大气腐蚀电化学测定研究

介绍了自行研制的环境试验中大气腐蚀电化学测定装置,包括Kelvin 大气腐蚀测定仪的工作原理,功能用途,软硬件结构及初步测试结果.自行研制的Kelvin大气腐蚀测定仪采用振动电容法技术,不需与被测量试样及电解液相接触,用Kelvin探针作参比电极,即可测得液膜下金属电极电位及极化曲线,为研究大气环境下的材料腐蚀行为提供了先进的技术和方法.     

有错排射流冲击的短通道流场研究

用实验和数值模拟的方法,研究了在错排冲击孔作用下的受限通道的流场结构。并用五孔探针对通道的流场进行了详细的测量,着重研究了不同雷诺数和不同通道高径比(通道高度与射流孔直径之比)对通道内流场结构的影响。实验结果表明:通道的流场中存在着复杂的漩涡结构;在同一高度下,雷诺数的改变对通道流场的影响很小;通道高度的改变对通道流场有明显影响。      

对旋风机对旋叶轮级间流场的实验研究

采用实验方法对对旋风机对旋叶轮级间流场进行了研究。在改变级间间隙和前后级转速的情况下,采用五孔探针对级间压力场和速度场进行了了测量,并对结果进行了分析。研究表明:前后级动叶加功量的分配在对旋风机的气动设计中占有很重要的地位,这种分配可以通过转速的匹配来实现;在气动设计中,应增加对旋叶轮级间间隙的控制设计。      

月球探测器发射机会分析

发射月球探测器实际上是使探测器与月球交会的问题,由于月球位置的变化,选择不同的交会日期相应的地月转移轨道是不相同的。文章分析了月球在一个恒星月内位置变化与相应的地月转移轨道升交点赤经和近地点幅角变化的关系,在这个基础上讨论了发射机会和发射窗口问题。     

Combustion efficiency test method in scramjet engine

A scramjet engine combustion efficiency measure system was designed.The combustion efficiency was measured by chromatography method,and the results of chromatography method were compared with those of temperature method.The results indicate that the combustion efficiency measured by chromatography method was 80.7%,lower than the combustion efficiency of 84.5%measured by temperature method;the combustion efficiency could be measured more precisely by chromatogram method than by temperature method.The combustion efficiency measure system based on chromatogram method can work well,and thus can be used to measure the combustion efficiency of scramjet engine.     

涡轮叶片前缘附近斜射流梯形腔内的流动特性

涡轮叶片前缘附近内冷腔的几何结构通常较为复杂,建立了梯形内冷通道的放大模型进行实验模拟,考虑复杂流动条件的影响,了解通道内的流动结构与特性,为更高效的内冷通道设计提供参考。使用七孔针对通道流场进行了详细测量,研究射流、横流及气膜孔出流对通道流场的影响规律。结果表明:在射流侧壁面较低位置的射流对靶面的冲击效果良好,较高位置的射流则主要对通道内旋流起到诱导和促进作用,且后者更易受横流影响;通道内横流强度的增加会进一步促进逆时针方向旋流的发展,同时削弱射流的冲击效果;随着射流角度的增加,射流的冲击作用增强,但诱导旋流的能力减弱;气膜出流量和出流位置的改变对通道主体流动结构影响较小。     

ESA再入探测器的某些空气热动力问题

给出了两种不同的再入飞行器:充气的再入和下滑演示器(IRDT)和Huygens.两者的任务都涉及在靠近轨道的条件下再入并均已于2005年完成.概述了IRDT的使命和具体设计问题,综述了IRDT最近飞行的初步结果和ESTEC估计Huygens受到的辐射通量采用的方法.     

倾斜CCD光敏面以减小扩展像斑的分析

经理论推导，给出了倾斜ＣＣＤ光敏面以减小扩展像斑，从而减小激光三角法测量误差的理论根据，同时结合计算机模拟曲线，说明了它的缺点是限制了测量范围。     

月球探测器着陆过程羽流热效应数值模拟研究

考虑到月球探测器着陆过程变推力发动机工作可能引发羽流热效应,通过差分求解N S方程与直接模拟蒙特卡洛(DSMC)耦合的方法,针对探测器变推力发动机羽流的连续流区与稀薄流区进行了数值模拟,获得了着陆过程不同状态探测器表面的羽流气动热流密度分布,分析了探测器在不同高度及坡度受到的羽流热效应,研究了探测器因落月惯性与发动机延时拖尾等特殊工况羽流气动热的影响程度。数值模拟结果表明,探测器受到的羽流气动热影响总体随着发动机出口与月面间距离减小而急剧增强,随着距离减小至0.434 m,热流密度最大值为429 kW/m 2 ,而且月面坡度对羽流热效应有减弱作用。研究结果可为探测器关机策略的制定提供支撑,为探测器关键部位的热防护提供输入,为探测器整体的设计优化提供服务。     

天问一号火星进入舱热控系统设计与验证

天问一号火星进入舱携带祝融号火星车实施进入、下降、着陆过程,其热控系统设计主要面临地火转移外热流大幅变化、进入火星舱壁气动烧蚀长时高温、着陆发动机点火局部超高温等技术挑战。为此,综合采用隔热设计、等温化设计、主动控温设计等热控手段,针对外热流大幅变化应用了新型SAL-2热控涂层,为解决局部超高温问题研制了新型气凝胶热防护装置,完整构建了进入舱的高效可靠热控系统。飞行遥测数据表明,全飞行过程设备温度和热控功耗均优于指标要求,进入、下降、着陆过程工作设备温度范围5.0~40.3℃,整舱平均控温功耗不超过43W,验证了进入舱热控系统设计的有效性。