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研制了氩壁稳电弧等离子体装置,其最大功率25kW,电流0~140A,4小时内电流的稳定性0.005%,纹波系数0.1%。在可靠的状态诊断实验基础上测试了主要性能。当压力为0.1~0.5MPa、电流不小于20A 时,电弧轴心区等离子体是LTE(局部热力学平衡)的。60A 电流下4小时内 ArI430.0nm 谱线辐射的稳定性±1.0%,1个月内的再现性±1.8%,温度可调范围10000~16000K,不确定度0.4%。同时测定了某些特定谱线斯塔克宽度与电子密度的实验关系。结果表明,性能完全达到了建立10000~15000K温度和近紫外高强度及真空紫外辐射标准的要求。 相似文献
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超音速燃烧室试验设备需要加热空气达到所模拟的飞行状态的总焓,采用电阻加热器可以提供纯净的来流空气。西北工业大学建立了采用连续式电阻加热器的超音速燃烧室直连式试验平台。设备的初步调试结果显示:该电阻加热器最高可将流量0.73kg/s的来流空气加热至1000K,可以利用该平台进行低飞行马赫数的超音速燃烧室试验研究。本文利用该试验平台进行了超音速来流条件下的氢气燃烧试验研究,并在此基础上开展了氢气引燃煤油的点火试验研究。 相似文献
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预混超声速气流斜激波诱导脱体爆轰研究 总被引:3,自引:0,他引:3
为了研究高静温预混超声速气流中爆轰的机理问题,利用自主设计的连续式加热器来产生马赫数为2.6,静温大于700 K的氢/空气预混超声速气流,并采用高速纹影技术来观测斜激波诱导脱体爆轰的直接起爆和发展的动态过程.研究表明,实验得到的起爆前斜激波和起爆后脱体爆轰波的角度与理论分析结果非常一致.并发现由激波诱导爆燃向激波诱导脱体爆轰的转变过程非常快;而且对于当前初温较高当量比较低的混合物,会出现爆轰波突然熄灭与重新起爆的现象.当前研究为爆轰燃烧在高超声速推进中的应用提供了重要参考. 相似文献
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氮气源系统是根据我国大型空间环境模拟设备对纯净氮气的需要而设计的。文章介绍了该系统的主要理论计算部分,包括压缩机供气量的估算、主管路管径的选择、汽化器换热能力的计算、电加热器功率的计算等。 相似文献
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舱外航天服手套加热方案探讨 总被引:4,自引:0,他引:4
针对舱外作业中航天员常常因手冷而不得不提前回舱的情况,提出了主动加热的方法。利用边界元法以边界点上未知函数满足积分方程为基础进行近似计算的特点,建立了手部和舱外航天服手套温度场三维计算模型,通过模拟试验件验证了模型。模型针对航天员处于太阳和地球辐射阴面时提出了舱外航天服手套主动加热的优化方案,并通过模拟试验件验证加热方法合理。 相似文献
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航天器热设计中的系统性和鲁棒性 总被引:1,自引:0,他引:1
从航天器系统设计最优的角度,讨论了热设计应关注的几个问题:系统最优而非分系统指标最优的热设计原则,合理并充分利用航天器资源的热管理思路,解决航天器研制问题的热设计最小重构手段,适应航天器在轨意外故障的鲁棒性热设计方法。提出了现阶段航天器热设计应适当增加主动热控比例的设计原则;结合卫星应用实例,给出了充分利用电加热这种简单可靠的主动热控手段,来提高热设计鲁棒性,从而提升热设计系统性的方案和流程。 相似文献
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介绍了常规高超声速风洞增设加热器的必要性及不同类型加热器的优缺点,重点介绍了电预热金属蓄热式加热器的设计温度、内径、对流换热系数和蓄热长度等性能参数的计算方法。调试结果表明,加热器的所有性能参数均达到设计指标。 相似文献
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加热器喷管热-流耦合传热分析 总被引:3,自引:0,他引:3
针对加热器喷管中复杂的气、固、液多相流动传热问题,建立了三维热流耦合换热计算模型,分别对燃气、冷却剂和喷管室壁建立不同的控制方程,将辐射热量作为源项加入到方程中,进行流动和传热的耦合计算.采用此方法对美国AEDC(Arnold Engineering Development Center)喷管的流动传热过程进行了计算,数值计算结果与试验结果吻合较好.在此基础上对某超燃冲压发动机试验台水冷式加热器喷管的换热问题进行了三维数值模拟,并定量分析了辐射换热对加热器喷管壁面温度分布的影响.结果表明:冷却水流量取2.0 kg/s时,加热器喷管气壁最高温度为660K,膜温度为430 K,加热器能可靠冷却,其热效率满足试验要求,对于含有H2O和CO2这样的高温燃气,辐射热量对喷管壁面温度分布有较大影响,必须引入到温度场的求解之中. 相似文献