平板式小型环路热管的实验研究

设计一套蒸发器尺寸为74 mm(D)×14 mm(H)的平板式小型环路热管(mLHP),工质为甲醇,冷凝方式采用冰水混合物冷却,研究其换热性能。实验表明,该环路热管能够实现重力和无重力辅助启动。倾角为18 °、充灌率为60%时,热负荷从20 W增加到140 W,整个环路热管热阻从2.58 ℃/W减小到 0.44 ℃/W 。无重力辅助启动时,mLHP能够散去130 W的热量而壁面温度低于80 ℃。当热负荷一定, 无重力辅助启动时的蒸发器壁面温度高于重力辅助启动时的壁面温度。在保证系统启动的工质裕量前提下,减少工质充灌量有利于降低蒸发器壁面温度。mLHP运行存在低热负荷区和高热负荷区,在低热负荷区,蒸发器和补偿腔温度随着热负荷的增加降低;在高热负荷区,蒸发器和补偿腔温度随着热负荷的增加升高。     

储液器在被动式热交换下环路热管的热性能研究

环路热管是应用于航天器、航空器、舰船等设备的新型换热器件,热性能是评价环路热管的主要性能参数。通过试验和系统级数值模拟研究了当储液器处于自然对流的被动式热交换时,环路热管在不同冷源温度下的温度分布特性和换热性能,说明环路热管总热阻和冷凝器利用率受冷源温度的影响规律。环路热管存在可变热导和固定热导区:在可变热导区,环路热管总热阻随热负荷的增大迅速减小,而升高冷源温度有助于降低总热阻;进入固定热导区后,总热阻则趋于稳定。蒸发器换热系数随着热负荷的增大先增大后减小,但其变化幅度在冷源温度较高时明显减弱。     

回路热管性能的地面实验研究

一倍重力条件下，通过一系列地面实验研究了回路热管的运行机理、温度控制及其传热特性。给出了回路热管温度分布及其随传热功率的变化曲线图。对回路热管的传热过程进行了分析。通过实验数据描述了工作温度随传热功率的变化规律并进行了解释。分析了回路热管热导随传热功率变化的规律。实验结果表明有两个因素影响系统总热导变化——冷凝器有效冷凝面积(积极因素)和过热度(消极因素)。讨论了蒸发器和冷凝器的方位对系统运行、温度控制特性的影响。得出反重力工作对回路热管的工作温度、温度控制性能、系统热导都会产生消极影响的结论。     

单股射流倾斜撞壁影响因素的数值模拟

为研究倾斜射流撞击固体表面后液膜的形态变化规律,结合VOF模型和多面体混合网格的数值模拟方法,通过分析不同工况下倾斜射流撞壁后液膜的几何特征参数变化规律,获得了不同工况下液膜铺展的关键特征。研究结果表明:射流撞壁后,壁面压力从液膜的边缘水跃区到中心轴线逐渐减小;随着射流速度增大,壁面在撞击点附近受到的压力增大,而在液膜汇集区受到的压力减小;液膜在撞击点附近速度最大,在水跃区汇集点附近速度最小;随着射流孔径增大,液膜最大速度和最小速度区域的面积增大。     

燕尾形轴向微槽热管的流动和传热特性

建立了燕尾形轴向微槽热管传热和液体流动模型并进行了数值求解,计算了其最大传 热能力。模型考虑了气液界面剪切力的作用,分析了热管内气、液相流体压力和流速及弯月 面毛细半径沿轴向的变化特性,并讨论了热负荷对蒸发段端口毛细半径的影响,以及工作温 度和吸液芯结构对最大传热能力的影响。研究表明：弯月面毛细半径沿轴向非线性增加,在 蒸发段和绝热段变化较小,而从冷凝段开始急剧上升;热管内蒸气沿程压差远小于液相压差 ;液体的平均速度远小于蒸气的平均速度;沟槽热管的最大传热能力受工作温度和毛细芯结 构尺寸的影响较大;燕尾形底宽的增大或微槽高度的增加有利于提高热管的最大传热能力, 而蒸气腔半径对最大传热能力的影响不明显。同时,还通过实验验证了本模型的正确性。
     

液体火箭发动机液膜冷却研究综述

液膜冷却是液体火箭发动机的一种重要的冷却方式,具有冷却结构简单、冷却能力强等优点,一般与其他冷却方式结合,实现对发动机的冷却。液膜冷却对发动机的热防护可靠性和发动机比冲均有重要的影响。通过追踪国内外液膜冷却研究现状,从液膜的形成、中心气流对液膜的夹带作用、液膜冷却分析模型以及液膜冷却对发动机性能的影响等方面,梳理了液膜冷却的研究文献,总结了当前研究中存在的不足,并从冷却剂注入结构、中心气流对液膜夹带特性、液体火箭发动机液膜冷却计算方法和推力室冷却结构/技术方案等方面提出研究展望。     

基于多孔结构的液体管理技术在空间中的应用

针对航天器在轨面临的气液相分离问题,文章在孔隙尺度上分析了基于多孔结构的液体管理技术和相分离特性,梳理了国内外研究中针对多孔结构的毛细润湿、压降以及泡破特性的表征与测试方法。综合多孔结构相分离特性与航天器应用需求,梳理了基于多孔结构的液体管理技术在低温推进剂贮箱、热泵储液器以及热管蒸发器中的应用及优化策略。总结出新型多孔结构强化相分离性能、传热及相变过程对相分离性能的影响、多孔材料的孔隙一致性控制和安装密封技术等需要解决的关键问题,可为相关产品研制和性能提升提供思路。     

液氧/煤油高压推力室液膜冷却环局部过热分析

液氧/煤油发动机高压推力室采用了多条液膜冷却环带技术。由于室压高和热流密度大,易出现冷却环带结构局部过热现象,局部过热（甚至局部烧蚀）有时发生在燃烧室收缩段的冷却环上沿。传热计算和对比分析表明,在降低边区混合比的同时,第一冷却环带流量增大25%,可使过热处气壁温下降约35℃。采取增加冷却环带流量、降低燃烧室边区混合比、改善液膜冷却局部喷注结构等措施有利于燃烧室壁面的热防护,可防止局部过热的发生。     

液膜冷却对火箭发动机燃烧效率的影响

液膜冷却对发动机热防护和性能均有重要的影响,为了研究不同液膜注入条件对燃烧效率的影响,开展了燃烧室液膜冷却热试试验研究。试验中改变了射流流量、冷却孔的数量、射流倾角,并测量了两排分别位于正对冷却孔位置和两冷却孔之间位置的燃烧室壁温,计算了不同工况下的燃烧效率。结果表明:推力室点火后,液膜的注入会压低温度曲线上升的斜率;在热试实验研究中,在相同的液膜流量下,不同的液膜注入方式并未对燃烧效率产生显著的规律性影响;头部混合比在3.6附近时,液膜流量占燃烧室总流量的百分比每提高2.3,则燃烧室的燃烧效率降低约1。     

液膜冷却和二次燃烧的双组元发动机的性能和温度特性

利用 GEMCHIP 程序的数值模拟方法.检验了燃料液膜冷却的双组元发动机边界层扰流块对燃烧性能的改善,以及性能的增益与扰流块几何形状的关系。改善燃烧的主要机理是在于强化了中心区和边界区火焰的燃烧。即处于中心区的燃料液滴的正常燃烧和被边界层扰流块迫使参与液膜冷却的燃料液滴向中心区转移而加强。另外,扰流块后的尾区里的一些氧化剂液滴.在富燃的近壁区开始了共轭燃烧。对于一种没有预先混合的双组元喷注器,在有扰流块的燃烧室中。氧化剂和燃料的燃烧效率所得到的增益,高达20～30％。为改善燃烧,对扰流块的三种结构方案进行了模拟实验,其中,裁面为三角形和矩形的扰流块结构在燃烧效率上比截面为半圆形的扰流块能获得更高的增益。对于预先混合型的喷注器(有很高的燃烧效率),燃烧效率的增益相当高,其总的燃烧效率达到0.99甚至更高。本文还讨论了将来的研究领域,涉及燃烧中的涡流问题。     

CPL蒸发器多孔芯内传热传质的非稳态数值模拟

基于多孔芯内局部热力学平衡的假设，考虑了Brinkman和Forchheimer对Darcy定律的修正模型，针对简化的物理模型中所包含的气液相区域，建立了二维分层饱和多孔介质模型，以甲醇为工质对CPL，蒸发器毛细多孔芯内的传热传质过程进行非稳态数值模拟。在不同的热负荷条件下预测气液分层界面的形状和位置、系统由初态达到稳态过程的持续时间，讨论压力和温度的分布。由两层饱和模型所得到的计算结果可知．CPL系统在启动时，为避免高热流时液体脱离多孔区而发生干涸，宜采用小负荷启动；采用预热器，改善蒸气的出口条件；增加蒸发器入口处的工质的过冷度，有利于增加CPL系统启动过程和变工况时的稳定性。文中分析结论为CPL系统的优化设计提供参考。     

磁控热防护系统高温流场与电磁场耦合计算方法

为了研究真实气体条件下霍尔效应对磁流体(MHD)控制热防护效果的影响,建立了热化学非平衡流场、外加磁场、霍尔电场的耦合计算方法。分析了耦合计算效率与电场更新间隔、电势残差收敛极限的关系。给出了采用非平衡霍尔系数模型时电场更新间隔和电势收敛极限的较优取值。研究表明,当霍尔系数较小(β=1.0)时,电场更新间隔大于100流场计算时间步时耦合计算效率较高,且导电壁面和绝缘壁面结论一致。当霍尔系数较大时,耦合计算时间过长,可适当增加电场迭代间隔和电势收敛极限以提高耦合计算效率。     

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...     

自由分子流微电热推力器(FMMR)流动模拟与喷嘴型面分析

FMMR是一种工作在自由分子流状态下的微电热推力器。考虑稀薄效应对FMMR喷嘴型面设计和分析的影响,采用直接蒙特卡罗(DSMC)方法模拟等截面、扩张型面、收缩-扩张型面3种不同喷嘴内的气体流动,分析了各种喷嘴型面对推力器性能的影响规律。结果表明,FMMR采用扩张喷嘴相对于等截面喷嘴,有较大的性能提升,推力最大可增加38%,比冲最大可增加23%;采用收缩-扩张喷嘴较扩张喷嘴能进一步使推力增加21%,但对比冲无明显改善。     

基于MSDM方法的粒子-固壁侵蚀效应研究

为研究导弹发射过程中发动机喷出的高温高速粒子对发射装置壁面的冲刷和侵蚀作用,利用MSDM(微尺度动力学模型)方法,建立了粒子对固壁材料的冲刷侵蚀模型,对粒子入射速度、入射角度、粒子尺寸及固壁材料特性等影响侵蚀效应的因素进行了研究,获得了粒子入射条件、固壁材料特性与侵蚀效应的相互关系.用MSDM方法将粒子和固壁离散为具有一定连接关系的微团质点,并利用材料属性和牛顿运动关系确定了微团间的相互作用和运动过程.研究表明,该方法在分析粒子-材料侵蚀方面具有一定效果.     

环境压力对气液针栓式喷嘴雾化特性的影响

气液针栓式喷嘴在变推力液体火箭中有重要应用。采取实验与数值计算结合的方法系统研究了不同环境压力下的针栓式喷嘴的液膜破碎过程、喷雾锥角、回流区分布、压力和液滴粒径分布等雾化特性,揭示了环境压力影响液膜破碎的3个因素:气流冲击、环境气体密度和环境压力对液膜挤压作用。结果表明:喷雾锥角会随环境压力增加而增大,但该趋势会随压力的增加而逐渐放缓。喷雾整体形态呈现锥形,喷雾中心区域存在低压回流区,回流区的液滴数目较少,但液滴粒径比较均匀。液滴主要分布在气液作用面,下游的液滴粒径较大,外部的液滴粒径比内部的大。液体火箭在启动的瞬间,燃烧室压力变化剧烈,可能导致喷雾锥角发生大幅变化,引起推进剂空间分布不均匀,对燃烧性能产生影响,因此要避免或减小较差雾化效果的燃烧室设计压力区间。     

壁挂式主频可调变截面小卫星结构设计与验证

针对多星并联布局“一箭多星”发射小卫星的模式，为降低星箭连接界面结构受力、提高卫星结构对不同运载火箭的主频适应性、提高星内设备安装空间利用率，本文设计了一种壁挂式主频可调变截面小卫星结构。对该卫星结构，开展了基于有限元方法的模态和静力分析验证，还开展了地面鉴定级振动试验验证和在轨飞行试验验证。分析和试验结果表明，壁挂式卫星结构相比底部连接式卫星结构，星箭连接界面受力可降低67.7%；在不增加卫星结构质量的前提下，仅通过安装或拆卸主传力路径上的部分连接螺钉，就能实现卫星3个方向一阶频率10 Hz左右的可调范围；采用沿运载火箭轴线方向横截面大小可变的变截面结构设计，可将星内设备安装空间的利用率由等截面卫星结构的49.1%提高到74.2%。     

离心式喷嘴一次破碎与二次雾化的数值模拟

离心式喷嘴具有轴向较大的旋转速度分量,在其诱导下会产生空气芯,使得喷嘴出口处产生空心锥液膜。空心锥液膜会发生一次破碎和二次雾化,流动行为较为复杂。采用流体体积函数转换成离散相模型(VOF-to-DPM)这种结合了流体体积法和欧拉—拉格朗日方法的多相流模型,并结合自适应网格细化方法,针对双切向孔离心式喷嘴雾化流场特性展开...     

固液捆绑火箭上升过程喷流干扰特性及底部热环境研究

固体喷流和液体喷流的来流与喷流之间相互干扰，在喷流交汇碰撞区域使流场温度、压力特性发生变化，对箭体底部的加热效应增强。特别是含有固体颗粒的固体助推器喷流与液体芯级喷流混合，对传热特性产生明显影响。本文用连续相模型模拟气相、离散相模型(DPM)模拟固体粒子相、DO模型模拟含有固体粒子的介质辐射，对固液捆绑火箭在上升飞行过程中的气固两相喷流的演变过程进行仿真研究。仿真结果表明:在不同的发动机组合之间出现高温区域，并随着喷流扩张和飞行高度增加，高温区向箭体底部移动，喷流中小粒径固体颗粒分布在喷流与空气的边界混合层区域，大粒径固体颗粒分布在喷流交互中心区域，底部最大对流热流密度与辐射热流密度为90 kW/m²和400 kW/m²。将仿真实验结果与飞行试验数据进行了对比分析，发现两者吻合较好，验证了仿真结果的准确性。     

基于LabVIEW和光纤传感器的液漏监测系统设计

针对传统液漏传感器检测精度低、空间分辨率小以及不能实时监测多点位液漏等问题，利用LabVIEW设计了一个基于光纤传感器的液漏监测系统。整个系统包括传感器和上位机两个部分。其中，光纤带式传感器负责采集漏水点的信号，其传感功能的实现基于侧向耦合效应。LabVIEW上位机负责实时监测多点位液漏状态，实现了采集数据的处理、存储和显示功能。上位机和传感器之间采用USB接口通信。实验结果表明，该系统能够对8 m区域范围内，160个点位的漏水状态实时精确定位及报警，漏检率≤10 %，位置精度介于±25 mm，较传统液漏传感系统，其空间分辨率提升了10 %。对于当前设备存在的漏检和误报的问题，给出了误差分析及改进思路。通过LabVIEW实时显示多点位漏水状态，能够提高工作效率，适用于对漏水监测有较高要求的场合。