加速度作用下环路热管工作特性实验

针对单储液器环路热管在过载加速度作用下可能出现的温度波动甚至无法运行的问题,基于恒加速度离心机系统,建立了双储液器环路热管(DCCLHP)工作特性实验台,实验研究了双储液器环路热管在重力场稳定运行后再施加过载加速度时的工作特性,分析了不同加热功率、不同加速度大小和方向对其运行性能的影响.结果表明,双储液器环路热管在加速度为7g时仍可达到稳定工作状态,加速度作用导致其稳定运行温度低于地面重力场的温度,且随加热功率和加速度不同,运行温度降低程度不同;加速度方向沿储液器2指向储液器1时其达到稳定状态所需时间比其反方向时更短.实验还观察到了加速度作用下冷凝器出口和液体管线出口温度波动现象.      

涡流冷却推力室流场特征与性能仿真

针对2000N气氢/气氧涡流冷却推力室,采用三维全尺寸计算模型开展了仿真研究,得到了流场速度分布特点,验证了涡流冷却推力室内具有双向涡旋结构,内外涡流分界面约占涡流冷却推力室圆柱段半径的86%,燃烧区域约占涡流冷却推力室圆柱段半径的70%.分析表明:外层涡流主要受来流速度与涡流冷却推力室几何参数影响,内层涡流在黏性、燃烧等作用下室压、密度稳定.侧壁温度平均为388K,比冲效率达92%以上,仿真结果与试验对比一致.      

轴承腔气相介质流场的理论与试验

采用有限元数值分析和试验研究的方法,研究了航空发动机轴承腔气相介质的压力场和速度场,探讨了转子转速和密封进气量等工况参数对轴承腔气相介质压力和速度分布的影响规律,研究工作表明:轴承腔气相介质压力随着转子转速、无量纲径向坐标、密封进气量的增加而增高;气相介质无量纲切向速度随着转子转速增高而增大,随着密封进气量增大而减小.试验结果表明:随着转子转速和密封进气量的增加,气相介质压力的试验结果与计算结果吻合性均增高.通过计算和试验揭示出的工况参数对轴承腔气相介质压力的影响规律,有助于轴承腔气相介质流动物理特性研究的完整性.      

一种解决低转速下漏油的流量管理阀

针对航空发动机在低转速下轴承腔出现的漏油问题,深入分析了航空发动机在低转速下产生漏油问题的原因.提出了一种解决航空发动机低转速下轴承腔的漏油问题的有效方法,即设计一种应用在后轴承腔供油路上的流量管理阀.开展了流量管理阀打开压力及流阻特性试验,试验表明:流量管理阀的打开压力和流阻特性满足航空发动机低转速下既向轴承腔少量供油以对轴承进行润滑又防止轴承腔内供油过多而导致漏油的设计要求.研究方案可为解决航空发动机低转速下轴承腔漏油问题提供设计参考.      

液体火箭发动机推力室内壁寿命预估

为了分析推力室内壁失效机理及准确预估推力室内壁寿命,对推力室进行流-热-固耦合计算.流-热耦合为热-固耦合提供准确的热和机械载荷,热-固耦合模型对推力室内壁在循环加载下的变形进行非线性平面应变有限元分析.通过计算,得到了推力室内壁在单循环各阶段的应力-应变分布和循环加载下的变形过程,并进行了寿命预估.结果表明:采用的流-固耦合策略能准确地实现流-热耦合模块向热-固耦合模块的载荷传递,能为结构分析提供准确的边界条件.在预冷、后冷和松弛阶段,内壁承受拉应力;在工作阶段,内壁承受压应力.随着循环次数的增加,内壁残余应力和应变不断增大,内壁向燃烧室内鼓起和不断变薄,冷却通道中心最先失效.所采用的分析模型能够模拟内壁在循环热和机械载荷下的变形过程,用于预估推力室内壁的循环寿命.      

轴承腔油滴含率及油滴相与空气能量传递分析

为了改善迄今轴承腔油滴运动分析未包含油滴与空气热量传递以及油滴相/空气介质均相处理中油滴含率确定方式不够准确的不足,借助单个油滴运动分析和油滴尺寸分布提出了轴承腔油滴含率及油滴相与空气能量传递分析方法。首先在考虑单个油滴与空气对流换热条件下,将油滴能量方程嵌入运动方程,并同步离散求解油滴运动方程和能量方程,实现了单个油滴运动速度和温度的联立求解,通过与试验结果对比证明考虑温度效应有助于提升油滴速度计算的准确性;然后确定了轴承腔油滴尺寸分布,并离散油滴尺寸分布范围以及轴承腔流场空间,进行油滴运动分析确定了轴承腔不同径向位置处油滴的体积和质量含率及油滴相与空气的动能和热能传递量。构建了圆盘腔油滴含率试验台,开展了油滴体积含率的试验测量,理论计算值与试验值较为吻合,验证了轴承腔油滴含率分析方法的有效性。     

SSPS太阳能收集系统研究现状及发展趋势

为研究太阳能收集系统在未来空间太阳能电站(SSPS)中的发展和应用,对比和分析国内外典型系统设计方案的结构特点、光收集特性及优、缺点,展望空间太阳能电站太阳能收集系统的发展趋势,并提出对新材料、新结构、新技术、新理论和新方法的发展和应用需求。     

针栓式喷注器液氧/甲烷发动机燃烧特性数值仿真

为研究针栓式喷注器结构对液氧/甲烷发动机推力室燃烧性能的影响,采用非绝热稳态扩散火焰面模型,并考虑真实流体的物性,对针栓式喷注器液氧/甲烷发动机推力室的跨临界燃烧和流动进行数值模拟。结果表明,针栓式喷注器发动机在推力室头部区域形成两个回流区;在一定范围内,减小针栓式喷注器径向喷注通道尺寸和针阀直径,可以提高燃烧室压力和燃气温度,从而提高推力室的燃烧性能;对于针阀伸进燃烧室长度,为提高推力室的燃烧性能,同时考虑推力室头部的冷却问题,应取越程比在1附近。     

基于L-M算法的液体火箭推力室壁面热流密度测量方法

为获取液体火箭推力室热防护方案构建的基础数据,结合单点瞬态法,提出了基于L-M算法测量壁面热流密度的方法。通过模拟热流密度分析算法中关键参数对求解精度的影响,给出关键参数的选取建议。在此基础上,对过氧化氢煤油推力室典型试验工况进行热流密度测量。结果表明：圆筒段末端壁面热流密度为3.35MW/m²,喉部位置单组元工况下壁面热流密度为2.21MW/m²,双组元工况下壁面热流密度为10.59MW/m²,热流密度变化过程与室压变化过程完全对应。变工况过程中近壁处燃气温度存在恢复过程,燃气温度稳定后,壁面热流密度也达到稳定状态。本文提出的方法可迅速、准确地测量推力室壁面热流密度。     

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。