氧化氢溶液受热分解的表面沸腾换热过程进行分析,提出了换热系数的基本关系式.在5%～30%质量分数范围内的实验数据表明:表面换热系数随着热流密度、主体温度及溶液质量分数上升而增大;壁面温差存在极限值,其随着热流密度、质量分数和主体温度的上升而下降.      

组合动力用过氧化氢煤油推力室热防护方案设计方法

本文面向组合动力对过氧化氢煤油推力室的应用需求,建立工程计算方法以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。     

液体推进剂火箭发动机推力室再生冷却通道三维流动与传热数值计算

应用湍流模型对液体推进剂火箭发动机再生冷却推力室通道的流动与传热进行了三维数值模拟,冷却工质为氢气,其密度、导热系数、动力粘度随着温度和压力而变化,冷却剂比热容及金属固体物性随着温度而变化。计算采用标准k-ε双方程湍流模型及气-固耦合算法。结果表明:推力室燃气侧壁面的温度和热流密度的最高点均发生在喉部附近,喉部横截面固体区域最大温度梯度靠近燃气,喉部附近氢气在垂直主流方向的截面上产生了二次流。气固耦合面最大热流密度及最大对流换热系数同样位于推力室喉部附近。      

飞机整体瞬态热状况的数值仿真研究

 在分析飞机内外热环境的耦合传热机制基础上，建立了描述飞机整体瞬态热状况的物理数学模型。引入壁面热流函数，将飞机蒙皮外的气动对流与辐射换热作用转化为舱内热分析的浮动热边界条件，实现了飞机内外耦合热作用的解耦计算，避免了难以实现的直接耦合求解。采用区域分解技术，将飞机整体分解为特性不同的多个求解区域。采用蒙特卡罗法求解舱内设备之间的辐射换热，采用热网络法求解设备内部及各设备之间的辐射-导热-对流耦合换热。利用该方法对某型飞机飞行过程中的瞬态热状况进行了数值模拟，获得了飞机舱内的瞬态温度场，分析了相关因素的影响，为飞机设计及相关研究提供了重要依据。     

燃速调节剂对RDX/AP/HTPB推进剂热分解的影响

利用高压差示扫描量热法（DSC）研究了含不同燃速调节剂（亚铬酸铜、草酸铵、碳纤维）的RDX／AP／HTPB推进剂热分解性能，研究发现，调速剂对推进剂燃速的影响与其对推进剂主要组分（RDX、AP和HTPB）峰温、推进剂初始放热量的影响密切相关，燃烧催化剂亚铬酸铜和碳纤维使RDX，AP的分解峰温降低，使推进剂的初始分解阶段放热量增大，分解放热峰增多，故导致推进剂燃速增加，而草酸铵使RDX的分解峰温升高，使推进剂的初始分解阶段放热量降低，所以导致推进剂燃速降低。     

Al/高氯酸铵复合粒子的制备及其性能表征

用溶剂-非溶剂法制备了Al/高氯酸铵(AP)复合粒子，并用TEM，SEM，XRD和ICP对其进行了表征。首先对复合粒子的热分析进行了DTA测定，并用相同比例的简单混合物来作对比；然后选用三组推进剂样品进行DTA测定，在每组样品中分别选用添加有Al/AP复合粒子和纯Al粉来作对比。结果表明，将Al粉与AP进行复合处理后，Al粉对AP的热分解有了一定的催化作用，而相同比例的Al粉和AP简单混合物中，Al粉对AP的热分解无明显催化作用；与加有纯Al粉的推进剂样品相比较，添加有Al/AP复合粒子的推进剂样品高温分解峰温降低，总放热量大大提高。这表明Al粉与AP的复合处理能显著提高AP与推进剂的热分解性能。     

通道深宽比对液体火箭发动机推力室再生冷却的影响

应用湍流模型对液体推进剂火箭发动机再生冷却推力室通道的流动与传热进行了三维数值模拟, 冷却工质为氢气, 其密度、导热系数、动力粘度随着温度和压力而变化, 冷却剂比热容及金属固体物性随着温度而变化.计算采用标准k-ε两方程湍流模型及气-固耦合算法.保持再生冷却通道个数及冷却工质进口流量不变, 通过改变通道肋壁厚度来改变冷却通道深宽比, 研究不同深宽比对推力室壁面再生冷却效果的影响规律.计算结果表明:增加通道深宽比对推力室壁面能够起到强化传热的作用, 但同时也增加了冷却通道的进出口压差.这是由于冷却工质流速的增高, 从而提高了推力室传热系数.随着深宽比不断增加, 推力室再生冷却效果趋于饱和, 而冷却工质进出口压降则不断上升.      

液体火箭发动机推力室冷却通道温度分层数值研究

为了研究冷却剂温度分层的形成机理及其对流动和换热的影响, 应用雷诺应力模型(RSM)对液体火箭发动机推力室再生冷却通道的流动与传热进行了三维数值模拟, 冷却剂为气氢, 考虑其物性随温度和压力的变化.所得结果表明:冷却剂在非流动方向会出现温度分层现象, 随着冷却剂的不断受热, 温度分层现象越明显, 由于喉部二次流加强了冷却剂间的混合, 在喉部区域温度分层被减弱, 温度分层对冷却剂温升及压降影响较小, 严重影响气壁温度的估算.      

压力对水平管内超临界碳氢燃料流动换热影响实验

通过实验装置研究了系统压力对水平管内超临界碳氢燃料RP-3流动换热特性的影响规律,并对管内燃油径向热物性变化、浮升力以及热加速对流动换热特性的作用机理进行了分析.结果表明:管内燃油表面传热系数随主流温度升高而增大,不同系统压力下,燃油在相同无量纲温度点热物性变化速率的不同导致了表面传热系数和Nu_x峰值的差异;燃油主流温度与内壁温度之间的差异而导致的热物性差别是造成管内换热规律变化的主要原因,浮升力和热加速作用对换热特性的影响可以忽略;无量纲参数Gr_q/Gr_th可以更好地反映超临界压力碳氢燃料RP-3在水平管内的沿程流动换热特性变化规律.