不同压力条件下水平平板的表面换热实验研究

为了解不同压力下水平平板的气体对流换热变化情况,搭建了一个提供不同气压和环境温度的实验舱,开展了在不同压力(0.1 Pa、0.1 k Pa、0.2 k Pa、0.5 k Pa、1 k Pa、10 k Pa、50 k Pa和常压)与几种加热量(75、150、300 W/m~2)组合条件下的水平平板换热实验研究。通过对辐射换热和自然对流换热的比较,得到不同压力下气体的对流换热系数。结果表明:对流换热系数在环境气体压力小于1 k Pa时非常小,而在1 k Pa以上时才较大;在大于1 k Pa时,对流换热系数随压力的升高呈二次方增加。     

不同压力下竖直深冷表面结霜现象实验研究

文章建立了一个结霜可视化实验装置,对在不同气压条件下的低温竖直表面的结霜现象进行实验研究,掌握了低温环境下的结霜过程和霜层微观形貌特征,实验过程中冷表面的温度控制在-180℃。实验结果表明:常压低温结霜工况下,霜晶呈羽毛状,初始晶核趋向于在冷板的边缘形成,之后平行于冷板表面向下生长,并且在初始霜晶形成后的一段时间内,霜层平行于冷板表面向下的生长速度明显大于垂直于冷板表面的生长速度,向下生长的速度达到0.3 mm/min;真空低温结霜工况下,霜层以颗粒状固体存在,生长速度缓慢,在冷表面上分布均匀,并在霜层生长过程中发现开裂现象。此实验装置提供的清晰结霜图像可为后续展开真空条件下的结霜机理研究提供参考。     

单头部模型燃烧室燃烧组织及NOx排放

采用光学诊断与三维数值模拟结合的方式,研究了中心分级贫油预混预蒸发模型燃烧室燃烧组织与NOx生成特征。试验测量了模型燃烧室流速、燃油、OH和NO组分浓度分布。通过与试验结果对比,采用基于雷诺平均Navier-Stokes方程的方法对流场的预测误差为13.9%,喷雾张角预测误差为6.0%,预测的OH和NO组分分布特征与试验测量结果基本一致。数值结果表明,在单头部模型燃烧室中,主、预燃级火焰以弱耦合的方式组织燃烧,且大部分NO在预燃级高温区域生成。燃油分级比的变化（0.15～0.30）不影响燃烧室流动与火焰分布特征,但对燃烧室出口NOx生成量有一定影响,NOx生成量随着分级比增大而减少。     

包结络合法制备β-CD/RDX微胶囊及其性能表征（英文）

介绍了在含能材料领域一种新的包覆方法-包结络合法。基于成熟的微胶囊技术用包结络合法,制备了β-CD/RDX微胶囊。通过扫描电子显微镜(SEM)、X射线衍射仪(XRD)、和差示扫描量热仪(DSC)对粒子进行性能表征;XRD分析显示β-CD/RDX微胶囊晶型结构没有发生转变;SEM可看出,β-CD/RDX微胶囊为表面光滑的实心类球形颗粒,几乎没有包覆缺陷;由DSC分析,与原料RDX相比,β-CD/RDX微球的活化焓增加了10.88 kJ/mol,热爆炸临界温度升高了9.21℃,自加速分解温度TSDAT提高了9.22℃,热稳定性有明显提高.     

火星表面大气环境下热球风速仪的对流换热模型及试验验证

火星表面大气环境与一般轨道航天器所处的空间环境存在差异。为了实现极端环境下热模型修正、早期故障筛除、性能测试等目的,一般需要在模拟的低气压有风环境下对火星巡视器进行热试验,试验涉及在1400 Pa左右压力的环境下对0～15 m/s风速进行模拟和测量。文章针对极低气压下的风速测量问题,使用无量纲数分析方法建立恒热流式热球风速传感器表面的换热模型,对其在低气压下的输出、自然对流影响等进行分析,并与低气压下的测试结果进行对比。试验结果显示,在1400 Pa低气压下,热球风速探头表面仍以强制对流换热为主,探头灵敏度约为10.1～0.2 mV/(m·s~(-1)),可以用于极低压力下的风速测量。     

星载GPS无线电掩星地球大气探测的现状及发展

简要介绍了GPS系统及GPS掩星法大气探测的特点和发展历程，在此基础上进一步对比较有代表性的几个项目——COSMIC、GASP、以及EPS进行了较为详细的介绍，最后对星载GPS掩星法大气探测的发展趋势进行了预测。     

舱内失压下航天员热舒适度和散热量仿真

针对载人登月舱内失压应急返回过程中,不同条件下航天员穿着舱外航天服维持生存时的热舒适度问题,基于Matlab建立了人-航天服热模型。其中人体热模型基于Fiala模型建立,航天服热模型使用集总参数法建立。经过不同工况的对比,仿真结果与文献数据基本吻合,验证了模型的正确性。在此基础上,基于DTS热舒适度计算方法对不同失压紧急情况下的人体热舒适度进行了分析,得到了舱内不同环境下人体热舒适度、航天服所需散热量和通风气体湿度的变化规律,并提出了系统优化方案,为我国应急舱内压力防护系统的设计和生保方案制定提供了参考。     

多根管型装药固体火箭发动机初始压强峰影响因素研究

为了解多根管型装药固体火箭发动机实验时出现的过高的初始压强峰的问题，采用实验研究和理论分析相结合的方法，对点火药量、药柱数量、限燃面积对初始压强峰的影响进行了研究。结果表明：对于多根管型装药固体火箭发动机，发现点火药量对初始压强峰影响较小，减少点火药量不能有效降低初始压强峰；药柱数量和限燃面积对燃通比和初始压强峰影响较大，装药数量从7根减少为6根时，初始压强峰减小了57%；限燃面积为装药外表面面积的0.22倍时，初始压强峰消失。同时，得到了该类型装药的侵蚀函数，其临界燃通比为50.10。     

航天器真空热试验中附加热流的分析及对策

航天器在空间环境模拟器内进行真空热试验时,各种非热沉结构均会产生附加热流。附加热流会造成热平衡试验中背景热流偏大,影响对整器热设计的验证;也会造成无法满足真空热试验所需的低温维持和降温速率要求,影响对航天器环境适应性的有效考核。文章分析总结了空间环境模拟器内造成附加热流的主要因素,提出了相应的改进措施,其中部分措施在试验中已成功应用。     

载人航天器乘员舱空气龄分布数值仿真及试验研究

引入空气龄指标作为载人航天器舱内空气质量新的评价标准。通过空气龄分布研究,能够找出舱内新鲜空气供给较差的位置。建立了载人航天器乘员舱仿真模型,利用FLUENT软件UDS方程求解了舱内空气龄分布。采用示踪气体下降法对仿真结果中空气龄数值较高的位置进行了空气龄试验,测试结果与仿真结果吻合良好。文章的研究结果有助于指导未来我国空间站乘员舱通风系统的设计。