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1.
固体火箭发动机喉衬用轴编C/C复合材料的工作环境面临高温、高压、高速燃气流和大量凝聚相颗粒的烧蚀和冲刷,对材料的抗烧蚀性能和热结构特性要求十分严格。因此,从烧蚀实验和热结构特性实验研究、热结构特性预测与气体-颗粒两相流数值模拟三个方面,论述了轴编C/C复合材料的烧蚀及热结构特性研究进展。总结讨论了实现真实烧蚀工作环境的模拟和影响烧蚀实验参数的控制是高温烧蚀实验的难点,对于铝颗粒添加下工况的烧蚀实验和在细观尺度下热结构特性参数的测定实验是重点;提出从实验件类型、实验系统设计和对比有无铝颗粒添加下的工况进行烧蚀实验;提出采用一种热稳定性材料取代界面的实验方案进行热结构特性参数的测定实验。在热结构特性研究的细观尺度方面,组分材料之间的界面对热结构特性的影响有待深入研究,提出在代表性体积单元模型的基础上引入温度的周期性边界条件来实现热结构参数的预测。在气粒两相流数值模拟方面,发动机内不同相之间相互耦合作用以及对轴编C/C复合材料的机械侵蚀是数值模拟研究的难点,提出使用SDPH-FVM耦合的方法去解决内流场燃烧流动的问题,进一步可用来揭示内流场燃烧流动机理。 相似文献
2.
基于全光谱k分布(Full spectrum k distribution,FSK)模型、MIE理论和有限体积法(Finite volume method,FVM),构建了均温、均质辐射参与性气体-碳黑颗粒混合物介质热辐射传输模型,并分析了碳黑不同尺寸、不同体积浓度以及介质不同路径长度和不同温度条件下,因忽略碳黑颗粒散射所导致的介质热辐射传输特性(如辐射热流、辐射源项)的计算误差。研究结果表明:体积分数不变,增大粒径,计算误差呈现出先增大后减小的趋势;数密度不变,增大粒径,或者粒径不变,增大体积分数,均将使得计算误差相应增大;粒径、体积分数不变,增大路径长度,或者升高介质温度,均将增大计算误差。通常对于含有大颗粒、高碳黑浓度的辐射参与性气体-碳黑颗粒混合物介质,碳黑颗粒散射不能忽略。 相似文献
3.
吸气式电推进系统作为有可能实现长寿命超低轨飞行的技术而被关注。根据不同轨道环境条件,采用管状结构进气道、以及机械增压的吸气方式,讨论了吸气式电推进系统所需的可行条件。分析表明,在轨高度180~240km,航天器所需总功耗与迎风面之比需要大于2kW/m2,电推力器比冲需大于4×104m/s,方可满足推阻平衡需求。分析得出,实现吸气式系统在地球轨道的运用,关键技术在于增加气体收集效率并且降低收集功耗,同时电推力器的效率还需进一步提升。 相似文献
4.
为更精确地测量飞行器进气道风洞试验中流量参数,对进气道低速风洞试验中使用的小流量气体流量计开展实况校准方法研究,在FL-8风洞研制了一套工作压力小于0.1MPa,喷嘴Ma≤1,进气流量m≤2kg/s的基于音速喷嘴的可移动流量计校准系统。考虑到雷诺数与马赫数对流出系数的影响,采用依据实际风洞试验流量计工作状态参数的原则选取校准点;采取在流量计实际工作地点校准的方式以减小系统误差,校准后直接安装进气道模型进行风洞试验。试验结果表明:该校准方法重复性和装置稳定性良好,解决了现有流量计校准与实际试验中流动状态不一致,造成流出系数不准确的问题。有校准修正的流量要比无校准修正的流量相差2%~3%,由此引起进气道的性能参数差量达1%~2%。因此,该实况校准方法可有效减小测量误差,提升进气流量测量精准度。 相似文献
5.
高压捕获翼(HCW)构型是一种满足高速飞行器高容积、高升力、高升阻比的设计需求的新型气动布局.最近研究表明,HCW构型能够提高飞行器在连续流区的升力和升阻比,缓解飞行器设计中高容积率与高升阻比间的矛盾.为探究该气动布局在过渡流域(70~100 km)的气动特性,以一种楔—平板组合的高压捕获翼原理性构型作为模型,采用直接模拟Monte Carlo(DSMC)方法,详细分析了该模型在典型高超声速条件(马赫数20)下的流场结构和壁面气动力/热分布.结果表明,随着飞行高度增加,稀薄效应增强,机体压缩产生的激波厚度增加,激波边缘逐渐模糊,机体与捕获翼之间的开放通道内出现压力干扰.同时,高压捕获翼表面的摩擦系数迅速上升,气动摩擦成为制约捕获翼构型升阻比的重要因素.针对这一问题,分析了捕获翼材料表面的适应系数对飞行器的气动力/热的影响,结果表明,降低适应系数可以显著减小壁面摩擦和热流量,可通过选用适应系数较小的表面材料进一步提高该类飞行器气动性能. 相似文献
6.
针对某型号发动机壳体组件水力试验后进口段荧光线性缺陷问题,通过对缺陷进行宏观观察、金相组织检查、断口分析、材料成分分析和硬度检查,确定了缺陷类型产生原因。运用Procast铸造仿真模拟软件开展了针对性的改进工艺研究。结果表明:进口段荧光线性缺陷为裂纹,呈典型的准解理断裂特征。表层脆而硬的富氧层是导致壳体开裂的诱因,其形成与补焊有关。基于仿真模拟的改进工艺成功将缺陷转移至冒口,减少铸件内部缺陷数量,降低补焊量;使用氩气保护箱改善气体保护效果,提高补焊质量。改进措施实施后,铸件、零件以及组件的荧光检查均一次合格,并且顺利通过地面试车考核,解决荧光线性缺陷问题,消除了薄弱环节,提高了发动机的可靠性。 相似文献
7.
8.
基于气体放电辐射强度与气体密度的相关性,在高超声速脉冲风洞FD-20中搭建了气体放电流场显示系统,并分别以平板模型、平板-方块模型和简化进气道模型为试验模型,在来流马赫数Ma=12.16、来流静压p≈106Pa的流场条件下开展气体放电流场显示技术研究。在平板实验中,气体放电方法较准确地观测到了电极之间的平板前缘激波结构,与纹影技术测得激波角相差仅为0.21°。在平板-方块实验中,气体放电方法观测到了2个截面(对称面和远离对称面截面)的激波结构,对称面波系结构与纹影和数值计算所得结果基本一致,远离对称面截面的波系结构与数值计算结果基本一致。在简化进气道实验中,气体放电方法观测到了内流道激波交叉形成的菱形结构,且尺寸与数值计算结果相差较小,约为7.9%。这些实验结果表明,在高超声速脉冲风洞中,采用气体放电方法可以获得清晰准确的激波结构,不仅可进行分截面激波结构观测,还可对被模型遮挡的内部区域激波结构进行显示,而且特别适合用于局部复杂流动波系结构的观测。 相似文献
9.
文章分析了现有的空间碎片清除方式,并以800~1200 km低地球轨道高度上1~10 cm量级的空间碎片为清除目标,提出了天基轻气炮清除碎片的新方法。首先分析了轻气炮有效载荷在典型参数下的弹丸加速能力;之后根据将碎片降轨使其坠入大气层烧毁的设想,提出天基轻气炮共面清除碎片的方式,并选择轨道高度800 km的圆轨道作为碎片运行轨道进行可行性分析。计算表明,对半径10 cm、厚度1 cm的铝合金圆板碎片(质量211.95 g),使用初速1 km/s、重10 g的黏性弹丸可按任务方案达到清除效果。此外,计算出该参数弹丸对轨道高度800~1200 km的圆轨道上可清除的最大碎片质量为500~825 g,证明轻气炮弹丸对1~10 cm的碎片具有较强的清除能力。最后,分析了以轻气炮为有效载荷的航天器在完成清除碎片任务时的关键技术。 相似文献
10.
针对航天器灌封用硫化硅橡胶,研究了其在γ射线辐照前后电学性能及力学性能的变化规律,揭示了引起性能变化的内部状态的变化及性能变化机理,同时也研究了其在空间站和载人舱中应用时的阻燃特性、逸出有害气体情况、抗菌防霉性能。结果表明,总剂量辐照后硫化硅橡胶的红外特征峰峰位和峰强基本上未产生变化,热分解行为也无变化,但绝缘性能增强,力学性能随着剂量的提升先增强后衰减,硬度不断增大然后趋于稳定,阐述了出现这些现象的原因。在载人舱中应用时应注意垂直燃烧特性及对部分细菌的抗菌性能。研究成果可为硫化硅橡胶在航天器中的使用提供参考和指导。 相似文献