温度载荷下的药柱累积损伤分析

为研究温度载荷下的药柱累积损伤规律,应用线性累积损伤理论,建立了固体推进剂热粘弹性累积损伤模型,并根据不同应力水平下的蠕变破坏试验数据,获得了累积损伤的表达式;对药柱进行了热粘弹性有限元计算,得到了药柱危险部位的最大Von Mises应力随温度的变化规律,并讨论了不同贮存温度对药柱累积损伤的影响,最后针对典型海区的不同贮存温度进行了药柱的累积损伤算例分析.结果表明,温度是影响药柱损伤的重要因素,在热应力较大时药柱损伤并不总是较大;温度、应力大小以及作用时间共同决定着药柱的累积损伤.     

波瓣尾缘切角对涡扇发动机混合排气系统气动热力性能影响

为了获得尾缘切角对涡扇发动机波瓣强迫混合排气系统的流场、热混合效率、总压恢复系数以及推力系数的影响,以涡扇发动机波瓣强迫混合排气系统为研究对象,采用基于Navier-Stokes方程的三维数值模拟方法对不同波瓣尾缘切角模型进行了计算并得到了气动热力性能的影响规律.结果表明:较大的尾缘切角造成在尾缘截面前主次流更早的提前混合,使流向涡的产生和发展在位置上向上游提前,以至于在尾缘截面之后的一定范围内混合效率更高.但大尾缘切角同时也造成较大的能量损失,以至于总压恢复系数较小,总的混合效率偏低:相比0°切角,25°切角的总压恢复系数减小了0.34％,热混合效率减小了11％.适当的尾缘切角修形可以增大推力系数.     

纳米隔热材料热辐射特性的理论计算

高温下纳米隔热材料内热辐射的影响将显著增强,其热辐射特性对热辐射传热有很大影响。为了认识高温纳米隔热材料的热辐射特性,采用Mie理论建立了掺杂纤维增韧剂和遮光剂的纳米隔热材料热辐射特性理论计算方法,编写了纳米隔热材料热辐射特性计算程序,对某纳米隔热材料的热辐射特性进行了理论研究,得到了光谱衰减系数、光谱散射反照率以及全光谱平均辐射特性参数及散射相函数。理论模拟结果表明:在3～9.5μm波长范围内,纳米隔热材料对热辐射具有强烈的衰减作用,对3～7μm的热辐射呈现强烈的散射特征,对7～9.5μm的热辐射,随波长增大散射特征逐渐减弱,对9.5μm的热辐射呈现较强的吸收特征。在300～1 300 K,该纳米隔热材料全光谱平均衰减系数>5×104 m-1,平均散射反照率>0.96,具有较强的前向散射特征,这些特征来源于遮光剂粒子,增韧剂影响很小。     

DZ125定向凝固高温合金长期时效后的显微组织和超高周疲劳行为

 选用950 ℃时效温度,对DZ125定向凝固高温合金进行了500、1 000、1 500 h的长期时效。利用超声疲劳试验机测试了合金的超高周疲劳性能。采用扫描电子显微镜、透射电子显微镜和电子背散射衍射(EBSD)研究了合金的显微组织和超高周疲劳行为。结果表明:长期时效对DZ125合金的组织稍有影响,长期时效后合金的点阵错配度降低,随着时效时间的延长,γ'相聚集长大更加明显,未出现拓扑密排相(TCP)等有害相;长期时效对DZ125合金的超高周疲劳性能稍有影响,随着时效时间的延长,疲劳性能呈下降趋势,疲劳断口较平整,裂纹起源于试样的表面,在超高周疲劳后合金的晶粒发生了小幅度旋转。     

高能合成煤油GN-1性能研究 --“液体火箭推进”专刊

结合火箭发动机工程应用环境,研究了GN-1煤油高温高压热物性、安全特性、传热结焦性能以及点火延迟性能,并和现役火箭煤油作了对比分析。采用商业仪器对GN-1煤油在最高200℃、最高压力25MPa范围内的密度、黏度、定压比热容、导热系数、表面张力进行了实验测量。在实验数据的基础上,依据基团贡献法、基于比容平移法则的P-R方程、摩擦理论、广义对应态原理分别对GN-1煤油在最高350℃、最高压力60MPa范围内的密度、黏度、定压比热容、导热系数、表面张力进行了理论计算,建立了GN-1煤油的密度方程、黏度方程、导热系数方程,并将方程的计算值与实验值进行了对比,计算偏差较小。对GN-1煤油和火箭煤油的安全性能进行对比研究,GN-1煤油的闪点为40℃,自燃温度为305℃,高于火箭煤油(225℃);燃点为47℃,低于火箭煤油(82℃),GN-1煤油的爆炸极限范围为0.44%-2.9%（40℃）。GN-1煤油和火箭煤油的急性经口毒性LD50＞5000mg/kg,均属于第五级化合物（实际无毒）。在入口压力10 MPa,流速10 m·s-1,内壁温480℃条件下,GN-1煤油的传热系数比火箭煤油提高14.4%,建立了传热准则方程。GN-1煤油出口油温220℃时试验段平均结焦速率是出口油温150℃时的4.43倍,GN-1煤油不锈钢材质管路中试验段平均结焦为高合管材质管路中的22.3%。在970K-1105K温度范围内,GN-1煤油的点火延迟时间为320μs-471μs,是火箭煤油的55.6%-69.3%。相关研究可对发动机可靠设计及应用提供重要参考。     

蓄热式太阳能热光伏-热推进双模系统换热特性数值模拟研究

本文通过三维数值模拟研究蓄热式太阳能热光伏-热推进双模系统的蓄/释热特性和推进性能。在蓄热式太阳能热推进系统工程模型的基础上,通过射线光学的光路分析验证了聚光器设计的合理性,并获得吸热腔壁面能量分布情况,进一步研究了相变蓄热过程的影响因素。基于场协同原理对热光伏再生冷却结构进行了优化设计,使热光伏具有较好的散热特性,提高发电功率;通过整机流动换热仿真,分析了工质流体在推进器内部的换热情况,计算结果表明,蓄热式热推进器具有达到734s比冲和0.9N推力的推进性能,以及能够满足日蚀区微小卫星的供电和推力需求。     

我国深空探测领域防热材料的进展与需求

我国深空探测任务的不断发展对航天器的防热技术提出了更高的要求,而先进的防热材料是防热技术发展的重要支撑。本文主要针对月球探测返回任务和火星探测任务,重点介绍了我国在防热材料领域所取得的研究进展,并对未来以火星与小天体探测返回、火星大气制动、以及近日探测为代表的深空探测任务中防热材料的发展和需求进行了展望。     

多层隔热材料的性能研究

本文从多层隔热材料的实际应用条件出发,研究了它们在几种层密度下的隔热性能,特别包括了在层密度较高情况下的性能。为了改善多层隔热材料的隔热性能,采用了间隔几层隔离层的组合形式。压缩负荷对层密度、隔热性能的影响也进行了初步的研究。     

载人航天的热真空试验

据对国外情况的调研,讨论了载人航天热真空试验的特点与试验目的,提出了三类15项试验项目;讨论了载人航天器整体热真空试验的必要性,提出了分别进行舱外与舱内环境下的单舱或联舱试验的建议;分析了载人航天器热真空试验的特点与应用,提出了在卫星用试验设备上附加航天员所需专门装置,满足试验需要的设想。     

空间站大面积太阳翼热分析

本文在一定的假设条件下，对空间站大面积太阳翼进行了系统的热流和温度场计算。在计算中利用矢量分析和坐标变换的方法求解出了太阳直接辐射1地球红外辐射和地球反照的辐射角系数，再根据传热学理论建立了瞬态热平衡方程，应用有限单元法对热平衡方程进行了求解。本文通过计算给出了各项热流的大小及在总热流中所占的比例和太阳民办的瞬态温度场分布，对空间站大面积太阳翼设计及热控制具有一定的参考价值。