涡轮导叶前缘多排孔冷气掺混数值模拟

针对某三维扭转冷却涡轮导叶在前缘开设3排冷却孔,冷却孔流向夹角均为90°,径向射流角分别为30°,60°和90°,分别采用点源项与真实孔射流两种方法对前缘冷却孔气动性能和冷却特性进行了对比研究,分析了点源项与真实孔冷气掺混机制以及不同径向射流角对叶栅通道流场和冷却特性的影响.结果表明:真实冷却孔射流对前缘附近约10%轴向弦长范围内的流动影响较大,冷却效果涵盖了整个导叶;点源项方法所得压力与非冷却涡轮很接近;冷气径向喷射角减小,真实孔模型导叶表面温度下降了8%~16%,而点源项模型导叶表面温度降低了21%~23%.在工程实际中不能将点源项法计算结果用作定量评估依据.      

脉管制冷机液氦温区高频特性

从主动制冷的角度,探索冷端无运动部件的低温制冷机-脉管制冷机高频下达到液氯温区的条件,在前期理论设计的基础上,研制了一台预冷型的单级高频脉管制冷机,采用低温惯性管和低温气库为调相方式,开展了频率、平均充气压力、预冷温度以及输入功率等对制冷机性能影响的实验研究.实验结果表明:当采用氦-4为工质,预冷温度为4.54 K,工作压力为0.775 MPa,工作频率为40 Hz时,该制冷机最低无负荷制冷温度达4.23 K.     

低温风洞新形式——换热引射式低温风洞

提出了一种新的低温风洞形式-换热引射式低温风洞。这种风洞比连续式低温风洞可以减少投资经费,比引射式低温风洞可以降低运转费用。风洞主要采用了换热器回收大量的风洞排出的低温气体来加热引射气流。经计算分析表明,这种形式风洞的液氮消耗量不仅远低于引射式低温风洞,甚至在很多运行工况低于连续式低温风洞。若能解决参数控制等问题,预计具有良好的应用前景。     

低温液体火箭发动机预冷自然循环回路的流动与传热特性研究

针对低温液体火箭发动机预冷自然循环回路的流动与传热过程,建立了一维非稳态均相流数学模型,采用反环状流和弥散流两种流型描述膜态沸腾流型及传热特性。数值计算结果表明：自然循环预冷回路中推进剂流量的不稳定特性是由驱动力——循环回路释热量的不稳定性造成的;预冷过程约80％的管路壁面温度下降由膜态沸腾所引起;反环状流和弥散流膜态沸腾流型的引入,可较好解释回流管壁面温度在预冷过程中的逆向分布规律。     

液体火箭发动机接力试验技术

在一项特殊要求、非例常的试验中,需发动机进行接力试车：在同一次试车中前后两个阶段分别使用两个不同厂家的氧化剂,在进行氧化剂切换时,发动机连续工作,即进行接力试车。为此,在原试车台试验系统的基础上,进行了必要的技术改造,建立了试车台发动机接力试车氧化剂试验系统。经热试车验证,改造后的系统工作安全可靠,满足发动机接力试验要求。     

中国自主木星冰卫星冰下液态海洋探测刍议

木星冰卫星(尤其是"木卫2")在整个太阳系中有非常独特的探测价值,也是当前国际深空探测最前沿、最受关注的领域之一。在对国外相关探测技术归纳总结的同时,结合木星冰卫星冰下海洋探测的若干科学问题,次表层模型、温度廓线及探测深度、电离层的影响等方面,提供了几种木星冰卫星冰下液态水海洋探测的新思路,并给出了一些初步的系统框架设计和次表层介电特性仿真分析等结果。通过对新方法、新模式的探索,有望对我国自主木星冰卫星的次表层液态海洋探测起到良好的借鉴作用。     

进化策略在火箭发动机静态特性研究中的应用

建立了全流量补燃循环发动机的静态特性的数学模型.描述静态特性的数学模型是由一组非线性方程组成的.采用基于进化策略的进化算法求解全流量补燃循环发动机的静态特性方程,将该模型的非线性方程组求解问题转化为求带有约束的极小值的优化问题,建立了进化策略计算模型.讨论了进化策略算法在进化计算过程中使用的变异算子、重组算子和选择算子的设计,以及对约束条件的处理方法.数值计算的结果表明,利用基于进化策略的算法可以在较大范围内进行全流量循环液体火箭发动机的静态特性研究.     

低温推进剂长期在轨蒸发量主动控制技术发展分析

为满足深空探测任务要求,基于低温推进剂长期在轨蒸发量主动控制技术的应用需求,对国内外低温推进剂长时间在轨蒸发量主动控制技术研究进展进行了分析,结合国内技术现状对低温推进剂长期在轨蒸发量主动控制关键技术进行了梳理,可为低温运载系统深空探测任务的开展提供参考。     

NF-6风洞喷液氮降温系统研制

通过降低试验气体温度来进一步提高NF 6增压连续式跨声速风洞的雷诺数,采用喷液氮降温的方式成功实现了降温运行。结果表明:风洞气流总温达到-20℃,有效提高了试验雷诺数。所叙述的NF 6风洞喷液氮降温系统的设计指标、总体方案、系统组成、系统调试等,为国内连续式降温风洞的建设积累了经验。      

热力学排气系统压力控制地面原理实验研究

低温推进剂由于其比冲高、无毒无污染,被认为是进入空间及轨道转移最经济、效率最高的化学推进剂,也是未来人类月球探测、火星探测以及更远距离深空探测的首选推进剂。热力学排气技术是解决低温推进剂长期在轨应用蒸发量控制问题的一项关键技术。针对应用于低温贮箱的热力学排气系统(TVS)搭建了地面原理实验平台,采用制冷剂R123为工质,开展了增压、混合喷射降压以及节流制冷3种不同工作模式下的实验研究,分析了不同阶段箱体压力及内部流体问题变化情况,实验验证了热力学排气系统的压力控制效果,与直接排气相比,热力学排气可节省41%的排气损失,该结果可为低温推进剂在轨贮存热力学排气技术的发展提供借鉴和参考。