热色液晶定量测热显示技术

简要介绍了热色液晶定量测热显示技术的特点和实施方法。给出了在等熵压缩管炮风洞中进行的测热实验的初步分析结果。     

层间叉排微针肋液体冷却3D-IC流动及换热特性

用数值模拟的方法,研究了散热面积为1cm2带有层间微散热结构双面均热发热3D-IC内部流体层流流动与换热,对体积流量在36~290mL/min范围内,通道高度为200μm,通道间距为200μm的带有矩形微通道和叉排微针肋液体冷却3D-IC(three-dimensional integration circuit)的流动与换热进行了分析.结果表明:带有层间叉排微针肋液体冷却3D-IC具有良好的换热效果,在热流密度为1.25MW/m2,体积流量为290mL/min时,其发热面平均温度、最大温度只有318.31,323.16K,分别最大减小了12.31,20.14K,此时的功率为250W、体积热源为8.3kW/cm3.      

动量比对两股互击式喷嘴雾化特征的影响

基于CLSVOF（coupled level-set and volume of fluid）方法对两股互击式喷嘴雾化过程进行了数值模拟,仿真结果与实验结果进行对比,并详细考察了动量比对液膜特性的影响.结果表明:①CLSVOF方法能对射流撞击形成的液膜形态进行有效捕捉,计算获得的液膜形态与实验结果一致.②两股不同孔径的射流在撞击点撞击过程中,由于大孔径一侧的部分射流未参与撞击,而中心位置的液体在撞击之后速度迅速下降,周围的液体则保持撞击前的速度,使得射流撞击之后形成弧形状液膜.③在不同动量比条件下,射流撞击后轴线位置的合成角主要取决于参与撞击射流的动量比,数值计算结果与理论计算结果吻合较好,误差均小于10%.      

基于USB接口的液浮陀螺数据采集系统设计

针对液浮陀螺仪的测试需求,设计了基于USB接口的数据采集系统,该系统可方便实现液浮陀螺仪温度、马达、速率、电源状态等遥测参数及差分脉冲信号的采集,有助于上位机实时监测、存储实时测试数据.本系统成本低、使用方便,且可以应用于其他0～5V模拟量信号的实时数据采集,具有较好的通用性.     

基于液氮冷源的液态甲烷过冷加注工艺

针对商业火箭公司对于液态甲烷过冷加注的需求,开展了基于液氮冷源的甲烷过冷加注系统方案设计,并计算得到了不同甲烷流量和液氮压力参数下的过冷器换热面积。为了防止液氮温度过低造成液态甲烷凝结,参考现有液氧和煤油工艺流程,提出2种不同控制策略的甲烷过冷加注系统,并详细对比分析了这2种系统所能实现的6个不同工艺流程。结果表明:基于背压控制的加注系统相比于基于液位控制的系统具有更高可靠性,同时前者能够实现在线实时加注工艺,原因在于其通过控制换热器中液氮压力来保证液氮温度始终高于甲烷冰点。甲烷过冷器换热面积与甲烷加注流量、液氮背压均成正比,在具体工程实施中应当根据加注需要选取合适的加注流量和液氮背压,以减小过冷器尺寸和降低设备制造成本。     

针栓式喷注器液膜下漏率预估模型

为了对针栓式喷注器液膜下漏率进行准确预测,基于针栓式喷注单元喷雾场结构分析,结合理论推导、数值仿真及试验研究3种方法建立了液膜液束各自变形的相对变形量模型;在考虑液膜液束变形的基础上,引入相互影响系数表征多喷注单元间相互影响,建立了实际阻塞率和实际下漏率模型。通过数值仿真及试验结果的多参数充分验证,结果表明:理论预估模型与数值仿真及试验结果一致性较好。液膜液束相互作用下,液膜绕液束流动和液束根部横截面前后缘位置移动不同步导致的展向变宽分别是液膜和液束发生变形的主因,且有效动量比越大,液膜相对变形越大,液束相对变形越小。对于一定阻塞率的几何结构,结果表明:下漏率随着有效动量比的增大而增大,增大趋势呈先快后缓,且实际下漏率均小于几何下漏率,这是由膜束变形导致的实际阻塞率比几何阻塞率更大造成的。另外,发现液膜下漏率仅与表征流场结构(有效动量比)及几何结构的无量纲参数(液膜厚度与液束直径之比和阻塞率)有关,与喷射速度的绝对值无关,并给出了模型中的常系数供工程设计预估使用,对从设计初期就考虑针栓头的热防护问题具有重要的指导意义。     

管路布局方式对载人航天器辐射器散热能力的影响分析

以采取双管路并联结构的载人航天器圆筒辐射器为研究对象,建立了辐射器散热能力数值分析模型,对比分析了不同参数下,并联支路工质相同流动方向和相反流动方向两类布局方式给辐射器散热能力带来的影响,选取的参数包括管路长度、管路进口工质温度和液体工质流量。计算结果表明,在辐射器面板面积和流体回路长度相同的前提下,两类管路布局方式对应的辐射器散热能力存在不可忽视的差别。随着管路长度的增加,入口工质温度的增加,工质流量的减小,工质流向相同的辐射器散热能力越来越高于工质流向相反的辐射器。在文章的参数设定下,工质流向相同的辐射器与工质流向相反的辐射器间最大散热能力差别可达到19.5%,最小散热能力差别可达到16.7%。     

具有气膜出流孔和针肋的双层壁冷却结构内的冲击传热性能

针对具有气膜出流孔和针肋的双层壁冷却结构内冲击传热性能进行了试验和数值计算研究。试验采用瞬态液晶（TLC）热像技术,研究的靶板包括光滑靶板、针肋靶板以及带气膜出流孔的针肋靶板。冲击间距比为1.5,射流雷诺数范围为15 000~30 000。结果表明,针肋+气膜出流孔结构明显改善了下游区域横流的影响,明显提高了传热性能,靶板表面传热分布也更加均匀。相比于平板,当射流雷诺数为15 000时,针肋靶板和带气膜出流孔的针肋靶板端壁表面平均Nusselt数提升幅度最大,分别为6.3%和25.3%。针对双层壁冷却结构内射流冲击传热还开展了数值计算,通过采用SST （Shear Stress Transport）k-ω湍流模型计算分析获得了该双层壁冷却结构内的流动和传热特征。     

基于正交法和Kriging模型的液体火箭发动机液膜冷却优化

通过FLUENT对火箭发动机推力室中跨临界甲烷液膜冷却稳态流场进行数值传热计算。根据正交法设计试验,得到不同膜孔孔径、轴向夹角、径向夹角和孔型四个影响因素共同作用下的冷却效果,选出最优的膜孔几何参数组合.在采用最优膜孔几何参数组合的条件下,基于最优拉丁超立方抽样建立Kriging模型,利用遗传算法得到多目标条件下最优的跨临界液膜质量流量、冷却环带的分配比和位置。结果表明,正交法和Kriging模型可以解决液体火箭发动机液膜冷却优化高设计成本和数值噪声问题。正交试验设计考虑的因素中,影响冷却效率和不均匀度的最大的因素依次为孔型、孔径、径向夹角和轴向夹角。最优的几何参数组合为孔径0.003mm,轴向夹角45°,径向夹角15°,孔型为扩散型。建立的Kriging模型能准确反映液膜质量流量、液膜分配比和冷却环带位置与目标函数的关系。最终得到的优化方案平均冷却效率提高4.9%,不均匀度减少0.025,比冲损失增加0.37%,总目标函数提高184%。优化后涡对的不对称性使得冷却剂展向分布更加均匀,同时反向涡对衰减更快,增强了液膜的附壁性,从而提高冷却效果。     

微推进系统的轨控发动机动态分析

近年来液体火箭推进系统的小型化有了极大的进展,这些先进的微推进系统是以尺寸小微型化、高压和响应快为特征的,对于这种微推进系统,推导、编制了系统各部件的数学模型,分析研究了轨控发动机在单脉冲工作进程中燃烧室压力和关机过程中推进剂阀门前压力的变化规律.为研究整个微推进系统的动态响应打下基础.