光学技术在喷雾测试中的应用及进展

本文概述了近年来用于测试喷雾的光学技术及其发展,介绍了激光散射技术、激光多普勒技术、激光衰减法、激光全息术、PIV 技术及高速摄影(摄像)技术的原理、特点及存在的问题,并指出了光学技术在喷雾研究中的应用前景。     

离子液体静电喷雾推力器研究进展及关键技术

综合文献及作者实践,介绍了离子液体静电喷雾推力器(ILET)的工作原理和特点。从ILET工作过程数值分析研究、结构研究、性能测试及束流诊断三方面总结了离子液体静电喷雾推力器的研究现状。在此基础之上总结和评述了数值模拟技术、高精度制造与装配、微功率高压电源、推力器性能测试等推力器研制过程涉及的关键技术及存在的困难。最后针对离子液体静电喷雾推力器技术和未来应用,给出了相关认识和建议。     

天线紧缩场测试技术研究

针对紧缩场应用初期,新技术使用过程中遇到的问题及积累的试验经验,文章介绍了我国首个整星级天线紧缩场测试成果,提出了应用紧缩场测试技术所需注意的方面和关键环节,并进行了紧缩场测试技术与传统远场测试技术的比较等,为今后紧缩场试验技术研究与应用发挥一定的作用。     

火箭发动机喷雾均匀性数值分析

喷雾均匀性对火箭发动机燃烧室内掺混效率和燃烧强度有着重要影响。以火箭发动机为对象,研究了喷雾均匀性。为了对雾化场均匀性给出定量指标,对燃烧室横截面内周向和径向方向上进行区域划分,定义了能定量衡量雾化场均匀性的参数。利用商业软件对火箭发动机燃烧室内喷雾场进行了数值模拟,结果表明,合理调整喷嘴喷射角度,能够有效改善喷雾均匀性。     

液液针栓多喷注单元喷雾场数值模拟

为了研究相邻喷注单元间相互影响对针栓式喷注器喷雾场的影响,以平面针栓多喷注单元为研究对象,采用基于AMR(adaptive mesh refinement)技术和分相识别的PLIC VOF(piecewise linear interface calculation VOF)新方法,实现了针栓式喷注器雾化过程的高保真数值模拟。给出了喷雾场典型的结构特征及液雾的分布特性,对比了多喷注单元与单喷注单元喷雾场的差异,揭示了相邻喷注单元间的相互影响机制。研究表明,新的仿真方法在精细研究针栓式喷注器喷雾场方面具有较好的准确性。与单喷注单元相比,多喷注单元喷雾场主要存在以下特殊结构：相邻两雾扇相撞背部呈脊状结构,使得雾化区域大于雾化角;两雾扇相撞在中间对称面汇聚形成薄液膜,使整个雾化角范围内均有液滴分布;相邻两孔之间形成一定下漏率和下漏液膜宽度;液膜路和液束路的液滴粒径均显著增大了约35%,流强和混合比沿径向分布更趋于均匀。相邻喷注单元间的相互影响机制为：相邻喷雾扇相撞后原先各自向外展开的雾扇被挤回中心对称面,其厚度是原雾扇的两倍,其他未发生撞击位置的液膜厚度保持不变,最终形成的喷雾扇结构呈扁平的...     

信诺牌喷雾推进冷却塔通过国家检测

近日由中国水利水电科学研究院冷却水研究所、国家玻璃钢制品质量监督检验中心组成的专家组对508所民品公司开发研制的信诺牌喷雾推进冷却塔(以下简称喷雾塔)进行了势呼性能测试、飘水损失测试和噪音测试。 经测试表明性能指标达到国家技术标准。 信诺牌喷雾推进冷却塔是一种结构形式新颖的新型节能冷却塔。它是靠在塔内设置一种     

窄边波导缝隙行波天线单柱面紧缩场测试研究

窄边波导缝隙行波天线单元是通过在单柱面紧缩场中测试进行筛选的,通过实际测试,对单柱面紧缩场测试系统有了一定了解,对柱面场的特性、天线校平的方法、外混频需要注意的事项、减小单元天线互耦等方面进行测试研究,已经完成了Ku、Ka两个频段近300根单元天线的筛选测试工作。     

一种圆极化天线极化特性的幅度精测方法

文章介绍了一种圆极化天线极化特性的测试方法。该方法仅利用幅度测量得到圆极化天线极化椭圆相关数据,就可获得圆极化天线主极化、交叉极化、圆极化轴比等全部信息。该方法简单可行且可获得精确的极化特性测试结果。应用该测试方法,结合使用时域硬件门测试技术,在紧缩场成功实现了星载大型UHF螺旋天线的测试,获得了理想的测试结果,使得大型紧缩场双反射面系统在UHF频段的应用成为可能。     

可用于航天助推发射的高温超导磁悬浮技术

为了满足低成本、高安全可靠的可重复使用航天运载器发展需要,磁悬浮助推发射技术以其高地面起飞速度,提供了一种可能的技术途径。设计和研究了一种永磁导轨与高温超导体作用形成的磁悬浮系统。通过建立磁悬浮单元准静态力测试系统,分析了块状高温超导体在永磁导轨上方不同位置作用的悬浮特性。然后建立高温超导磁悬浮缩比研究试验平台,其包括4个磁悬浮单元和7米双永磁导轨。通过测试和分析试验平台在不同场冷高度和载荷条件下的悬浮特性,得出低场冷高度有利于提高磁悬浮发射装置的横向稳定性。     

用于PDPA校准的标准气溶胶发生器性能研究

喷注器、喷嘴是低温液体火箭动力系统的核心部件,其雾化特性对燃烧效率和燃烧稳定性有直接的影响。通过激光相位多普勒测量系统(Phase Doppler Particle Analyzer简称PDPA)可以获得不同设计参数下喷雾场的粒径分布等重要数据。标准气溶胶发生器是校准和测试激光相位多普勒测量系统的基准源,通过其产生的标准粒子可以调校和修正系统测量误差。结合液体火箭动力系统喷注器雾化测量特点和散射粒子特性,对比分析了几种典型粒子发生技术,最终选择振动孔式单分散粒子发生器作为PDPA系统校准的基准源,并提出了一种标准气溶胶发生器的分析评定方法,通过该方法分别获得了发生器的均匀性、球形度、精度和稳定性等技术性能指标,证明该型发生器在喷注器雾化光学测量校准应用中具有适应性和可靠性。     

一种紧凑式喷雾冷却系统的传热特性仿真分析

喷雾冷却被认为是一种潜在的航天器热排散技术。文章提出了一种紧凑式喷雾冷却系统,并分别对该喷雾冷却系统中的发热壁面、蒸汽冷凝器及液体冷却器三个主要部件建立传热模型,编制喷雾冷却系统传热特性仿真程序。利用该仿真软件,研究了壁面加热升温过程的系统运行特性及蒸汽冷凝器冷凝水流量对喷雾冷却系统运行特性的影响。该工作对理解喷雾冷却的系统运行特性及下一步的工程应用奠定了一定的理论基础。     

气动扇形喷嘴雾化特性的实验研究

为研究气动扇形喷嘴雾化特性,设计加工了不同角度、不同出口形式和不同尺寸的5种扇形喷嘴,并搭建了试验台架系统,进行了喷嘴雾化试验。根据试验测量结果,从流量特性和雾化特性方面分析了气液比、喷嘴结构等对喷嘴流量系数、喷雾场雾化粒径分布的影响,并定性给出了喷嘴结构对雾化特性的影响规律。     

HFC134a喷雾闪蒸冷却换热特性的实验研究

喷雾闪蒸冷却由于可以在较小的工质流量下实现很高的散热能力,在高热流密度散热、航天器热控和热防护等领域具有广阔的应用前景。本文建立了喷雾闪蒸冷却实验系统,对环境压力下以HFC134a为工质的喷雾闪蒸冷却换热特性进行了实验研究,得出了喷雾闪蒸冷却的换热特性曲线、临界热流密度(critical heat flux,CHF)以及被冷却表面温度随喷雾高度和流量的变化曲线,分析了适用于热控的最佳喷雾高度和流量。     

重力条件对喷雾冷却换热特性影响的研究

喷雾冷却是一种高效的高热流密度散热方式,在空间热控领域具有重要的应用前景。本文基于液膜动力学、气泡动力学和传热学的基本原理,建立了描述微重力条件下喷雾冷却传热特性的理论模型。利用模型模拟的方法,对以水作为工质的微重力条件下喷雾冷却系统的被冷却表面温度分布、冷却曲线等因素进行了分析,分析结果显示:在单相区,重力条件对喷雾冷却的换热特性和表面温度分布不均匀性的影响较小;在两相区,由于微重力条件下气泡难以脱离等因素的影响,使得喷雾冷却的换热能力明显弱于常重力条件下的换热能力,并且被冷却表面的温度不均匀性增大。     

3D打印与机械加工喷嘴的雾化特性对比研究

为清楚阐明3D打印技术是否可应用于加工火箭发动机的关键部件——喷嘴,及加工方式会对推进剂的流动雾化产生何种影响,对相同结构的机械加工喷嘴与3D打印喷嘴的喷雾特性进行了冷态试验对比研究。基于背景光成像技术采用高速相机获得瞬态的喷雾图像,以及激光散射技术采用马尔文测量液滴粒径尺寸分布。研究发现:机械加工喷嘴同轴度普遍较差,喷嘴重复性较低,喷雾存在偏斜、分散等喷雾空间分布不均问题;3D打印喷嘴表面粗糙度较高,使得喷嘴流量系数比设计值低3%左右;在喷嘴同轴度较好的前提下,加工方式对雾化锥角及雾化粒径影响较小。     

凝胶DT-3推力器的初步探索

研究了凝胶DT-3的流变特性、流量特性,利用凝胶DT-3推力器试验件进行了热试车。结果表明,凝胶DT-3在试验温度范围内表现出剪切稀化的非牛顿流体特性;温度、压降和几何结构对凝胶DT-3的流变特性有明显影响;适当增加毛细管喷注器直径有利于凝胶DT-3的流动及雾化;试验件点火工作正常,室压稳定,比冲性能为液体DT-3的90%。     

固体发动机钢制件在海洋环境下的防腐研究

对局部表面等离子喷涂氧化锆的固体火箭发动机钢质金属件在海洋环境（高热、高湿、含盐雾）的防腐方法进行了研究。筛选了喷管扩张段的防腐材料及工艺，进行了模拟海洋环境条件下的试验比较及热试车考核，推荐了一种实用、简便而有效的防腐方法，即在氧化锆喷涂层表面涂覆８２３涂料作为封闭剂，其余表面镀镉。     

低温流体闪蒸喷雾研究

为了研究低温流体闪蒸喷雾特性,建立了低温流体闪蒸计算模型,并通过试验进行了验证。在欧拉-拉格朗日框架下采用CFD-DPM方法模拟了闪蒸过程的气-液两相流场。研究表明,在闪蒸喷雾形态和温度分布特性方面,数值模拟与试验结果吻合。低温流体喷入低压环境后,在喷嘴出口附近便发生剧烈的闪蒸现象,呈现出巨大的喷雾角,并且喷雾温度急剧下降至环境压力对应的饱和温度;在喷嘴出口附近区域(x/d～40),过热闪蒸占据绝对主导地位,其蒸发速率高出其他换热2个数量级,随着喷雾液滴运动至流场下游,对流换热与热传导逐渐占据主导地位。闪蒸带来的强烈换热导致喷嘴附近可能会发生复杂的气-液-固相变,将会对发动机高空可靠点火带来风险。     

Two-phase flow effect on hybrid rocket combustion

This study numerically explores the aerodynamic and combustion processes in a hybrid rocket combustor, under a two-phase turbulent flow environment, considering the evaporation, combustion and drag of droplet and droplet ignition criterion. The predictions of temperature, reaction mode, reactant mass fraction, velocity, oxidizer consumption, fuel regression and droplet number distribution enhance understanding of the two-phase combustion aerodynamics inside the combustor. A parametric study of the inlet spray pattern, including spray cone angle, spray injection velocity and droplet size, is performed to improve the operation of reactant mixing and higher fuel regression rate. Analytical results indicate that both the oxidizer consumption and the fuel regression increase with increasing spray cone angle and spray injection velocity in the practical range of operation. However, for stoichiometric operation, the superior spray cone angle is within 20–60°, and spray injection velocity within 20–40 m/s, under a volume-mean droplet radius of 50 μm. The power dependence of solid-fuel regression on total mass flux is found to decrease with rising of droplet mean size.