负荷运动和低压环境暴露对人体吸氧排氮效率的影响

针对与航天员出舱活动吸氧排氮方案关系重大的负荷运动和低压环境对吸氧排氮的影响问题,以7名健康男性青年(年龄18~22岁,身高173.8±4.2 cm,体重72.3±5.3 kg)为被试,进行了19人次实验;分为安静对照组(CN组,7人次,受试者安静坐位吸纯氧3 h)、20 W运动组(20 W组,6人次,受试者脚踏自行车吸纯氧连续2.5 h,自行车功率设置为20 W,速率为60 r/min)和3 km低压组(3 km组,6人次,受试者在低压舱模拟3 km高度安静坐位吸纯氧3 h)。分别测试和计算肺通气量、呼出气氮浓度、排氮速率和累积排氮量。实验发现:与CN组相比,20 W组和3 km组的排氮速率均在吸氧排氮期间前105 min有所增加,部分时间点增加显著;20 W组累积排氮量在吸氧排氮前120 min增加显著,3 km组的累积排氮量在吸氧排氮各时间段均显著增加;与3 km组比,20 W组的排氮速率和累积排氮量均无显著性变化。实验说明负荷运动和低压能有效提高吸氧排氮效率。     

载人月球探测任务大气环境压力制度设计与试验验证

针对载人月球探测任务连续出舱需求,综合人体生理学和工程技术要求,兼容国内外当前在用的舱外服压力体制,提出双服压、低服压压力制度建议,以实现连续每日出舱。对压力制度安全性进行试验验证,选取19名健康志愿者,分为4组,其中15名男性志愿者平均分为3组,4名女性志愿者分为1组;利用密闭实验舱模拟载人月球探测任务全包络压力环境,开展了7轮次、每轮次为期9 d、连续4 d、每日8 h全负荷模拟出舱活动的密封舱试验。试验结果表明：2种压力制度方案均无减压病发生,也未观测到回心血流气泡,能够有效防护减压病。     

航空发动机高空压力畸变试验

鉴于航空发动机高空压力畸变试验的重要性,详细介绍了试验方案,通过插板,进行了航空发动机高空压力畸变试验,获得了基于插板扰流条件下的航空发动机气动稳定性特性,并初步获取了压力畸变、高空低雷诺数、引气和功率分出等关键降稳因子对该发动机稳定性影响的数量关系.压力畸变、高空低雷诺数以及引气、功率分出因素对临界综合畸变指数影响为:高度1km至高度18km,临界综合畸变指数降低了11.11%,高度1km至高度20km,临界综合畸变指数降低了14.69%.为航空发动机高空气动稳定性提供验证平台和试验数据支持.      

高速涡轮发动机压缩部件低雷诺数影响研究

为了分析马赫数3.0量级高速涡轮发动机在高空22.5 km范围内,雷诺数变化对多级压气机气动性能的影响,采用Wassell特性修正与经验曲线拟合的方法,评估了低雷诺数条件压气机工作点效率、压比、流量的变化。利用S1计算程序分析了低雷诺数条件下基元叶型的流动特征,探讨了减小雷诺数影响的叶型设计规律。通过加入转捩模型的3维仿真模拟了地面和高空典型工况的气动特性,分析了低雷诺数对多级压气机稳定性的影响。结果表明：压气机在高空18.5 km和22.5 km喘振裕度相比地面条件下分别减小了5.61%和8.12%。综合对比仿真法和经验法对多级压气机性能预测结果,认为仿真法考虑了多效压气机在低雷诺数条件下级间匹配变化的影响,更适用于对压气机高空全转速特性的预测。     

某型发动机压缩系统高空稳定性计算研究

本文通过不同进口条件下的某型发动机低压压气机和高压压气机特性计算，研究分析了该压缩系统在高空条件下的气动稳定性。计算结果与压气机地面特性试验、整机高空台模拟试验结果符合性良好，可作为确定该发动机压缩系统高空稳定工作范围或适应性改进的理论依据。     

舱外航天服无人低压试验技术研究

舱外航天服是出舱活动过程中保障航天员生存和工效的关键系统,为保证其性能的可靠性和安全性,必须在地面进行全面的验证与测试,且需对系统在模拟低压环境下进行充分的验证试验后方可进行人服系统功能检查。舱外航天服无人低压试验技术是在模拟低压环境下建立一套全面、可行的无人低压试验方法,全面验证飞行产品在低压和空间中可能的运行状态下功能及其动态特性,故障预案与安全措施的合理性,保证人服功能检查的安全性和测试覆盖全面性,并为有人低压检测和航天员的低压训练积累经验。     

高空来流条件下航空发动机双旋流燃烧室点火特性数值模拟

为深入了解真实航空发动机燃烧室极端条件下点火性能，在自有CFD平台上对不同高空来流条件下典型航空发动机双旋流燃烧室点火过程进行了数值模拟。为保证模拟精度，对模型包括全部气膜冷却小孔在内的所有精细结构均进行了完全仿真，并完整再现了燃烧室内从燃油雾化到点火燃烧全过程。结果表明3种高空来流条件下单次点火均失败。点火过程显示高温燃气越过旋流杯中心向上回流区扩张是点火的关键时空区域，在此时补充点火可推动火焰顺利传播到整个主燃区。对8km和6km两种状态分别增加点火次数到3次和5次后最终点火成功，结果表明前者着火极限油气比约为0.057，后者为0.038~0.042。     

多级旋流空气雾化喷嘴高空气动雾化场的数值研究

为有效拓宽采用预膜式空气雾化喷嘴的多旋流分级燃烧室的稳定工作边界,在模型燃烧室上开展了高原及高空工况下气动雾化场的数值研究,采用经过实验验证的数值模拟方法获取了多旋流分级燃烧室的高空气动场和雾化场,分析了低温、低压进口条件对燃烧室流场结构和雾化质量的影响。结果表明:低温及低压进口工况对中心回流区的结构及尺度、速度分布影响较小,但低温会削弱旋流器出口湍动能强度,低压会显著降低旋流空气切向剪切力。相同旋流器压降下,低温、低压条件会造成气液比和韦伯数的降低,导致雾化粒径增大,液滴群轴向穿透深度增加。相关研究结论能够解释该类燃烧室高空点火困难的影响机制。      

低雷诺数环境中低压涡轮部件的气动设计探索

为了探索高空低雷诺数情况下高性能低压涡轮部件的气动设计思路和设计方法,通过采用高负荷、大弦长的叶片设计和选择恰当的叶片表面速度分布形式设计了一台新低压涡轮。三维粘性数值模拟的结果显示新低压涡轮效率在高空低雷诺数情况下比设计点下降2 3个百分点。设计结果表明提高涡轮工作雷诺数和降低涡轮性能对雷诺数变化的敏感程度是低雷诺数环境下高性能涡轮气动设计的关键。     

航空发动机内啮合摆线齿轮泵高空特性数值研究

高空性是评价航空发动机齿轮泵性能的关键参数之一,为了获得摆线泵的高度特性曲线,并分析其影响因素,采用三维非定常数值模拟的方法,应用动网格技术对单级内啮合摆线齿轮泵的高空特性进行定量分析。结果表明:随着飞行高度增加,摆线泵内的空化现象加剧,供油流量减少;当飞行高度在8km以上时,容积效率随高度上升而急剧下降,且在相同的出口条件下,低转速摆线泵的容积效率明显高于高转速工况;当飞行高度在8km时,增大摆线泵出口压力,出口流量脉动幅度由时均流量的16%增至20%,且出口流量的脉动频率随摆线泵的转速加快而变大。所以,摆线泵在高空工作时,降低转速即可以满足供油需求,同时减少系统负担。     

低压转子分出功率对高空长航时无人机发动机的影响

建立了高空长航时无人机发动机性能计算模型,引入雷诺数对发动机部件性能影响的修正,编制了相应的计算程序.计算分析了不同类型的中小推力涡扇发动机在高空条件下低压转子分出功率对发动机和核心机状态的影响,以及高/低压转子同时分出功率对发动机的影响,并对分出功率在高、低压转子的分配比例进行了分析.结果表明:在高空条件下,与高压转子分出功率相比,低压转子分出功率能明显改善无增压级涡扇发动机的风扇/压气机喘振裕度和带增压级涡扇发动机的增压级喘振裕度,能在保证发动机稳定工作的前提下,大幅度提高无增压级涡扇发动机的高空分出功率能力,有效提高带增压级涡扇发动机的高空分出功率能力,此外,低压转子分出功率可使核心机的转速、换算流量、增压比提高9%~14.8%,能有效地挖掘核心机的潜力.      

刚性壁面附近气泡和自由面的耦合效应研究（英文）

为研究刚性壁面附近的气泡与自由面的耦合效应,使用边界元方法(BEM)建立了一套考虑气泡、刚性壁面和自由面的数值模型。专注于与垂直平面成30°角的刚性壁面附近的气泡和自由表面之间的耦合效应,从两个方面进行研究:首先,为了研究气泡位置的影响,定义了一个无量纲的距离参数γh,它表示初始气泡与自由面和刚性壁面相交的垂直平面之间的距离。对于大尺度的气泡,在气泡的坍塌阶段会形成两个液体射流,自由面的高度的变化取决于γh。γh较小时,自由面的高度在刚性壁面上达到其峰值,而γh相对较大时,此峰值出现在气泡正上方。其次,模拟了不同的气泡尺度下气泡和自由面的行为,发现气泡尺度对自由面的影响主要反映在气泡正上方的自由面高度上。当气泡尺度的影响相对较大时,该高度在整个过程中持续变大,而当气泡尺度的影响相对较小时,该高度呈先增加然后减小的趋势。     

高空模拟试车台简介(一)

高空模拟试车台(以下简称高空台),是能够模拟发动机于空中飞行时的高度、速度等条件的地面试验设备,是研制先进航空发动机和推进系统必不可少的最有效的试验手段。发展一台新的现代高性能航空发动机,除了要进行大量的零部件试验和地面台试车外,还必须利用高空台进行整个飞行包线范围内各种模拟飞行状态下的     

航空活塞发动机高空台试验性能分析

为测试HS990航空活塞发动机的高空适用性,分别采用不同化油器对HS990发动机进行高空台试验。分析发动机装国产和进口化油器的性能数据,研究发动机高空熄火现象发生的原因及缸温变化对发动机高空性能的影响。结果表明：HS990发动机最大工作高度超过7km,在5km以上高度使用非增压油箱工作时,进气温度低于-18℃,HS990发动机的膜片式化油器会出现供油减少甚至停止的故障。对比装国产化油器和进口化油器时,发动机分别具有较好的高空功率特性和高空工作稳定性。适当的冷却空气量有利于降低汽缸头部温度,保证发动机稳定工作。     

涡轮喷气发动机高空模拟试验

本文介绍连管式试车台涡轮喷气发动机高空模拟试验的主要模拟技术。概要地说明了涡轮喷气发动机的模拟条件,具体地阐述了涡轮喷气发动机高空模拟试验的模拟过程,提高模拟高度、扩大试车范围的一些措施,还提出了试车中应注意的主要技术问题。 这个试车台已用本文所述方法为五个型号、九个机种的涡轮喷气发动机做了近500次高空模拟试验。     

高空射流核心区控制的数值分析与试验验证

为研究高空射流核心区的变化规律,分析了不同模拟马赫数/高度状态下高空射流核心区的物理本质和影响因素.通过理论分析和CFD计算确定了建立自由射流试验需满足的进排气条件,获得了亚声速下喷管出口的核心区角度、超声速下不同马赫数典型流态的临界压比及其随喷管设计马赫数的变化趋势,以及自由射流试验中压力和马赫数等参数的模拟偏差对核...     

超声速内埋武器不同分离方式分析

为给高空高速无人机内埋武器分离方式的选择提供权衡依据,建立了弹舱及弹体模型,采用chimera嵌套网格方法与Menter SST k-ω湍流模式,对舱内重力投放、舱内弹射投放及舱外重力投放三种内埋武器分离方式在高空高速条件下的内埋武器分离过程进行了仿真分析,对比了三种分离方式分离过程的流场特性与弹体运动参数。结果表明,在Ma=3.7,高度为2.5 km的条件下,舱内弹射投放与舱内重力投放能够使内埋武器安全分离,舱外重力投放在高空高速条件下无法完成内埋武器的安全分离,弹体无法快速下落并伴有大幅振荡,威胁无人机的飞行安全。     

涡扇发动机高空台惯性起动的试验

某型大流量涡扇发动机在高空台完成了飞行高度为5,8,10km的惯性起动.高空台试验结果表明:惯性起动过程中模拟的进气和排气压力存在着较明显的波动,偏离真实工况;利用不同的计算方法分析惯性起动数据,得到的飞行表速相差25~70km/h.以试验分析结果为基础,推荐了一种高空台惯性起动试验性能的评估方法,即成功起动以推杆时刻为起点3s内的平均值作为试验模拟飞行状态,起动失败以转速反转为起点到转速再次下降之间的平均值作为试验模拟飞行状态.      

模型冲压发动机低压条件下燃烧效率试验

在亚燃冲压发动机直连式高空试验系统上,实现了模型冲压发动机在40～60 kPa条件下的点火和稳定燃烧,研究了燃烧室构型、燃烧室入口来流条件以及燃料当量比对燃烧效率的影响。试验结果表明:低压条件下的燃烧效率比常压和高压条件下的燃烧效率都要低;但低压条件下燃烧效率随燃烧室构型、模拟来流条件和燃料当量比的变化规律与常压和高压下的情况基本一致,增加燃烧室长度、提高来流总压和总温、增大燃料当量比,降低飞行高度,以及增强煤油的雾化和混合,都有利于提高燃烧效率;与常压和高压下的情况不同的是减小凹腔长深比能进一步提高燃烧效率。     

1 种弹用发动机控制系统高空转速超调控制技术应用研究

为解决弹用发动机控制系统缺少发动机进口参数测量,无法实时对PI控制参数进行相似原理修正,从而导致地面点控制参数在高空不适用,产生发动机高空转速超调这一问题,基于压气机出口总压P_3重构发动机进口总压P_1对PI控制参数进行修正,设计了1种发动机进口参数测量不全条件下弹用发动机转速高空超调控制的方法。通过全数字仿真、半物理模拟试验、高空模拟试验及高空飞行试验验证该方法的有效性。