直流电弧等离子体炬数值模拟与诊断

直流电弧等离子体炬内部物理过程复杂且具动态性,较难对其进行准确描述与深入研究,且其工作温度较高,其状态参数难以使用常规方式测量。针对直流电弧等离子体炬,建立流动、传热和电磁相互耦合的数值模型,基于Fluent软件对直流电弧等离子体炬进行三维数值模拟和特性分析,设计并搭建了一套热焓探针实验系统,完成对直流电弧等离子体炬射流参数的测量分析。结果表明:建立的数值模型模拟结果与实验测量结果吻合较好,误差在10%以内;炬内温度与速度最大值与工作气流量呈正相关,均出现在靠近阴极区域,且沿轴线逐渐降低;等离子体炬内高温区与高电流密度区重合。     

直流电弧等离子体炬电极烧蚀特性分析及实验测量

为研究直流电弧等离子体发生器电极烧蚀特性，进而为其寿命评估提供依据，对直流电弧电极烧蚀特性进行了分析，探究电极烧蚀率的主要影响因素并推导了相关准则数。搭建了电极烧蚀实验系统，对钨电极烧蚀特性进行了实验研究。结果表明:在相同输入功率下，电弧放电过程中阴极与阳极的烧蚀率基本相同且不随时间变化，如2.2 kW时，烧蚀率保持13.88 mg/s不变;在实验功率范围内，电极烧蚀率与输入功率近似呈三次函数关系。利用之前推导的准则数，建立了计算烧蚀率的实验关联式。     

直流电弧等离子体炬的数值模拟

等离子体炬内部的物理场是影响等离子体性能及等离子体炬设计等方向的重要信息。受等离子体炬内部小空间、高能量密度及高电荷密度等因素的影响，无法通过常规手段进行测量。为了得到等离子体炬内部的温度、速度场分布情况，本文使用COMSOL建立了一台30 kW直流等离子体炬的二维轴对称模型。为了验证模型的可靠性，搭建了包括等离子电源、等离子体炬在内的实验平台，并使用热焓探针对该等离子体炬出口处的温度场进行诊断。将等离子体炬的模拟结果与实验测得的数据进行对比，发现模拟结果能够较好的吻合实际情况。改变模型阴极的电流输入，对等离子体炬内部的流场及温度场变化情况进行了系统模拟研究，得出了等离子体炬内部的发展模式，以及热量传递的薄弱点，可以为今后等离子体炬的优化方向提供参考。     

影响环形微阴极电弧推力器寿命的因素研究

为了研究影响环形微阴极电弧推力器寿命的因素，首先分析了可能的因素，接着通过试验研究了电流参数对阴阳极间电阻的影响，不同功率下的推力器热性能以及功率大小对绝缘体腐蚀的影响。试验结果表明，为了延长推力器的寿命，需要控制推力器较大的放电电流，使得阴阳极间电阻动态平衡，维持在0.5~10 kΩ；需要选择合适的放电功率，功率阈值应考虑各部件材料的高温承受能力；另外，绝缘体的腐蚀是制约推力器寿命的主要因素，降低放电功率有助于减缓该腐蚀。     

喷管尺寸对电弧风洞流场和热环境的影响分析

为获得电弧风洞喷管尺寸对试验流场以及模型表面热流的影响规律,针对某特定模拟参数试验状态,采用高焓流动数值模拟方法对不同尺寸锥形喷管下的球柱校核模型试验流场进行了模拟和比较分析。研究发现,在模拟气流焓值和模型驻点热流的条件下,采用出口尺寸小的喷管所需电弧加热功率更低,同时单位流向截面上气流能量转化为模型驻点气动热的比例更低。不同喷管出口尺寸下,试验流场喷管出口区域热力学非平衡程度、波后氧原子质量分数、模型驻点区域压力以及表面传导热流和扩散热流占比都比较接近,但相较飞行状态存在明显差异;不同喷管出口尺寸下来流速度、激波脱体距离以及驻点线上平动温度之间的差异明显,喷管出口尺寸越大,其与飞行状态越接近。     

电弧推力器流场的数值计算

在流体计算软件fluent的微分方程中加入电磁项,可以计算电磁场作用下的流场。本文介绍了电弧推力器的理论模型,计算了电弧流场,并将计算结果和试验数据进行比较。分析了欧姆加热对提高工质气体比冲、降低推进剂消耗的作用,并根据流场温度分布,估计了电弧对电极的热烧蚀情况,提出了相应的解决方案。     

低功率非冷却等离子体炬试验研究

介绍了一款新型等离子体炬的结构设计和试验研究情况.在地面试验条件下,低功率非冷却直流等离子体炬能够可靠启动并长时间稳定运行,并在多种燃油、燃气燃烧器中实现可靠点火.试验发现:电流大小和工质气体成分对等离子体炬的电极使用寿命和运行稳定性影响明显.     

CO2气体保护电弧点焊的应用

因受空间条件等原因限制无法采用电阻点焊而改用CO_2气体保护电弧点焊。这种电弧点焊要求采用较大的电弧电压,并把焊接电流控制在适当的范围内,焊接时间不宜太长,并有适当的回烧时间。将半自动保护焊机改装成全位置和电弧点焊两用机,并使控制部份能满足CO_2电弧点焊程序的自动控制。     

同轴型微阴极电弧推力器的设计及性能测试

为了给微纳卫星在轨动作提供合适的推力,研制了一种同轴型微阴极电弧推力器(CA-μCAT),采用同轴布置的棒状阳极和圆筒形阴极,利用真空环境下电弧放电产生的高温烧蚀金属阴极,电离产生等离子体,并在多物理场耦合作用下高速喷出推力器产生推力。文章分别对该推力器的放电特性、推进剂烧蚀速率、等离子体离子电流、元冲量等多个参数进行了测量与分析。结果表明,该推力器能够持续稳定点火运行,电离率在4%～7%;无外加磁场下,元冲量和比冲分别为0.485μN·s和195.6 s;在磁感应强度为0.044 T时,元冲量和比冲分别为1.285μN·s和518.2 s;平均推力在10μN量级。     

等离子体电弧激励器特性及减阻的仿真研究

设计了一种用于高超声速流动控制的等离子体直流电弧激励器,运用多物理场有限元方法对激励器的工作特性进行了数值模拟,得到了激励器准确热源分布和不同工况下电势、温度等的分布情况。其中,表面电弧激励器在电流7 A、阴阳极距离3.5 mm时在阴极表面最高能得到2.690 5×10~(10) W/m~3的热源值。运用有限体积方法对激励器的斜坡减阻效果进行了数值模拟,得到马赫数为7时总阻力系数最多减小32%的结论。     

发动机尾焰注水降温数值计算与试验研究

针对火箭发动机尾焰注水流场,组织并实施了火箭发动机系留点火及燃气流场注水降温缩比试验,研究了燃气冲击射流流场和注水作用下两相流场的分布状态以及降温效果。并通过研究在高温高速对流冲击作用下气液两相流的传热和传质理论,在Mixture多相流模型的基础上添加质量和能量源项,建立了多组分气液两相流非定常数值计算模型,通过对比试验结论,结果表明：所建立的数值计算模型具有较高的计算精度和可靠性,能够准确地反映物理现象。利用数值计算模型研究了注水后燃气、液态水和水蒸气三种主要组分在流场中的组成,通过与自由射流对比得到了注水燃气流场的包络线长度与宽度变化,注水对燃气流场降温效果显著。     

燃烧供热热光伏系统实验研究

针对未来深空探测供电需求,设计了一套热光伏发电系统,采用丙烷燃烧器模拟同位素热源,并利用低禁带GaSb电池实现了系统的热电转换。研究了气体流量、过量空气系数、回热器性能、滤波器等对辐射器温度及电池输出功率、系统转换效率的影响。结果表明：电池输出功率随燃气量单调增加,而在一定燃气量下,存在一最优过量空气系数使其达到最大值;同时,回热器和滤波器对辐射器温度和电池输出特性有很大影响;本实验系统可以实现最大输出功率密度0.45W/cm 2,系统转换效率2.8%。     

临近空间地面模拟装置等离子体源仿真研究

为了指导临近空间地面模拟装置中等离子体源结构设计及等离子体环境参数优化,围绕相关指标体系要求,采用数值模拟方法,分析临近空间等离子体环境地面模拟装置中的射流等离子体与下游目标模拟体相互作用。通过研究射流入口处等离子体状态与下游等离子体对钝体包覆效果的依赖关系,明确了影响包覆特性的关键等离子体参数、重要外控参量,及其对下游目标模拟体包覆特性的影响规律。仿真结果表明：相对于其他因素,射流入口的半径、气体流速、速度偏角、气体温度、钝体直径、环境背压等工况对有效实验区长度及厚度参数的影响较大。相关结果对于临近空间等离子体环境地面模拟装置中等离子体源优化设计及等离子体环境参数定向调控具有指导和借鉴意义。     

0.1 kW微波等离子体推力器的试验与数值研究

主要对0.1 kW微波等离子体推力器进行了地面试验和数值模拟研究。试验研究分析了影响推力器效率的因素;数值研究通过采用SIMPLE方法求解了N-S方程和采用FDTD方法求解了M axwell方程,分析了影响谐振腔内等离子体参数的因素。结果表明,微波功率、工质种类和质量流率是影响谐振腔效率的主要因素,而等离子体参数则主要受微波功率的影响。     

多道扫描探针系统在电弧风洞中的应用

介绍了一种用于诊断电弧风洞等离子体参数的多道扫描探针系统，使用该系统研究了ＦＤ０４风洞空流场的等离子体特性，利用ＣＴＷ理论分析了探针数据，实时给出了流场攻密度的空间分布。实验表明，空流场的电子温度分布基本是均匀的；电子密度分布与流场结构紧密相关，电子密度变化在３倍之内，随着流场结值的不同２，电子密度也随之变化。     

发动机喷流对飞行器底部流动影响数值模拟

针对发动机燃气喷流对底部流动的影响开展研究。建立冷喷与热喷计算方法,与经典的高压空气尾喷管喷流试验数据进行了对比,验证了本文建立的三维喷流方法的可靠性。对本文选用的飞行器外形采用冷喷与热喷方法开展了对比计算并与飞行试验值进行比较,分析了两种方法结果的差异。采用热喷方法对来流马赫数 2.5 ,不同飞行高度及喷管进口总压开展计算,研究飞行高度及喷管进口总压对发动机喷流及底部流场的影响。结果表明,保持飞行高度、来流马赫数不变,喷管进口总压增加,底部压力系数逐渐提高。燃气质量浓度最大值位于底部空腔的壁面处,且保持一个恒定值。保持喷管进口总压、来流马赫数不变,飞行高度增加,喷流高速区向后移动且中心区最大马赫数增加。在一定飞行高度下,底部压力系数由负转正,即飞行器底部会出现正推力,这对飞行器的射程会产生重要影响,需要提前评估。     

临近空间再生燃料电池储能系统散热风扇性能

针对平流层飞艇再生燃料电池储能系统的风冷散热组件,采用Fluent计算散热风扇在设计飞行高度不同转速条件下的风压、流量、静压效率等性能参数。进而针对海拔0~20km高度的环境温度和压力变化,计算20kW散热能力条件下散热组件风量需求及其对应风扇转速、功耗等变化趋势。在此基础上,进行散热组件不同海拔高度环境下的性能试验,风扇模型计算结果和试验数据吻合较好。结果表明风冷散热组件能够满足再生燃料电池储能系统在包括起飞、高空驻留和降落在内的整个任务周期的散热要求。     

Evaporation and ignition of droplets in combustion chambers modeling and simulation

Computer simulation of liquid fuel jet injection into heated atmosphere of combustion chamber, mixture formation, ignition and combustion need adequate modeling of evaporation, which is extremely important for the curved surfaces in the presence of strong heat and mass diffusion fluxes. Combustion of most widely spread hydrocarbon fuels takes place in a gas-phase regime. Thus, evaporation of fuel from the surface of droplets turns to be one of the limiting factors of the process as well. The problems of fuel droplets atomization, evaporation being the key factors for heterogeneous reacting mixtures, the non-equilibrium effects in droplets atomization and phase transitions will be taken into account in describing thermal and mechanical interaction of droplets with streaming flows. In the present paper processes of non-equilibrium evaporation of small droplets will be discussed. As it was shown before, accounting for non-equilibrium effects in evaporation for many types of widely used liquids is crucial for droplet diameters less than 100 μm, while the surface tension effects essentially manifest only for droplets below 0.1 μm. Investigating the behavior of individual droplets in a heated air flow allowed to distinguish two scenarios for droplet heating and evaporation. Small droplets undergo successively heating, then cooling due to heat losses for evaporation, and then rapid heating till the end of their lifetime. Larger droplets could directly be heated up to a critical temperature and then evaporate rapidly. Droplet atomization interferes the heating, evaporation and combustion scenario. The scenario of fuel spray injection and self-ignition in a heated air inside combustion chamber has three characteristic stages. At first stage of jet injection droplets evaporate very rapidly thus cooling the gas at injection point, the liquid jet is very short and changes for a vapor jet. At second stage liquid jet is becoming longer, because evaporation rate decreases due to decrease of temperature. But combustion of fuel vapor begins which brings to increase of heat flux to droplets and accelerates evaporation. The length of the liquid jet decreases again and remains constant slightly oscillating.     

航天器密封舱微重力对流传热与传质地面试验模拟方法理论分析

针对航天器密封舱内气体对流传热传质地面模拟试验问题，依据传热传质相似试验理论方法，进行了初步的理论分析，包括热缩比模型法和降压法，给出了它们相似试验的相似律及它们应用的约束条件，并从理论上定性分析了不同试验方法的优缺点。分析表明，在重力条件下，热缩比模型法在保持Reynolds数不变的前提下可明显抑制传热传质过程的温差和密度差对流动与传热传质的影响，而且抑制效果与缩比比例的三次方成正比；而降压法在保持Reynolds数不变的前提下同样可明显抑制自然对流的影响和密度差对流动与传热传质的影响，但对自然对流和传质过程的密度流的抑制效果有所不同。     

V型皱褶芯材夹层板对流换热性能评价及优化

为考察主动冷却式一体化热防护结构用V型皱褶芯材夹层结构的性能,文章采用Fluent软件模拟受恒定热流载荷皱褶芯材夹层板在强制对流条件下的传热过程,分析其换热特性和流道内流体流动规律;并在分析皱褶芯材夹层板中正三角和倒三角2种流道换热性能差异的基础上,提出相邻流道流向相反的改进方案。该方案可提高冷却剂的利用率,使结构温度分布更加均匀。相比于具有相同几何参数的波纹芯材夹层板,皱褶芯材夹层板具有更好的换热性能,但同时以更大的当量密度和进出口压降损失为代价。比较几种常用的热效率指标,并定义了一种同时考虑换热性能、泵功率和结构质量的热效率指标,再分别以不同的热效率指标为目标函数,对皱褶芯材的几何参数L、W和S进行初步优化设计。