高旋转数下光滑回转通道的换热特性

通过提高回转通道内气体压力到500 kPa以上,显著扩展了实验参数范围.实验雷诺数Re和旋转数Ro范围分别为10 000~70 000和0~2.08,完全匹配了真实发动机的Re和Ro.在此基础上实验研究了高旋转数下方截面光滑U型通道的换热特性.结果表明,在高旋转数下,旋转效应对通道进口和转弯段局部换热的影响比进口效应和弯道效应显著;第1通道后缘面换热随旋转数的增大而增强,而中下游前缘面在超过临界旋转数后换热增强;高旋转数下第2通道下游后缘面的换热强于前缘面.      

磨削工件表面含湿空气射流冲击的换热

针对磨削工件表面的射流冲击对流换热过程,一方面,通过数值研究,揭示旋转表面诱导的气旋和射流冲击的耦合流动换热特征;另一方面,通过实验研究,定量分析含湿空气射流冲击的强化换热效果。研究结果表明,当盘缘在射流冲击喷嘴附近的切向速度与射流冲击方向协调时,旋转盘诱导的气旋运动和射流冲击的耦合作用有利于改善磨削弧区的对流换热,随着转盘旋转速度的增加,其强化对流换热的效果更显著;采用含湿空气作为冲击射流可以显著提高加热壁面的冷却效果。     

中心等离子体片的地向对流型高速流

在GSM坐标系下, 利用TC-1卫星和Cluster/C1卫星上4s分辨率的磁场和热离子探测数据, 对中心等离子体片内的地向对流型高速流进行了统计研究(-19 Re < x< -9 Re, |y| < 10 Re, |z|< 5 Re). 统计结果表明, 地向对流型高速流会在15 Re以内出现``刹车', 在11.5 Re附近时出现``缺失'. 进一步对其速度特征进行统计分析. 结果显示, 在中心等离子体片内的高速流, 其运动方向主要为地向, 晨昏和南北方向的运动明显较弱; 在对流型高速流的地向输运过程中, 其峰值速度没有明显的下降; 在近地13 Re以内, 等离子体片内的地向对流型高速流具有较强的垂直磁力线运动速度. 这意味着对流型高速流在近地15 Re以内的“刹车”不是由高速流晨昏或南北方向的偏转造成的. 高速流在11.5 Re附近时出现的``缺失'可能与在15 Re以内出现``刹车'密切相关. TC-1卫星和Cluster卫星的观测为了解中磁尾重联高速流地向输运过程及亚暴膨胀相触发提供了重要的观测依据.      

斜向冲击强化换热特性试验

针对某型发动机主动间隙控制系统中典型冷却结构——45°斜向射流冲击,利用热膜法和红外热像仪测试技术,开展了局部强化冷却特性试验研究,分析了冲击雷诺数Re(33297～83242)、斜向冲击间距比H/d (2～6)等参数对冲击靶板表面局部换热特性参数Nu及Nu的影响.试验中发现位于驻点处和下游附驻点区出现了两个Nu峰值,当冲击Re较大、斜向冲击间距比H/d较小时,该现象尤为突出.试验结果表明:随着冲击Re的增大,靶板局部强化换热效果显著提升,Nu和Nu均显著增强;随着H/d的减小,驻点区域局部强化换热效果逐步提升,但增加幅度微弱;而在远离驻点区域,特别是在第二个峰值位置,冲击间距减小使得冲击强化换热效果明显增强.      

火星气囊气体发生器充气过程稳压仿真研究

文章对低温和常温环境下的气囊稳压充气过程的参数进行了仿真计算。主要分析计算了气囊内外壁的对流换热、囊内气体与囊壁间辐射以及水蒸气液化等传热方式的传热量。同时,计算了在不同环境温度下,气囊内气体温度、充气质量以及充气质量流率随时间的变化关系。分析结果可以为工程研制提供参考和数据支持。     

5kN再生冷却发动机推力室传热研究

5 kN摇摆发动机推力室采用再生冷却身部,为检验推力室冷却方案设计的合理性,对5 kN再生冷却发动机推力室进行传热计算,分析了再生冷却的影响因素,并针对发动机设计提出了相应的改进措施,改进后的发动机热试车工作正常,表明了改进工作的有效性。     

基于翅片板结构的烟气对流冷凝传热性能

在冷凝实验台上对一种用于冷凝式烟气余热回收的翅片板换热器进行实验,研究了该结构的传热和流动性能,分析了烟气温度、流速等对冷凝的影响,得到了Nu-Re和 f-Re曲线,并对该换热结构在干空气风洞实验台上测试的结果进行了比对.结果表明:由于大量不凝性气体的影响(质量分数为92%),冷凝传热对整体传热性能的强化并不明显,伴随有冷凝的烟气表面传热系数约为相同工况下无凝结表面传热系数的1.1～1.2倍.得到了无量纲数冷凝传热准则关联式,可以为冷凝式翅片板换热器的设计提供参考.      

飞机整体油箱三维瞬态温度场分析

介绍了飞机整体油箱三维瞬态温度场分析方法。利用MSC.Patran/Nastran thermal 2001软件,建立了飞机整体油箱三维瞬态温度场分析有限元模型。模拟了发动机表面与油箱底部的面—面辐射,油箱顶部对外部空间的热辐射,以及进气道冷空气与油箱底部之间对流换热等多种复杂边界条件。在软件不具备单元死活功能的条件下,成功模拟了飞行过程中燃油的消耗。本文的研究结果对飞行器油箱部件的热分析具有一定借鉴意义。     

膨胀循环发动机推力室传热优化

针对膨胀循环发动机推力室身部燃气侧的内壁增强换热结构和冷却剂侧的冷却通道结构这两个影响推力室身部换热最关键的结构分别进行多种结构下的数值模拟对比。通过分析各结构的模拟结果,得到了能够合理提高推力室身部换热能力的内壁加肋结构和圆柱段冷却通道深宽比的结构特征。     

固体推进剂裂纹扩展研究综述

介绍国内外关于固体推进剂裂纹扩展的研究现状,总结固体推进剂裂纹扩展的试验研究和理论分析方法,归纳影响固体推进剂裂纹扩展的各种因素。分析认为:采用拉伸装置研究有裂纹推进剂力学性能和利用高速摄影系统研究裂纹燃烧和扩展情况是当前主要的研究手段;发动机燃烧室内压力、升压速率、裂纹形状尺寸和推进剂燃速是装药裂纹扩展的重要因素;必须进一步开展各因素和裂纹扩展的定量关系研究。