高速电弧放电加工SiC/Al的放电作用力特性研究

基于压电传感器,测量和研究了高速电弧放电加工Si C/Al的作用力。分析了作用力的波形特征,对比了不同放电介质中的作用力。研究了作用力的频率特性、以及作用力受脉冲宽度、峰值电流和放电电压的影响趋势,揭示了作用力与电弧放电加工时材料抛出过程的关系,给出了高速电弧放电加工航空航天Si C/Al薄壁零件时,降低作用力的可行措施。     

气动试验中低温等离子体的温度计量及展望

至少处于 LTE 态的等离子体,温度才有确切的定义。因此等离子体状态诊断是温度计量的基本前提。气动试验中低温等离子体的光谱诊断技术应当占有特殊重要的位置。开展低温等离子体温度计量的研究工作,其具有的意义远非共本身,而是可以依此进行状态诊断、温度测量.原子参数的测定和高温气体输运性质的实验研究等项有价值的工作。     

冲压发动机试验和模拟技术

模拟冲压发动机工作状态的流动条件需要独特的地面试验能力、暂冲式吹风试车台是一个经济设备,它能满足高流量和高压力比的要求。污染空气加热器提供了一种灵活而廉价的模拟弹道温度变化的有效方法。自由射流试验中,适当地模拟进口流动条件对发动机研制起着很重要的作用。本文讨论了冲压发动机地面试验要求,评论了直联式与自由射流的试验中模拟可用参数的方法,描述了满足气动模拟要求的技术与设备,并已证实是有效的。     

电弧加热流场品质优化初步研究

电弧加热器可以提供马赫数10以上连续式风洞运行总温、总压的参数要求,将其用于气动力试验风洞加热器,需要对其流场品质进行优化。通过改进电弧加热器的结构和配置冷气混合室及稳定段,改善了喷管出口参数在空间分布的均匀性和时间上的稳定性,并减缓了流场气流的旋转和脉动,提高了试验参数的重复性。经初步流场测试及天平测力可行性研究表明:流场核心区的总温及皮托压力偏差小于平均值的2%,试验测力数据与常规高超声速风洞接近。     

空间推力器用铠装热控器件技术研究发展概况（空间推进专刊）

空间推力器是调整宇航飞行器运行轨道和姿态的推进系统中的关键部件,为保证推力器启动温度和可靠运行,必须采用专门的热控设施。本文介绍了各类空间推力器的不同热控需求,重点阐述了目前空间推力器用铠装热控器件技术以及种类、性能和应用,总结了铠装热控器件的考核试验及判定指标,并提出了铠装热控器件技术的发展方向。     

DZ125合金真空电弧镀沉积复合涂层技术

采用真空电弧镀技术(arc ion plating,AIP)在DZ125定向高温合金基体上制备60μm沉积-扩散型复合涂层(NiCrAlYSi+AlYSi)。通过扫描电镜(SEM)、X射线衍射分析涂层的组织及结构,涂层外层形成大量的β-NiAl相,涂层中Al浓度自外向内逐渐降低,形成具有浓度梯度的复合涂层,有利于高温下涂层表面形成致密的Al2O3保护膜,提高表面保护膜的自愈能力。对沉积-扩散型复合涂层的试样进行1150℃抗氧化实验和900℃抗热腐蚀等实验,评价其抗氧化、抗腐蚀性能,对涂层氧化速率及腐蚀速率进行表征。结果表明:复合涂层明显改善了合金的抗高温氧化性能,承温能力明显提高,寿命延长。     

空间推力器用铠装热控器件技术研究发展述评

空间推力器是调整航天器运行轨道和姿态的推进系统中的关键部件,为保证推力器启动温度和可靠运行,必须采用专门的热控设施。本文介绍了各类空间推力器的不同热控需求,重点阐述了目前空间推力器用铠装热控器件关键技术以及种类、性能和应用,总结了铠装热控器件的考核试验及判定指标,并提出了铠装热控器件技术的发展方向。     

Φ1m电弧风洞大尺度防隔热组件烧蚀热结构试验

针对大面积区域高焓、低热流、长时间气动加热环境,对1 m电弧风洞地面模拟试验系统进行了建设与完善,并引入了石英灯辐射辅助加热技术,对400 mm ×400 mm大尺度模型进行了试验,结果表明这种联合加热方式能够有效用于大尺度模型防、隔热及烧蚀热结构性能考核试验研究.     

印刷电路板式氦加热器热力设计方法与性能

印刷电路板换热器作为一种新型的微通道换热器,具有紧凑高效、耐温耐压、可模块化等优势,在火箭发动机中具有很好的应用前景,但目前将印刷电路板换热器应用于火箭发动机的研究很少。对火箭发动机氦加热器提出了印刷电路板换热器的设计思路,开发了热力设计程序,并对其进行了数值模拟。结果表明：印刷电路板式氦加热器芯体具有较小的体积和质量,冷热侧温降的模拟值与计算值最大相对误差为1.33%,冷热侧压降的模拟值与计算值之间的最大相对误差为18.51%,证明了所开发的分段热力设计方法用于印刷电路板式氦加热器具有较高的准确性。氦加热器的冷端换热能力最强,热侧流体流动更加剧烈,换热能力更强,但同时也有更大的压降。