旋流作用下的液膜初始破碎可视化实验研究

利用背光照明和高速相机，对强剪切气动雾化喷嘴出口雾化进行了可视化实验研究，探究旋流中的液膜初始破碎特性及一二级旋流对液膜初始破碎的影响。唯象描述了液膜破碎过程和模式，并分析图像获得表征液膜初始破碎特性的物理量：液膜破碎长度和径向拍振频率。实验结果表明：旋流作用下液膜破碎主要为液袋破碎和液丝破碎模式，这与平面液膜相似，且受工况的影响规律也相同，但旋流作用使得破碎过程和模式叠加，更为复杂。液膜破碎长度主要由一级旋流决定，二级旋向的影响可忽略。径向拍振频率认为是由Kelvin-Helmholtz (KH)和Rayleigh-Taylor (RT)不稳定机理共同主导，且受一二级旋流共同影响；此外，在大气流流量时，同旋更有利液膜失稳破碎，即径向拍振频率更大，而小流量时反旋更利于破碎。进一步由实验数据得到拟合经验公式，两者吻合良好，且发现径向拍振频率可能与旋流数之间存在关联。最终认为旋流作用下液膜更易失稳破碎，且一级旋流决定了液膜初始破碎的基本形态，二级旋流起强化剪切和辅助作用。     

长时间抗强氧化剥蚀固液发动机喷管热结构材料研究

能衔接固体发动机和液体发动机比冲的固液发动机得到广泛研究。由于固液发动机的强氧化剥蚀环境,发动机的主动热防护喷管很难满足长时间工作的需求。利用固液火箭发动机,喷管采用主动热防护方案,完成了工作时间长达200s固液发动机的喷管热结构型式设计、热结构材料制备和热结构材料筛选试验。完成两轮热试验工作。初始状态喷管和改进状态喷管均成功通过长达200s固液发动机热试车考核。研究结果表明:(1)固液发动机喷管的热结构设计与抗强氧化、高温烧蚀和剥蚀的材料制备,是保证喷管长时间稳定可靠工作的两个技术关键。(2)采用复相陶瓷复合材料结构件改进喷管的性能一致性、工作可靠性更高,材料烧蚀率相对更低。(3)改进喷管大幅度地提高固液发动机性能,提升燃烧室内压159%,提高发动机推力43%。     

倾斜射流撞壁实验研究及液膜几何参数建模

倾斜射流撞壁在液体火箭发动机液膜冷却、射流撞壁雾化等领域具有广泛的应用。为了研究倾斜射流撞击壁面后形成的液膜的关键特征，开展单股圆柱射流撞击壁面的实验研究。从实验中研究各射流参数对液膜外形的影响规律，继而开展理论建模，获取液膜外形的关键几何参数表达式。实验研究发现随着射流倾角增大，液膜长度减小而宽度增大，随着射流孔径和射流速度增大液膜长度和宽度均增大这一定性规律。理论分析得到了液膜最大宽度位置与液膜对称面的夹角近似等于射流倾角α，液膜的长宽比近似等于1+cot α。通过进一步分析得到液膜宽度、最大宽度距撞击点的距离、液膜长度这几个液膜关键参数的表达式。建立的液膜几何参数表达式预测结果与实验结果的误差均在20%以内。     

航空发动机复杂型面罩子钣充液成形技术

利用先进的钣材冲压计算机仿真技术对零件成形中的关键问题进行了研究,并通过先进的充液成形技术进行了实际零件的成形试验,试验的结果与模拟结果基本一致。最后应用模拟得到的成形参数,利用钣充液成形工艺成形出了合格的零件。     

磁流变液及其在工程中的应用

磁流变液是近年来得到广泛重视的一种新型的智能材料，它是由悬浮于载体液中的软磁性颗粒和稳定剂构成。介绍了磁流变液的特性，系统阐述丁磁流变液的研究现状及其在工程中的应用情况，详细分析了磁流变技术存在的问题、关键技术及其发展趋势。     

美国拟用固液发动机运载火箭

美国火箭公司(American Rocket Co.)将于1988年初进行三次工业运载火箭的飞行试验。该运载火箭为低地球轨道发射器,一次性使用。它应用19台大致相同的固液火箭发动机为动力装置。一共分为四级,第一级的12台固液发动机围绕一个氧化剂贬箱壳体,形成“塞子”状喷管。第二级是4台固液发动机,第三级为2台,第四级为1台,这7台固液发动机成六面形排列。这种运载火箭的性能将得到改善。该运载火箭将于1988年末从加里福尼亚州范登堡空军基地发射。每次发射经费约为5—8百万美元。美国拟用固液发动机运载火箭@赵瑞湘~~…     

切削液和磨削液的正确选用

切削液和磨削液的正确选用好富顿（深圳）有限公司高级工程师蔡炤在金属切削、磨削加工中，正确选用切磨液对改善产品质量，提高经济效益有十分重要的作用，这个问题并没有在生产中得到足够的重视。选择了恰当的切削（磨削）液之后，还有正确维护、保养的过程，它涉及化学...     

液流变加工技术的探索性研究

研究利用纳米SiC悬浊液作为对光学玻璃K9超光滑加工的载体,配制了适合液流变纳米加工,具有较好分散性和稳定性的纳米SiC颗粒悬浊液,研究了液流变纳米加工的机理,并用该悬浊液对光学玻璃K9进行试验加工,结果显示,最终得到的光学玻璃K9表面经过AFM测试,得到Ra=0.84nm。     

锥形液膜Kevin-Helmholtz波不稳定性的实验研究

采用PIV激光粒子测速仪获得了不同喷嘴液压差下锥形液膜子午截面的波动破碎图像.测得不同液压差下离心喷嘴锥形液膜的各项特性参数, 如液膜半锥角、液膜破碎前长度等.研究了半锥角和液膜破碎前长度随液压差的变化规律.根据试验结果, 总结出了计算C参数的经验公式, 并利用此关系式求解色散方程, 得到不同液压差下的液膜破碎点扰动波波长.预测值和实验结果进行了对比, 对比发现:理论预测值的变化趋势同实验结果完全一致.      

稠液雾中激光散射技术测量液雾尺寸分布的研究

本采用多个相同的内涡合螺旋式空气雾化喷咀，将喷咀喷射的液雾逐渐迭加，得到了稠液雾中修正系数随遮光率，索太尔平均直径及尺寸分布指数变化的实验数据，应用统计方法拟合出了实用的经验关系式。这经验关系式与实验数据符合很好，可用来对工程实际应用中遇到的稠液雾问题进行了很好的修正。     

民用飞机辅助动力装置排液验证试验方法研究

民用飞机辅助动力装置(APU)排液验证试验涉及APU 系统、总体布置及气动外形设计、APU 舱结构和后尾锥结构等多个专业,属于整机集成验证问题,是国内外民机取证过程中的共性难点。对民用飞机APU 排液验证试验方法进行了研究,给出了APU 排液地面试验和飞行试验时相关测试改装、试验方法的技术要点以及试验结果的符合性判据。     

气液两相段塞流压力降特性的实验研究

通过自制环状电导探针对气液两相段塞流压力降特性进行了试验研究，对段塞流压力降曲线的特点和液塞中压力分布规律进行了分析。实验结果表明：当液塞到来时，压力降值开始增大，并逐渐增大到最大值；当液塞离开时，压力降值逐渐下降至最小值，但是压力值并不随着液塞的离开而下降；并研究了液塞长度对压力降分布的影响特点和液塞长度的估算方法：液塞长度不同，压力降曲线具有不同数的峰值，可以根据压力降曲线的峰值数近似估计管路中液塞长度。     

倾斜射流撞壁铺展的数值仿真

为了加深对射流撞壁铺展形成液膜的认识，开展倾斜射流撞壁数值仿真研究。采用网格自适应加密技术对射流撞壁后的液膜铺展过程开展两相数值仿真研究，获得并分析了典型工况下液膜铺展的过程、流场结构以及射流撞壁区局部流动特征。从数值仿真结果中能清晰地分辨出液膜的关键特征，与试验结果的对比也表明了数值仿真方法的可行性与准确性。通过数值仿真发现，射流撞壁后，流动以滞止点为中心，呈辐射状向四周铺展，汇入液膜边缘处水跃区后流动方向偏转，并继续向下游流动，这是射流撞壁铺展形成液膜的基本过程；液膜的惯性力驱动着液膜呈辐射状向外铺展，而在液膜边缘位置处的表面张力和壁面接触角的影响下，液膜边缘形成高压区推动液膜收缩，液膜惯性力在壁面的剪切作用下逐渐减小，直至减小到与液膜边缘处表面张力等其他作用力相平衡，从而确定液膜的边界；数值仿真结果也验证了撞壁区流动的滞止点处于射流与壁面的椭圆形接触面的一个焦点附近。     

固液混合发动机燃面退移规律辩识方法

为了以尽可能少的试验对固液混合发动机的燃面退移规律进行辨识，采用在一发试验中适当调节工作参数的方式，并结合瞬时燃面退移速率求解方法，总结出了一套固液混合发动机燃面退移规律辨识方法进行了试验验证，结果表明：采用二维药型的固液混合发动机，通过一发试验即可较准确地掌握其燃面退移规律，还可应用于其它同种类型的固液混合发动机内弹道性能预测。     

民用飞机吊挂易燃液体排液地面试验方法研究

民用飞机吊挂易燃液体排液地面试验用于对全机防火设计中易燃液体排液设计方案进行验证,从而表明对 CCAR 25. 863、25. 1182 条款的符合性。 梳理了吊挂易燃液体排液地面试验的试验件通用实物构型检查要求,分析了针对排液路径上内外部零部件的特殊实物构型检查要求,并针对用于确认特殊实物构型检查要求的研发试验方法进行了研究。 制定了试验点选取要求,并建议在试验点规划过程中通过数字样机空间分析和装配仿真确保试验点接近方式的操作可行。 给出了吊挂易燃液体排液地面试验程序,对于在完成注水和收集排液量后的积液检查和积液收集工作的注意事项进行了分析,并介绍了试验结果分析方法,从而完整论证了民用飞机吊挂易燃液体排液地面试验方法,对民用飞机吊挂易燃液体排液地面研发及符合性试验的策划与实施具有一定的指导意义。     

民用飞机高置泄漏源排液设计与验证方法研究

民用飞机高置泄漏源排液属于特殊场景排液,常规的排液设计与验证方法无法满足特殊场景排液需求。总结了民用飞机特殊场景排液设计与验证流程,分析了高置泄漏源排液需求,选定了满足定向排液功能的排液导流槽作为高置泄漏源排液装置,梳理了常规排液设计要求和针对高置泄漏源的特殊排液设计要求,论证了排液导流槽设计方案及设计确认方法,并对排液导流槽排液试验验证方法进行了研究,从而完整论证了民用飞机高置泄漏源排液设计与验证方法,对特殊场景排液设计与验证具有一定的指导意义。     

APU舱排液孔大小确定的初步方法

APU舱排液孔大小决定了APU舱排出可燃液体的能力。根据ACNO．25．863—1中关于APU舱排液的相关定量要求,给出了确定APU舱排液孔大小的初步方法,并用某型飞机相关数据进行验证,所得结果合理。     

固液火箭发动机试验瞬时燃速分析方法

介绍了一种用于固液火箭发动机试验的瞬时燃速分析方法,运用该方法对H2O2/HTPB固液火箭发动机单室双推力长时间热试车试验进行燃速分析,拟合得到该工况下的燃速公式为r=1.847×10-2G0o.7304。根据燃速公式等计算结果对一次发动机试验进行了预估,计算得到的预估内弹道性能曲线与试验结果吻合较好,验证了该瞬时燃速分析方法的可行性,为发动机工作时间较长、氧化剂流率变化较大时的燃速分析提供了一种途径。     

液体火箭发动机燃烧室壁液膜冷却的数值模拟

为研究液体火箭发动机的液膜冷却,建立了液膜模型。考虑核心气流与液膜间的对流传热,辐射传热以及壁面与液膜的对流传热分析传热量,由液膜的卷吸和液膜的蒸发计算传质,并由气液界面和液固界面的摩擦力分析流动情况。在400N小发动机内流场数值模拟中采用了该液膜模型,计算得到的壁面温度分布与试验结果符合较好,表明该模型是合理可行的。改变发动机燃烧室半径和圆筒段长度,将数值模拟结果对比分析发现:在一定范围内随着半径和圆筒段长度的增加,液膜长度减小,室壁温度升高,冷却效果变差。研究结果可为发动机的设计提供参考。      

除／防冰液残留物产生的控制器冻结事故及防范

本文介绍欧洲发生的使用Ⅱ、Ⅳ型除／冰液时发生的飞机控制器冻结事故，并提出了解决该类事故的方法和除／防冰液干燥和水合试验方法。