高真空低重力环境下液态工质排放地面模拟试验研究

针对航天器在空间高真空低重力环境下的流体回路液态工质排放有关问题,以月球环境为例,搭建了月球重力等效地面试验系统,开展地面真空排放试验,获取了工质排放过程中的管路压力和温度变化规律,分析了影响工质排放速率的因素。试验结果表明：工质排放过程中管路的温度基本不变,回路初始压力、工质沿程温度以及排放口温度对于排放速率的影响较小。     

大功率通信卫星热真空试验闭环控温方法

为了提高大功率通信卫星整星热真空试验的控温精度、降低控温风险,设计了一种应用PID闭环控制技术对星上热管网络进行闭环控温进而对整星温度进行自动控制的方法。在某大功率通信卫星整星热真空试验中,进行了星上典型热分区的PID参数自整定试验,并参考自整定试验结果确定了星上PID自动控温参数,应用PID闭环自动控温方法对卫星进行整个热真空试验过程的自动控温,控温精度达到±0.5 ℃,满足试验控温要求,提高了试验控温的准确性与安全性。     

FC72-氮气混合气体流动冷凝效率研究

混合气体（可凝蒸气与不可凝气体）相对于纯可凝蒸气,其流动冷凝过程更为复杂,冷凝效率受不可凝气体的浓度及冷凝温度影响.为对空间任务蒸发冷凝实验平台排放的废气FC72进行清理回收,针对所研制的FC72气液分离与收集器,在地面环境下对不同浓度的混合气体在不同冷凝温度下进行了流动冷凝效率实验.结果表明,对于FC72与氮气的混合气体,当冷凝器温度一定时,随着FC72浓度的增加,该气液分离与收集器的冷凝效率提高.在冷凝器温度约为-10℃,FC72浓度高于70%时,流动冷凝效率达到80%以上;当冷凝器温度降低至约-13℃,FC72浓度高于30%时,流动冷凝效率达到70%以上;当冷凝器温度降至约-15℃,FC72浓度高于20%时,流动冷凝速率均达到60%以上.     

一种测量航空发动机T_4温度的新方法

采用热电偶信号放大集成电路AD595结合镍铬─镍铝热电偶温度传感器 ,设计了航空发动机T 4 温度热电偶测温电路 ,实现了冷端自动补偿、热电偶断线报警信号输出功能。实测数据分析表明 :输出幅值大 ,误差小 ,重复性好。测量电路简单 ,具有较强的实用性。     

加力燃烧室壁温测量试验研究

加力燃烧室燃烧段的壁温对飞机和发动机的安全关系重大,单靠数值计算是很不够的,目前主要靠测试取得。燃烧段通常是双层壁,加风罩则为三层。本文介绍了内外壁和风罩的温度测量方法及其试验研究。该方法对加力燃烧室的研制具有重要意义,无论是对于新机还是批生产发动机都有重要的参考价值。     

基于钠激光雷达观测数据的中间层顶大气温度分布特性研究

作为中间层和热层的边界层,中间层顶存在多种能量交换方式,是大气能量耦合的重要区域。本文利用部署于中国科学院廊坊临近空间大气探测站的钠荧光多普勒激光雷达2013年的观测数据,研究了廊坊上空中间层顶区域大气温度的年度和季节分布特性,并分析了影响温度分布的多种因素。年平均温度廓线图显示,中间层顶位于约97.5 km高度处,温度约191.2 K。受放热化学反应的影响,年平均温度廓线91 km高度处出现了一个198 K的相对温度高点。中间层顶区域大气温度的季节分布受太阳辐射和大气动力学因素综合影响,夏季在大气动力学影响下,中间层顶高度较低,位于88 km高度处,温度也较低,约177 K;冬季太阳辐射起主导作用,中间层顶位于99 km高度处,温度为181 K。通过拟合月平均温度分析了中间层顶区域大气温度年变化和半年变化的振幅和相位特征。结果显示,中间层顶区域上部温度分布主要受太阳辐射的影响;在中间层顶区域下部,大气波动主导了温度分布。     

Spectroscopy peculiarities of thermal plasma of electric arc discharge between electrodes with Zn admixtures

Plasma of the free burning electric arc between Ag–SnO₂–ZnO composite electrodes as well as brass electrodes were investigated. The plasma temperature distributions were obtained by Boltzmann plot method involving Cu I, Ag I or Zn I spectral line emissions. The electron density distributions were obtained from the width and from absolute intensity of spectral lines. The laser absorption spectroscopy was used for measurement of copper atom concentration in plasma. Plasma equilibrium composition was calculated using two independent groups of experimental values (temperature and copper atom concentration, temperature and electron density). It was found that plasma of the free burning electric arc between brass electrodes is in local thermodynamical equilibrium. The experimental verification of the spectroscopic data of Zn I spectral lines was carried out.     

活塞式航空煤油发动机冷启动性能试验

针对启喷转速、燃油温度、点火能量等影响因素,在一台排量650 mL的单缸试验机上,开展了对航空煤油发动机冷启动性能的试验研究。结果表明:随着启喷转速的提高,启动时间呈现先变短后变长的趋势,启喷转速为1 200 r/min时启动时间最短;燃油温度的提高对冷启动性能和燃烧特性都有提升,在本文试验条件下,燃油温度为50 ℃时即可成功启动;提升点火能量对火核形成和火焰传播都有积极影响,可显著缩短启动时间,但当点火能量增大到75 mJ之后,其改善作用已不明显。     

高温高速气流总焓接触测试法对比分析

发动机尾焰、燃烧加热、电弧加热器等高温高速气流总焓测量存在较大误差,采用结构优化的质量吸入水冷焓探针,标定后的驻点热流和驻点压力探针(Fay-Riddell公式法)对高温高速气流总焓进行了对比测试。结果表明:焓值为2.5~5 MJ/kg时,焓探针的测试误差约为3.38%,采用Fay-Riddell公式法获得焓值的误差约为3%。焓探针与Fay-Riddell公式法平均偏差约为4.65%。在地面模拟试验时采用两种测焓方法确定测试精度,对减小高温高速气流测焓误差,提高试验模拟精度具有积极的作用。     

发动机唇口电热防冰系统性能仿真

采用三维耦合传热方法对发动机唇口电热防冰系统进行了多状态下的性能仿真,获得了唇口表面平衡温度及动态温升响应时间,以此评估防冰系统性能,并通过与冰风洞试验结果对比,对仿真过程进行了修正。研究表明:唇口表面加热区平衡温度均高于273.15 K,温升响应时间小于60 s,满足防冰需要,较为严酷的防冰状态点主要为飞行速度较大、环境温度较低的状态点;修正唇口材料导热系数后,仿真与试验结果吻合良好。研究结果能有效指导工程研制,对提高防除冰仿真分析结果的准确性提供了很好的借鉴。