高空飞行环境中液体运载火箭底部热环境研究

采用数值模拟和飞行测试验证相结合的方法对液体运载火箭高空对流/辐射耦合换热问题开展系统深入研究。基于燃气多组分输运Navier-Stokes方程、热辐射方程、Realizable k-ε两方程湍流模型，建立了高空含自由流的运载火箭燃气喷流流动模型。辐射模型采用离散坐标法(DOM)，空间离散采用二阶迎风TVD格式，对多个典型飞行高度火箭底部热流进行大型并行计算，将数值结果与试验数据进行广泛对比，验证了计算模型的精度和有效性。数值研究表明，火箭底部辐射热流在刚起飞阶段达到最大值，随着飞行高度上升，辐射热流逐渐降低，火箭底部对流热流表现为先升高后降低的趋势，并在20 km高空达到峰值。本文的预测分析方法对液体运载火箭底部热防护设计具有重要的理论意义和工程应用价值。     

旋转带肋回转通道换热实验研究

为深入掌握高压涡轮叶片带肋回转通道在旋转状态下的换热分布,建立了旋转内通道实验系统,利用瞬态液晶测量方法研究了动叶回转内通道模型的换热机理,比较了三维数值模拟和实验的换热结果。通道入口雷诺数为5000~17000,旋转数为0~0.09,旋转半径与水力直径之比为46.4。结果表明:不同雷诺数下回转内通道的局部换热系数分布相似,局部、平均换热系数均随雷诺数增加而增大;沿程展向平均换热系数呈多波峰状分布,肋的扰动强化换热沿流向逐渐减弱;径向出流通道的努赛尔数随旋转数增加明显增大,径向入流通道的努赛尔数随旋转数的增加略有减小;哥氏力使转弯下游通道的局部换热系数改变,肋间的高换热区域由前肋的背风面附近向两肋之间偏移。     

重力仪散热装置的热仿真分析

随着移动平台重力测量精度的不断提高,对重力仪的温度控制提出了更高的要求。为了实现在不同温度环境下的高精度重力测量,本文设计了一种保温散热装置,为重力仪提供第一级温控。利用Fluent软件分别模拟了0℃,22℃和40℃环境温度下此装置内重力仪系统的温度场,并在此基础上,利用高低温箱完成该装置的温度性能实验,验证了此温控方案的可行性。     

冲击＋同向对流＋气膜冷却的三维壁温计算与分析

采用Fluent 6.3软件对冲击＋同向对流＋气膜冷却结构的壁温进行了流固耦合传热计算,获得了该复合冷却结构的壁温和冷却效果分布规律,并将计算结果与试验结果进行了对比.结果表明：冲击＋同向对流＋气膜冷却具有壁温分布均匀、冷却效果好等优点.计算结果与试验结果的分布趋势一致,最大相对误差为3.6%.     

高超声速飞行器机体/推进一体化设计的启示

机体/推进一体化设计是吸气式高超声速飞行器的关键技术。飞行器的前体和后体既是主要的气动型面,又是发动机进气道的外压缩型面和尾喷管的膨胀型面,一体化设计直接影响飞行器的气动与发动机性能。本文阐述了吸气式高超声速飞行器的主要特点,梳理了飞行器的推阻匹配、升阻比特性、操稳匹配等主要气动设计问题。通过对国外典型高超声速飞行器机体/推进一体化设计技术的综合分析,总结了前体/进气道、后体/尾喷管、边界层强制转捩装置等关键部件的气动设计方法,获得了有意义的启示,可为后续吸气式高超声速技术研究提供重要参考。     

固体运载火箭底部对流热环境数值模拟

采用数值仿真方法,开展了固体运载火箭底部对流热环境计算研究。采用线性化热力学参数的单一介质简化处理方法,模拟了发动机喷流与高速主流的流场,得到了热流与温度参数,并与飞行试验结果进行了对比分析。结果表明固体运载火箭底部存在较为严酷的对流热环境,本文的数值计算结果与真实飞行试验结果吻合较好,该方法可为固体运载火箭的热环境与防热设计提供参考。     

火星表面热环境对航天器热控影响分析

火星大气对太阳辐射产生吸收和散射作用，同时还将与火星表面航天器发生对流换热。热设计时难以直接评估对流、辐射和导热三种换热对航天器的影响，从而确定主要的控温途径。在调研火星表面辐射、大气等热环境的基础上，从线性化传热系数和对流辐射比的角度对比分析了辐射、对流和导热对航天器的影响。器表辐射传热系数随光学属性和温度的变化范围为0.3～1.4W/(m2·℃)，对流传热系数随风速变化为0.2～1.5W/(m2·℃)，器内导热传热系数可控制在0.25W/(m2·℃)以下。结果表明，太阳辐射较火星表面和天空辐射而言是主要外热源，航天器表面的辐射和对流换热为两条并联换热途径，两者均可成为主要换热途径，器内导热传热是控制航天器内外隔热的主要可控因素。     

基于自动控制的蒸汽式热压机加热控制系统研究

介绍一种用于多层加热加压聚合生产绝缘材料的热压机加热系统,它具有自动化程度高、高效、节能的特点,将现有的蒸汽式加热系统的温度均匀性控制提高到一个新的台阶。     

翼尖附近热气防冰系统的优化设计

为了保证飞机能在结冰的气象条件下飞行,在一些主要的部位必须安装有防冰系统,对于现代的商用运输机机翼防冰来说,主要运用热气防冰系统。机翼热气防冰系统由发动机引气,所供热气流经供气管路分配到各段缝翼内,然后从缝翼内的笛形管喷孔喷出,加热机翼前缘蒙皮。     

超临界压力下竖直圆管内正癸烷对流换热不稳定性实验

以超临界压力正癸烷为工质,在内径2mm的竖直圆管内进行了不同工况条件下的流动与换热不稳定性实验研究。实验发现两种原理的不稳定性现象。转捩型是由于流动状态由层流向湍流转变引起,多为随机的小幅震荡,约在Re=5000左右出现;物性型由准临界温度附近剧烈变化物性所致,具有较大振幅和固定周期,约8~15s。增强系统稳定性的方法主要包括提高进口流体温度、升高压力或者采用向下流动方式。实验还发现在振荡区间内存在稳定区间现象。