天舟一号空间冷凝实验装置地基冷凝实验

天舟一号（TZ-1）蒸发与冷凝实验装置地面科学匹配实验是优化空间实验参数与两相试验系统技术参数的重要环节.通过地面科学匹配冷凝实验,控制冷凝实验输入条件,观察条件变化给非稳态冷凝换热带来的影响,可为空间实验数据处理提供修正依据.实验内容主要包括:改变冷凝台和蒸气温度,获得换热系数随时间变化的规律,从而指导空间实验数据采集和液池加热;通过实验验证蒸气压力对液膜换热系数的影响.实验还证明了冷凝台温度、蒸气温度、抽气压力等对换热系数也都有很大影响.地面科学匹配实验对于完善实验装置、优化工况与实验参数以及提高实验可靠性具有指导意义.      

漂移流模型在大管内气液两相流动的适用性研究

采用光纤探针测量方法对垂直上升管中空气-水两相流动的局部截面含气率分布规律进行了研究.实验选用的管径为100mm,气相、液相表观速度的范围分别为0~0.1 m/s和0~1.0 m/s.在对光纤探针法的测量精度进行评价和标定基础上,利用实验获得的截面含气率和气泡速度径向分布信息,得出了分布参数与漂移速度,在此基础上对几类漂移流模型进行评价,发现漂移速度的计算方法不同是导致几类模型计算结果存在较大差异的主要原因;综合比较结果表明,Hibiki-Ishii(2003)漂移流模型计算截面含气率具有较高的精度.     

简谐摇摆运动下窄通道内空气-水两相流摩擦阻力

矩形窄通道广泛应用于紧凑式换热器设计中,其内空气-水两相流动摩擦阻力受简谐摇摆运动影响而与稳定状态不同.笔者通过实验研究了摇摆运动条件下矩形窄通道内绝热两相流摩擦压降特性.结果表明:层流区(分液相雷诺数Rel<800)及过渡区(800≤Rel≤1400)摇摆条件下摩擦压降波动周期等于摇摆周期;湍流区(Rel>1400)摩擦压降没有明显的周期性波动.Lee-Lee模型能较好地用于摇摆条件下平均摩擦压降的预测,但不能用于周期性变化摩擦压降的动态预测.通过分析大量实验数据的变化规律,基于奇斯霍姆C(Chisholm)关系式,拟合得到了摇摆条件下瞬时摩擦压降经验关系式,其预测值与实验值有较好的一致性.     

基于ALE方法的群伞稳降阶段的数值模拟

随着计算机技术和数值模拟的兴起,精确描绘降落伞力学特性成为可能。文章采用任意拉格朗日-欧拉法对美国“阿波罗”飞船降落伞回收系统的稳降阶段进行了数值模拟。通过建立结构动力学与计算流体力学的耦合模型,研究了3具环帆伞的流固耦合过程,并模拟了降落伞的外形变化和伞衣内外流场的变化。流固耦合计算结果表明,各伞最终稳定在20＆#176;左右,环帆伞的群伞效率因数约为0.93,比C-9伞大。文章的分析结果对中国探月工程回收系统的主伞设计具有参考意义。     

一种直接入轨卫星变轨阶段的供电方案

相比传统的卫星自身变轨方式,直接入轨方式下卫星的主动段时间将延长到4~5h。为解决卫星直接入轨过程中由于主动段时间大大加长,导致卫星电能需求的增加,以及电源系统配置不必要的质量增加的问题,文章提出了一种在发射和变轨阶段通过运载火箭上面级向卫星供电的方案,即在上面级上增加了一套独立的一次性电源系统。该系统与卫星自身电源系统相结合,在发射和变轨期间优先使用,卫星自身电源根据负载用电情况自主介入,能很好地解决卫星直接入轨方式下主动段的电能需求问题。     

不凝气体对航天器两相热控设备性能的影响

不凝气体(NCG)是影响航天器两相热控系统性能和寿命的关键因素之一。文章总结了NCG产生的机理,即材料相容性、物理吸附与脱附,以及空间极端环境下工质的分解;介绍了NCG对航天器传统热管、环路热管和重力驱动两相流体回路热性能的潜在危害,包括工作温度升高、总热导减小、启动困难,甚至引起运行失效;从工程应用角度,提出了NCG问题的抑制措施,如对于环路热管,可加装半导体致冷器,对于两相流体回路,可增大储液器体积或减少工质充装量。     

圆环形燃烧室两相混气旋转爆震波传播过程实验研究

为分析不同燃烧室结构和来流工况对两相混气旋转爆震波传播过程的影响,在圆环形燃烧室内进行了实验研究。获得了不同来流总温T、燃烧室出口堵塞比β以及混气当量比φ对旋转爆震波传播特性的影响,并对典型工况下圆环形燃烧室内旋转爆震波传播频率和切向热声耦合燃烧固有频率进行了计算。结果表明,燃烧室出口堵塞比变小时有利于旋转爆震波的稳定;旋转爆震波传播速度随来流总温和当量比的提高而增加;在两相混气中获得了一种传播速度大幅低于C-J理论值的低速爆震波。     

基于自适应线性调频小波的多孔孔板气液两相流动态差压信号的时频分析研究

气液两相流在流动过程中表现出非平稳的特性,简单的频域分析或时域分析方法不能很好地分析信号的波动特性,所以引入了时频联合分析方法。时频分析能看到气液两相流差压信号的能量强度和密度的分布,通过多次实验发现泡状流时能量主要分布在10~35Hz 的高频段内,能量强度小;弹状流时能量主要集中分布在0~5Hz 低频段和10~35Hz 高频带内,能量明显增大;塞状流时能量主要集中分布在0~5Hz 低频段内,能量强度是3种流型中最大的。为了研究气液两相流的动态特性,通过多孔孔板流量计在水平管气液两相流中采集得到不同流型的差压信号,采用自适应线性调频小波时频分析方法分析动态差压信号。具体步骤:首先分析信号的分解次数,残余的信号能量低于总信号能量的10%,即可认为被完全分解,对分解后的结果进行分析,得到不同流型的时频分布特征,具有很高的时频分辨率,时频谱图中显示出不同流型分量信号的时频分布特征;然后从时频谱图中提取3个特征值建立三维散点图,图中显示了信号特征值和流型之间的关系,并通过散点图分析不同特征值对气液两相流中信号的流型的影响,达到流型识别的目的。Chirplet 变换具有较高的时频分辨率,能消除噪声的干扰,信号的瞬时频率信息可以清楚地显示出来。     

RBCC-RKT两级入轨飞行器飞行轨迹优化方法

针对火箭基组合循环（RBCC）发动机比冲和推进剂质量流量随飞行条件改变而不断变化的特点,提出了通过增广拉格朗日遗传算法优化飞行器飞行轨迹的方法,在飞行器气动参数和发动机比冲已知、最大飞行动压给定等条件下,进行了火箭基组合循环发动机-液体火箭（RKT）发动机推进的水平起飞两级入轨（TSTO）飞行器飞行轨迹优化计算。研究结果表明：在飞行俯仰角和发动机推进剂质量流量变化范围已知的情况下,利用该方法能够在较好满足给定约束条件的情况下,优化得到飞行俯仰角和发动机流量随时间的变化关系,为飞行轨迹初步设计提供参考。     

基于RBF代理优化的固体火箭发动机喷管型面设计

针对固定扩张比与扩张段长度的二维轴对称固体火箭发动机喷管进行扩张段型面优化,优化目标为喷管推力最大化,优化参数为贝塞尔曲线控制点的径向位置,优化方法采用径向基函数(Radial Basis Function, RBF)代理优化算法。采用纯气相与两相流两种模型分别进行优化设计,纯气相的结果表明,对于10个控制点表达的贝塞尔曲线,优化后的推力提高了1.64%。以此优化型面为初始型面,增加控制点个数至16个,二次优化后的推力又提高了0.095%。增大优化参数范围,同时引入判断拐点的约束,对于10个控制点表达的贝塞尔曲线进行单轮优化,结果同上述经过两轮优化之后的结果相近,优化后的喷管推力提高了1.78%,说明算法具有较强的稳定性。通过对不同控制参数个数的贝塞尔曲线优化过程的对比,给出了合理选择控制点个数的方法与建议。两相流的优化结果表明,由于颗粒的滞后影响造成了两相流损失,两相流喷管的推力小于纯气相喷管,但两相流喷管优化后的推力较优化前初始型面的推力提高了1.87%,略高于纯气相喷管。RBF代理优化算法适用于由任意数量控制点组成的贝塞尔曲线表达的喷管扩张段型面优化,并有较高的效率与较强的稳定性...