大型飞机高速气动力关键问题解决的技术手段及途径

大型飞机采用超临界机翼,并具有尺度大、飞行雷诺数高等特点,其研制中必须解决好高升阻比机翼、翼身组合体设计,推进系统/机体一体化设计,抖振特性、静气动弹性特性预测及超临界机翼流动控制等高速气动力问题。要解决这些关键气动力问题,必须进行一系列相关的大型高速风洞试验,以及解决相应的试验技术问题。     

气氦制冷系统透平膨胀机的研制

文章介绍了载人航天空间环境模拟器气氦制冷系统中氦气透平膨胀机的设计、制造、调试等过程,并说明了它具备的特点。     

低温推进剂火箭喷泉效应及其抑制

针对低温推进剂火箭应用过程中出现的喷泉效应，在深入分析其产生机理的基础上，介绍了氦气注入、补充加注和循环回流三种相应的抑制方法。试验和应用结果表明，这三种方法可有效地实现系统平衡，抑制喷泉效应。     

CO2打开火星宝藏的金钥匙

在过去的近200年里，“火星上有没有生命”始终牵引着各国科学家的热情。     

超临界机翼飞行验证机的增升装置设计

为进行超临界机翼气动设计技术的飞行验证,将某教练机改装为飞行验证机,为此必须进行增升装置的重新设计。在保持原型机襟翼平面参数和运动机构不变的条件下,完成了验证机增升装置的气动力设计工作。风洞试验表明,改装成功的验证机增升装置具有良好的气动特性。     

氦气鼓泡法获取液氢过冷度的传热传质研究

为了更好地理解氦气鼓泡获取液氢过冷度的冷却行为,优化设计冷却系统,基于集总参数法,建立了氦气鼓泡冷却系统的热力学模型,考虑了气泡界面能和压力对系统冷却效果的影响,分析了氦气注入液氢内时瞬时传热传质过程,讨论了各个影响因素。与液氢试验数据对比,热力学模型的计算值与实验值吻合良好,表明该模型可精确预测氦气鼓泡冷却液氢的热力学过程。研究了相关因素对过冷度的影响,结果表明:采用氦气鼓泡方法可将液氢过冷至三相点处;在额定工况下,氦气消耗量基本上是液氢消耗量的7倍;增加氦气鼓泡速率、降低氦气鼓泡温度、减少环境热侵、减小贮箱气枕压力,均可有效改善液氢过冷度。     

甲醇超临界水完全气化制氢系统的火用分析

基于热力学火用平衡方程所揭示的实际用能过程和理想用能过程,通过引入"偏离值"、"偏离度"两个指标,对甲醇超临界水制氢系统进行了火用分析。首先确定了加热和反应环节为重点优化环节;然后研究了此二环节的"偏离度"分别随压力、温度的变化规律,并比较了压力和温度对"偏离度"的影响作用大小。在提高甲醇制氢系统的能质利用率方面进行了有益的探讨,其结论对制氢系统的节能工作具有一定的参考价值。     

基于OpenFOAM的真实流体模型库及均相求解器开发

为了正确认识高压环境下的流体非理想性特征,及其对于低温射流喷雾过程的影响作用,将多种不同真实流体模型写入到开源CFD程序OpenFOAM仿真平台中,编译形成具有广泛通用性的真实流体热物理模型库;并将高压下真实流体特征的影响引入到压力修正算法中;开发出适用于描述超临界环境下低温流体流动过程的均相求解器。对高压下流体热物理性质的非理想性,以及超临界环境下的低温液氮射流喷注过程进行研究。结果表明:高压下的真实流体效应主要体现在低温区域,本文所建立的模型库可以在任意热力学状态范围内正确预测流体热物性;基于此模型库所开发的均相求解器可正确预测超临界环境下低温射流的详细流动特征和结构,而理想气体模型则会大幅低估射流核心区密度分布,中心线上误差高达68.9%;综合考虑计算精度和效率,PR EoS及相关模型更适合于这类超临界流动问题的求解;低温射流跨临界喷注中局部区域所发生的虚假沸腾现象会导致射流温升速率降低、体积膨胀速率加快;射流核心区压缩因子明显1,在数值仿真时必须考虑高压环境下的真实流体效应。     

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。     

氦气流量和加工时间对大气等离子体温度的影响

通过红外热像仪对大气压下等离子体加工熔石英中的氦气流量和加工时间进行温度分析,分别得到氦气流量与加工时间对等离子体温度的联系.实验得出随着氦气流量的增加,等离子体温度先增加到峰值随后减小:随着加工时间的增加,温度增加至一定温度范围后基本保持稳定.