微波电热推进

微波电热推进微波电热推进是一种新颖的推进方式，且有广阔的发展和应用前景，它具有小推力、高比冲、长寿命和机动性好等特点，尤其适用于轨道站和空间飞行器的机动飞行。由微波发生器产生的微波，在腔体（相当于燃烧室）内产生等离子发生区，工质（即工作气流）经过该区...     

电热增强段复合传热的数学模型及数值分析

考虑物性随温度和压力变化，在内筒壁ｑ１＝常数下，导出电热增强段辐射－对流复合传热过程的数学模型。利用这一模型计算环道湍流透热空气温度的沿程分布，内、外圆筒壁温分布及壁面辐射率ε、半径比γ、电功率Ｑ和流量Ｇ对其的影响。估算了电热元件的工作温度。还用实验验证了模型计算的可靠性。本文方法和计算机程序可用于电热增强段的分析和设计     

客梯车实现航空器除冰功能的研究与应用

本文提出一套利用客梯车实现航空器除冰／防冰功能的切实可行的方案，通过对客梯车结构和燃油式高温高压清洗机结构的改造，将两者有机组合，加装除冰液／防冰液储液箱，在不影响客梯车功能的前提下，以较少的投资，使其具备了除冰／防冰作业时机动性强，液体加温快，压力大，除冰／防冰效率高的特点，实验了一车两用，与投资200万元以上购置进口除冰车相比，仅需投资20万元左右，因而具有非常广阔的应用前景。     

飞机防冰与除冰技术综述

飞机结冰指的是飞机飞行时外表面上水份积聚冻结成冰的现象。飞机结冰不仅影响飞机的气动外形。而且影响飞行安全。在本文中。作者阐述了飞机表面的结冰现象及其影响因素；总结了现有的飞机防冰与除冰技术；最后还对几类飞机防冰试验进行了综述。     

气隙构型对高频交流SDBD防除冰激励器的温升影响

等离子体激励具有电离效应、气动效应和热效应,可被用于飞行器防除冰。背面电极的气隙构型对于交流供电的沿面介质阻挡放电（SDBD）防除冰激励器的单周期放电次数和放电电荷分布均有影响,电源频率也为影响激励器温升的重要因素。目前对于交流SDBD温升效果的研究均是基于背面电极无气隙的构型,且缺乏激励频率大于15 kHz的高频条件。为此制作了背面电极有气隙和无气隙的对照构型,在35~55 kHz的高频范围内,采用电学特性、红外测温、放电形态相结合的方式研究了交流SDBD防除冰激励器温升特性。结果表明：施加相同的电压或频率时,背面电极有气隙构型的SDBD激励器的裸露正面最高温度相比无气隙构型激励器可提高至151.51%;背面电极气隙的存在也可以使激励器正面尤其是正面等离子放电反方向的温升区域扩大;增加频率使交流SDBD激励器的温度非线性提高,有助于降低高压击穿风险。     

平面铝板上的压电振动除冰方法

以平面铝板为对象,对压电振动除冰方法进行了理论与实验研究。使用有限元方法(FEM)分析了压电片(PZT)长度和厚度对所激发结构模态振动强度的影响。建立了冰层的二维受力模型,分析接触面上的切应力分布,为除冰模态的选取提供指导。结果表明,理想情况下当PZT长度约为某模态半波长的奇数倍时,对该模态的激发效果最好,此外压电片长度还受到结构表面应变分布的影响。在满足强度要求的前提下,压电片厚度应尽量小。结构与冰接触面上的最大切应力出现在结冰边缘部位,大小与结构表面的应变有关,在振动节线附近的切应力最小。实验获得了较好的验证结果,除冰功率约为36.5 W/m2,比电热除冰方法的功耗低1~2个量级。     

基于虚拟热源法的飞机电热风挡传热数值仿真（英文）

为解决弧面外形的飞机电热风挡传热数值仿真过程中因薄膜热源对应的网格厚度过小易于导致的网格负体积、非物理解等问题,基于电热风挡薄膜热源厚度范围(10^-9～10^-7 m)较其相邻多层介质厚度较小这一事实,结合傅里叶传热理论分析,构建了一种针对飞机电热风挡传热数值仿真薄膜热源处理的虚拟热源法。该方法通过设定薄膜热源虚拟物性参数弱化薄膜热源实际厚度对其相应仿真网格厚度的约束,从而实现薄膜热源厚度与其对应网格厚度的解耦。利用该方法对2种不同薄膜热源网格厚度的电热风挡模型进行了非稳态传热数值仿真,并将仿真结果与按实际薄膜热源厚度设定网格厚度及物性参数的电热风挡模型仿真结果进行对比发现,虚拟热源法求解的仿真结果与按常规设置求解的仿真结果在温度和时间两个维度上均吻合。因此,在求解类似电热风挡这种具有薄膜内热源的非稳态传热问题时,可在构建网格模型时按需设定薄膜热源网格厚度,并在求解时采用虚拟热源法,以避免网格负体积或非物理解问题的发生。     

结冰环境下结冰/除冰过程的气动参数测量实验技术

采用结冰风洞实验方法,在0.3m×0.2m结冰风洞第二实验段对圆柱模型的结冰/除冰过程进行了气动参数测量实验。建立了电加热圆柱模型和适合低温高湿环境的五分量外式微量天平,获得了结冰气象环境下圆柱模型结冰/除冰过程的气动力/力矩随时间的变化规律。喷雾对载荷和动压的影响可以忽略,单位时间内模型受到喷雾的最大水平力、最大动压增量分别为0.6%和0.2%。基于结冰风洞低温高湿环境的测力实验技术可以捕捉结冰/除冰过程的气动力/力矩变化。结冰过程中,圆柱模型阻力系数随时间不断增大,呈现出近似线性增长趋势,而升力系数、俯仰力矩系数、偏航力矩系数、滚转力矩系数的变化可忽略不计。除冰过程中,前缘冰壳滑动改变了姿态,会造成阻力系数、偏航力矩系数、滚转力矩系数等迅速变化,其对气动性能的影响难以预测。      

机翼展向不同部位结冰对飞机气动力特性影响研究

机翼展向不同部位结冰对飞机气动力特性的影响规律是机翼防除冰系统设计需要考虑的重要因素之一。通过风洞试验方法,将机翼不同部位的模拟冰型加装在飞机模型上进行常规测力试验,研究巡航构型、着陆构型下的机翼展向不同部位结冰后的升力特性、阻力特性、俯仰力矩特性的变化规律。同时通过数值计算的手段,分析机翼不同部位结冰的流场细节特征。研究结果表明,机翼中段结冰对飞机气动力特性影响最为严重,翼根和翼尖结冰影响较小,研究结果为制定高效合理的防除冰系统提供技术依据。     

边界形状影响等离子体射流扩展特性的实验研究

为了探索燃烧室边界形状在控制燃烧稳定性方面的特性,设计了圆柱型和圆柱渐扩型充液室,运用高速录像系统研究了等离子体射流在充液室中的扩展过程.结果表明:等离子体射流在液体工质中扩展时,等离子体液体两相流体速度差较大,Taylor-Helmholtz不稳定效应强烈,圆柱型充液室中,Taylor空腔界面自由,界面增长随机脉动性较大;渐扩型充液室能够使两相流边界受到约束,使Taylor空腔沿着充液室边界逐级扩展,从而减弱了Taylor-Helmholtz不稳定效应,有效抑制了界面增长的随机脉动性.放电电压、喷嘴直径和渐扩结构因子△D/L对Taylor空腔扩展过程均有不同程度的影响,通过对这些参数的优化匹配,可以在一定程度上实现对射流扩展过程的控制.