直升机动力舱冷却系统冷却孔进气优化设计

对某型民用直升机动力舱冷却系统冷却孔的进气性能开展优化研究,参考飞机辅助动力单元(Applicant power unit,APU)进气系统形式设计了两类收风装置。采用数值仿真手段,对比分析在多个速度的前飞状态和不同爬升率的爬升状态下3处冷却孔的进气性能。结果显示基于Scoop型设计的收风装置在直升机大速度前飞状态收风效果最好,但在小速度前飞状态进气性能没有得到改善。基于Flush型设计的收风装置同样具有改善进气性能的作用,其最显著优点是在所有飞行状态均保证较高的冷却进气量。为后续的优化设计研究工作指明了方向。     

无线量子通信系统的安全性与对抗方法探讨

量子通信卫星的成功发射在全世界范围内掀起了无线量子通信研究与应用的热潮,量子通信的高度安全性似乎已经达到了战场通信的终极目标,但实际上这是一种误解.针对这一情况,在简要介绍量子通信系统常见类型的基础上,对通信系统的安全性与有效性、可靠性进行了必要的区分,指出目前仍然能够利用无线量子通信工程实现中的缺陷来进行窃听,而且可以通过对无线量子通信传输的压制干扰来极大地降低其有效性与可靠性,甚至达到阻断无线量子通信传输的目的.以上探讨对于更加深刻地认识和理解无线量子通信系统的特点,以及从电子对抗向量子对抗的应用扩展推进具有较重要的参考意义.     

估计理论中的一个问题

本文讨论了无偏估计和有效性中的一个问题 ,指出文〔3〕中一处失误 ,并通过反例 ,给出正确的结论。     

高超声速飞行器前缘主动冷却影响因素

主动冷却技术是目前高超声速飞行器发展的重点方向,对不同的主动冷却方式进行组合可实现优势互补,能为承受热流密度极高的飞行器前缘提供有效的热防护。以高超声速飞行器前缘气膜-发散组合冷却结构为研究对象,建立CFD数值计算模型,研究来流攻角为0°、4°和12°时对组合冷却效果的影响,对不同前缘上楔角构型的组合冷却效果进行分析。结果表明,攻角的出现使前缘模型上下半段的温差增大,上下壁面的温差最高可达639.2 K,攻角的改变通过影响外壁面压力的分布来影响结构中冷却剂的流量分配。增大前缘上楔角会使冷却剂向多孔介质下游输运的距离减小,外壁面温度与上楔角之间呈现近似线性增长的趋势。     

涡轮叶片表面温度场及综合冷却效果试验研究

涡轮叶片温度场分布受到气膜孔排布方式和内冷通道的影响,涡轮叶片结构不同导致传热特性不同.为了更准确获得有气膜冷却条件下涡轮叶片综合传热特性,设计试验方法在叶片中截面采用埋入式热电偶测温,通过热电偶测温与红外测温结合获取更准确的温度场,展开试验研究获得了流量比、温比和落压比对叶片综合冷却效率的影响规律.     

高功率射频真空热试验负载设计研究

文章研究了通讯卫星真空热试验时高功率射频RF的吸收冷却措施及安全策略,即通过RF负载及冷媒,将入射的电磁波能量转化为其它形式的能量(主要是热能)而损耗掉.综合考虑RF负载的反射率﹑温控﹑结构特性﹑安全等因素,文章提出了4种形式的结构负载,并分析比较了各自的优缺点.     

核反应堆空间应用研究

对美国、俄罗斯等国家的核反应堆空间应用进行了研究。其中包括:美国最早研究的SNAP-8系列,可提供多种组合输出的SP-100布雷顿能量系统,应用于火星表面的核反应堆MSR系统等;俄罗斯和日本在月球表面或火星表面应用的核反应堆。重点对空间核反应堆的堆型、堆芯冷却方式、热电转换方式、废热排放方式、辐射屏蔽模式等进行比对分析。结合月球基地能源系统的应用背景,对实现核反应堆空间应用需要解决的关键技术进行了分析,如发射安全技术、无人自主管理技术、空间低重力环境适应性及辐射防护技术等,可为我国未来空间探测任务的能源系统研究提供借鉴和参考。     

轻质钛合金喷管在氢氧发动机上的应用研究

为降低发动机质量,提高其推重比,将轻质高温钛合金TA15用于液氢液氧发动机推力室喷管,模拟了全尺寸再生冷却钛合金喷管的工作特性,设计了TA15钛合金铣槽式再生冷却缩尺喷管,采用扩散焊工艺生产了缩尺喷管试验件,成功进行了热试验.试验结果表明钛合金氢再生冷却缩尺喷管在高温富氢燃气环境下能够短时间安全稳定工作,传热可靠,最高气壁温达1 017 K,冷却通道流阻及氢温升实测值与计算结果基本一致.最后简要介绍了钛合金的氢脆特性.     

液氧/甲烷发动机推力室肋强化换热技术数值研究

为了提高液氧/甲烷发动机再生冷却通道中冷却剂的吸热效率,同时提高该区域的热防护能力,对带有4种不同肋结构的推力室进行了三维稳态耦合传热计算.分析结果表明,在推力室燃气侧壁面设置纵向肋之后,通过引入等效平均热流密度能够描述带肋发动机推力室壁面的实际换热特征.设置人工粗糙度能够使壁面温度降低85.4 K,但会使压降增大0....     

液氧/甲烷发动机变截面冷却通道传热数值研究

为提高液体火箭发动机推力室再生冷却通道的冷却效率,对液氧/甲烷发动机推力室变截面冷却通道的耦合传热进行数值模拟,探究了冷却通道的高宽比对跨临界甲烷的湍流流动和对流传热的影响。燃气-冷却通道-冷却剂的三维耦合计算采用一种改进的迭代耦合方法。研究结果表明:在冷却通道横截面积不变时,增大冷却通道高宽比可以降低喉部燃气侧壁面最高温度。冷却通道的高宽比越大,冷却剂压力损失越大。但过大的高宽比会导致压力损失急剧增大,且进一步降低喉部壁面最高温度的效果不明显。燃气侧壁面温度在变截面冷却通道的突扩突缩处出现局部下降,且下降幅度会随着高宽比的减小而增加。大高宽比冷却通道中,喉部侧壁面附近发生传热恶化的范围有限,主要在肋侧壁面附近的下半部分。研究结果为推力室变截面再生冷却通道的设计提供了参考。