气动加热模拟试验加热系统控制研究

本文通过理论分析和试验测试研究了可控硅功率调节装置和石英灯加热器的动特性,提出了通过系统识别的方法研究石英灯加热器的静特性;在研究被控对象特性基础上找到了对任意一个石英灯加热器组成的被控对象进行非线性PID控制器的设计方法。这些方法提高了控制的质量,缩短了试验准备的周期,并进行准自适应控制,从而改善了气动加热模拟试验加热系统的控制效果。     

旋转受照状态下天线温度场仿真分析

在进行星表天线地面真空热环境试验过程中,传统的红外加热设备会造成测量光路遮挡、降温速率减慢等影响。为提高试验准确性,提出了基于天线旋转受照的真空热试验方法。利用虚拟热试验平台对旋转受照状态下天线温度场进行仿真分析,得到天线温度场的分布与变化,并与试验数据对比,验证了仿真建模的准确性和试验方法的可行性。     

直通篦齿蜂窝封严结构的风阻特性试验

试验研究了直通直齿和直通斜齿与蜂窝衬套和光滑衬套4种组合的三齿两腔封严结构的风阻特性,得到了风阻特性随转速、压比、衬套和齿形结构的变化规律.结果表明:4种组合封严结构在低转速时风阻生热基本都可以忽略,转速在3000r/min到6000r/min之间变化时风阻生热引起的流体总温升随转速增大;采用光滑衬套时,泄漏流体流至首级齿腔处的总温升占进出口总温升比例维持在45%以上,而蜂窝衬套对气流黏滞作用大,低压比时首级齿腔总温升占进出口总温升的比例仅有20%左右,继续增加压比,首级齿腔处的总温升比例由20%增加到50%左右后保持不变;相同衬套时,斜齿比直齿具有较长的齿表面曲线长度,从而具有较高的风阻生热.      

脉冲热激励对液滴蒸发特性影响的实验研究

在微燃烧器中连续供给液体正庚烷燃料形成细小悬挂液滴,并使用脉冲电源周期性加热微燃烧室,研究悬挂液滴在该热激励下的非稳态蒸发特性。脉冲热激励首先引发来流空气温度的正弦振荡,并导致火焰温度、液滴直径和燃料输出-输入比发生相同频率下的振荡,但相对于来流空气温度存在着相位滞后的现象。在任何工况下,液滴蒸发速率始终围绕着燃料供给速率展开振荡,二者差值是液滴直径振荡的根本原因,并且液滴蒸发速率的平均值始终等于燃料的供给速率。在实验中分别研究了加热频率和加热功率对燃烧室的影响,结果发现,加热频率的增加减小了来流空气温度、火焰温度、液滴直径和燃料输出-输入比的振幅百分比,但它们的平均值没有变化,振荡频率始终与加热频率一致。此外,加热频率的增加促进了火焰温度对空气温度振荡的响应,但延迟了液滴直径和燃料输出-输入比对空气温度振荡的响应。加热功率对燃烧室的影响表现在空气温度、火焰温度、液滴直径和燃料输出-输入比的平均值和振幅百分比的变化。加热功率的降低加速了火焰温度对空气温度振荡的响应,但阻碍了液滴直径和燃料输出-输入比对空气温度振荡的响应。当加热功率低于16.0W时,液滴直径增加至超出临界值2.6mm,液滴将坠落形成液膜。     

高超声速飞行器钝舵缝隙流动数值模拟研究

目前,带缝隙钝舵的缝隙引起的流场结构和气动加热规律变化,还很不明确,需要研究缝隙诱导所形成旋涡的空间分布特征和旋涡运动对物面气动加热的影响规律。通过分析高超声速钝舵缝隙气动加热问题,基于无缝隙钝舵,建立一种带缝隙钝舵简化模型。使用有限体积方法求解可压缩Navier-Stokes方程,通量采用van Leer通量向量分裂方法计算。插值采用MUSCL方法,时间项采用LU-SGS隐式方法。结果表明:无缝隙钝舵流场结构相对简单,带缝隙钝舵流场结构同无缝隙钝舵相比要更为复杂,舵轴上游缝隙内会出现马蹄形涡串结构,相应地在缝隙的上下表面均会出现马蹄形高热流区;受缝隙诱导分离再附流动的影响,在舵轴迎风面以及舵体侧面后部均形成了局部高热流区。     

充气式返回舱气动热特性研究

文章针对航天器返回实时性和经济性的需求,以充气式返回舱为研究对象,研究该飞行器从空间站返回过程中的气动特性,重点分析气动热特性。文章通过引入分子运动论、Kemp-Riddell方法、Linear桥函数等计算方法,建立起该飞行器在自由分子流区、过渡流区和连续流区高超声速情况下的表面热平衡方程,得出了该飞行器返回过程中的驻点热流密度和驻点壁面温度。计算分析了该飞行器最大直径D1和半锥角α等几何尺寸对其气动热特性的影响,得到在一定范围内增大D1和α可以有效减小驻点热流密度和驻点壁面温度,并研究在峰值加热高度附近70km、80km处不同马赫数下的气动热特性。在此基础上,依据热防护系统材料和布局,将气动加热计算的表面热流分布作为外壁边界条件,分析了结构材料层的温度变化特性。     

Electron density inversed by plasma lines induced by suprathermal electron in the ionospheric modification experiment

Incoherent scatter radar (ISR) is the most powerful ground-based measurement facility to study the ionosphere. The plasma lines are not routinely detected by the incoherent scatter radar due to the low intensity, which falls below the measured spectral noise level of the incoherent scatter radar. The plasma lines are occasionally enhanced by suprathermal electrons through the Landau damping process and detectable to the incoherent scatter radar. In this study, by using the European Incoherent Scatter Association (EISCAT) UHF incoherent scatter radar, the experiment observation presents that the enhanced plasma lines were observed. These plasma lines were considered as manifest of the suprathermal electrons generated by the high-frequency heating wave during the ionospheric modification. The electron density profile is also obtained from the enhanced plasma lines. This study can be a promising technique for obtaining the accurate electron density during ionospheric modification experiment.     

地球大气再入返回器辐射加热计算方法研究

高超声速再入飞行器的热环境特性是热防护设计的重要基础。它主要包括辐射加热和对流加热,一般情况辐射加热较小可以忽略,但部分再入飞行器在低空还具有极高的速度,辐射加热不能忽略。本文针对高超声速再入飞行器驻点的辐射加热特性开展了研究,采用高温空气辐射加热的四光谱带模型,同时计算方法中考虑了非平衡辐射加热及其“截断效应”。计算结果表明,在低空高速再入阶段,辐射加热比较明显,热防护设计需要考虑辐射加热。辐射加热主要由可见连续光谱辐射构成,红外线谱和紫外线谱的辐射加热也比较明显,紫外连续谱辐射以及非平衡辐射效应均不明显。辐射加热沿球头驻点至球头外边缘逐渐减小,影响辐射加热的主要因素有头部半径、飞行高度和飞行速度。     

尖化前缘高导热材料防热分析

针对飞行器高超声速飞行时严重的气动加热环境,提出疏导式热防护结构( TPS),为飞行器前缘提供热防护.采用有限元法和有限体积法,分别对在特定工况下飞行的尖化前缘固体域和流体域进行计算,验证了前缘内嵌高导热材料的防热效果,其中来流马赫数为6.5时,头部壁面最高温度下降了13.6％,尾部最低温度升高了16.7％,实现了热流...     

正庚烷液滴在微细直管中的燃烧特性实验

为了解微细直管对液滴形成和燃烧稳定性的影响,采用正庚烷作为燃料在内径为4mm的石英直管中的进行了实验研究.其结果显示:首先在不加热时,容易形成液滴,正庚烷体积流量小于40μL/min 时,火焰稳定性受液滴滴落的影响较大,液滴的蒸发主要受到空气体积流量影响下的火焰位置的影响;大于40μL/min时,液膜形成,火焰受液滴滴落影响不大.其次,管壁加热温度为180℃时,正庚烷体积流量低于60μL/min时难以形成液滴,大于60μL/min时液滴滴落后不形成液膜,液滴的蒸发受空气流速的影响较大,在液滴滴落以及空气流速的影响下,微燃烧器温度的变化对燃料的蒸发产生更大的影响,富燃较贫燃更易形成连续的火焰.空气流速大小对管壁温度影响明显,空气流速越小,管壁温度越高,液滴蒸发速率越大.