反向式蒸发器芯层内蒸汽阻力的分析计算

对毛细抽吸两相流体环路（ＣＰＬ）系统在正常稳态运行时的状态进行分析,知反向式蒸发器在此情况下主要以芯层表面蒸发的方式传热。在此基础上,提出等厚膜层计算方法,且利用此模型对蒸汽在膜层内的流动阻力进行计算,知此阻力大小对一般ＣＰＬ回路来说,是应该予以考虑的。并从计算中知道,蒸发器芯层渗透率的大小对此流动阻力的影响甚大。     

马赫数连续可变跨声速湿蒸汽风洞的研制

用于跨声速气动测量的探针须从亚声速到超声速范围进行标定。变质量槽式喷管通过扩张段壁面上槽缝流出部分气流的自适应特性可在不同背压下得到不同出口马赫数,从而使标定气动探针的风洞实现马赫数从0到超声速的连续变化。为了研究采用湿蒸汽为工质的变质量槽式喷管的性能及优化其结构,采用三维犖-犛方程以及可实现犽-ε湍流模型对其进行了详细的数值仿真。结果表明收缩段型线、扩张段长度及壁槽尺寸等对喷管流场特性有重要影响,喷管进出口压比在一定范围内,槽式喷管有最优的收缩段型线、扩张段长度和开槽尺寸。根据数值仿真结果研制了马赫数从0到1.6连续可变的跨声速湿蒸汽风洞,对此风洞性能进行验证,表明该风洞在马赫数从零到超声速范围内可获得均匀、稳定的出口气流,满足跨声速湿蒸汽气动探针的标定要求。     

蒸汽发生器掺混工质对引射性能的影响分析

在火箭发动机高空模拟试验领域,常采用蒸汽发生器供应大流量的引射工质.蒸汽发生器利用燃料和氧化剂化学反应,并和掺混工质混合产生引射工质.为了分析掺混工质对蒸汽发生器供应引射工质的性能的影响,开展了理论计算研究.首先,分析了冷却水掺混量变化对引射器零二次流引射性能的影响,结果表明在最小启动压力点,随着冷却水量增加,最小启动压力增大,真空度提高,一次流流量增加,消耗的酒精先减小后增大;其次,分析了采用不同流量液氮作为掺混工质的引射效果,结果表明在最小启动压力点,随着液氮量增加,最小启动压力增大,真空度提高,一次流流量增加,消耗的酒精减少;最后,比较了2种掺混方法,发现采用液氮作为掺混工质,极限真空度更高,引射能力为采用水掺混的3倍.对于带有二次流的超超引射,二次流一致时,2种方式的压缩比相当,但液氮掺混工作范围更宽.     

航天飞机的弹射起飞

美国的“挑战者”号航天飞机,在地面的重量是2000余吨,其中的两个火箭助推器的重量各为590吨,约占整个航天飞机重量的57％;但是这1000多吨的火箭,仅仅能够为航天飞机在45公里以下大气层中飞行提供90％的动力,航天飞机在起飞的过程中,主发动机也     

没有逃逸塔的载人飞船

今年6月11日,长征二号F火箭成功发射了神舟十号载人飞船,电视台又一次直播了发射全过程,火箭点火起飞的瞬间令人震撼。随后,又回放了精彩镜头,当逃逸救生塔(简称为逃逸塔)抛离的画面出现时,电视台的主持人说:"很多观众问怎么区别(飞船)载人不载人?就看有没有逃逸塔。"无独有偶,去年电视台直播神舟九号飞船发射时,另一位主持人也说过同样的话。     

战术导弹弹射器的优化设计

本文以战术导弹燃气式活塞弹射机构为研究对象，运用经典内弹道学理论分析了整个弹射过程，建立了弹射机构的数学模型。利用影响导弹弹射过程的主要因素作为优化变量，在给出约束条件和目标函数的条件下，采用模拟退火算法对弹射器进行了优化设计。优化结果表明，所得到的优化参数满足弹射系统的性能指标。本文的研究对同类战术弹射器的设计有一定的参考价值。     

利用“蒸汽注入”技术提高国产燃机性能

以 WZ- 5发动机燃气发生器作为试验机 ,进行了“蒸汽注入”试验。本文对试验机的选择、改装、试验参数的确定以及试验方案作了较详细叙述。试验结果表明 :在注入蒸汽量 3.6 t/h的情况下 ,WZ- 5发动机功率可提高 4 0 % ,热效率可提高 2 5% ,发动机出口温度场没有变坏。     

一种改进的概括性卡诺循环燃气轮机及其性能预测分析

基于气体多变压缩以及等温涡轮燃烧技术，提山了一种改进的概括性卡诺循环燃气轮机，通过模型预测分析了其性能，并与传统燃气轮机进行了比较。结果表明，改进的概括性卡诺循环燃气轮机的效率有很大的提高，其循环是一种接近概括性卡诺循环的气体动力循环和一个蒸汽动力循环所构成的联合动力循环，有利于降低NOx的排放。     

暂冲式跨、超声速风洞中流动显示“蒸汽屏”方法

本文介绍暂冲式跨、超声速风洞(FD-06)中流动显示“蒸汽屏”方法使用的设备和研究情况。在马赫数为0.6～2.0,攻角直到25°时获得了试验段生成适合的雾密度所需要的水量及其控制参数;测量了来流湿度引起喷管轴向马赫数的变化;分析了凝结现象产生的机理。最后,给出典型的导弹模型“蒸汽屏”照片。并就其对复杂流场更好地理解和提供理论计算方法的作用进行了讨论。