泵压式发动机瞬态热试验方法

上面级泵压式发动机结构复杂、在轨飞行时间短,因此其热设计的验证比较困难。文章针对发动机自身特点提出了瞬态热试验方法,通过对发动机复杂外形包络面规则化、分区构建绝热型热流计（“黑片”）热模型快速提取试验外热流,采用符合发动机外热流瞬态变化趋势的“光照区+地影区”分段阶梯式外热流加载策略。试验温度测量结果表明：发动机热控设计和热分析模型正确;在此基础上修正初温后可对在轨飞行温度给出更准确的预示。     

高超声速飞行器前体/冲压发动机一体化气动热实验研究

以超燃冲压发动机为动力的飞行器,由于飞行速度的增加,气动加热增强,而且在高马赫数范围内,冲压发动机燃烧室的滞止温度也是很高的.通过风洞实验,采用铂膜电阻温度计热流测量技术,开展了来流马赫数6.4和马赫数4.0两种状态下的热流分布规律研究,给出了前体、中支板及内通道的热流实验结果,研究了边界层流动状态、边界层抽吸、激波反射对热流分布的影响.实验结果表明,边界层流动状态对热流分布产生显著的影响,前体湍流热流值约为层流热流值的3.3倍;边界层抽吸会引起热流率增加;激波反射和激波加热对热流分布影响显著,马赫数越大激波加热越强.     

粒子激发X射线谱仪的热设计和热仿真计算

粒子激发X射线谱仪(APXS)安装在月面巡视器外部,利用巡视器的机动性和机械臂的灵活性,可以对月面有研究价值的月岩及月壤进行有针对性的探测.由于裸露在巡视器外部,月球复杂外热流会对APXS产生较大影响.鉴于此,需对APXS进行合理的热设计,以保证APXS的探测器和电子学器件工作在允许的温度范围内.提出了APXS的热设计方案,据此对APXS进行热仿真计算,计算结果得到了相应热平衡试验的较好验证.     

某卫星真空热试验中一些新要求的解决措施

某卫星在进行真空热试验时,对热流提出了三个方面的新要求:(1)对某些热流要求较低的加热区的加热笼进行修改,提高其低热流实现能力;(2)减小支架漏热;(3)实时计算设计热流和实际热流的周期积分偏差.由于修改时的约束条件较多,新的要求的满足非常困难.经过努力,最终解决了这些问题,通过对某些加热笼采取加热带双面涂黑漆的方法,实现了低热流;经过计算和针对性的设计,支架漏热不超过0.118 8 W;同时实现了设计热流与实际热流周期积分偏差的实时计算.     

MEO卫星双星并行真空热试验技术

在“北斗三号”MEO卫星双星并行研制过程中,综合考虑总体任务需求、卫星热控特点、热控方案及现有试验条件,提出“双星同时进罐,单星热平衡,双星热真空”的真空热试验方案,并通过仿真分析对因两星相互遮挡引起的附加热流进行修正,实现两颗卫星同时使用同一空间环境模拟设备即可完成热平衡及热真空2项试验。数据比较表明,热平衡试验结果对在轨卫星温度的预示较为准确,验证了上述双星并行真空热试验方法的可行性。     

高超声速飞行器气动热流载荷数据高效传递及包络处理方法

目前,高超声速飞行器结构热防护设计中,一般采用CFD软件计算得到流体域气动网格节点上的热流,而采用固体结构网格进行隔热瓦厚度设计。这两组网格界面上的节点数和节点位置相差很大,因此设计中需要进行不同网格之间的热流(载荷)数据传递。另外,在不同的飞行轨道工况下,飞行器各个部位的热流–时间曲线也不相同。为了设计出能满足所有轨道工况要求的隔热瓦,就需要对每个结构网格点拟合出一条能代表最严酷工况的热流–时间包络曲线。文章基于常体积转换法(CVT)进行改进,提高热流插值转换计算效率,提出拟合包络载荷曲线的新方法,大大减少了计算工作量;最后通过算例对提出的方法进行了验证。     

高超声速喷管气膜冷却流动与传热特性研究

基于雷诺时均方法并结合SST k-ω湍流模型，对空气气膜作用下的马赫数6高超声速喷管流动与传热特性进行了数值研究，分析了气膜流量、气膜狭缝几何参数（狭缝高度、台阶厚度）、狭缝流向位置对喷管壁面尤其是喉道热流密度以及对喷管出口气流品质的影响特性。计算结果表明，引入气膜可以显著降低喷管尤其是喉道的壁面热流，而气膜对喷管出口气流速度分布的影响很小，对出口温度分布有一定的影响。当气膜流量仅为主流的3.53%时，喷管喉道热流的降幅达30.1%；增加这一值至14.25%时，喷管喉道热流的降幅升至87.3%。同时，改变狭缝流向位置以及狭缝高度对气膜冷却效率有一定的影响，而改变台阶厚度对冷却效率的影响很小。     

舱外航天服空间热流分析计算

进行了舱外航天服的被动热防护性设计,了解其空间辐射换热及空间热流.分析了舱外航天服空间热交换的特点及其真空屏蔽绝热层的隔热性能,确定了航天服、地球、飞船及太阳照射方向的4种典型相对位置关系,对各相对位置下航天服的空间辐射外热流进行了分析,并建立了空间热流的计算方法,对航天服表面最大得热与漏热进行了求解.最终计算结果表明:航天服被动热防护性能对空间热流的影响很大.进行被动热防护设计首先应提高隔热性能,并适当减小表面太阳辐射吸收率与表面黑度的比值.     

航空发动机防火试验火焰特征数值仿真分析

为得到统一的航空发动机防火试验标准和通用的试验条件,建立NexGen燃烧器的数值仿真模型,使用SST k-ω湍流模型、非预混燃烧模型、DO辐射模型计算了定常稳态火焰特征分布,分析了火焰温度、热流密度和速度的空间分布。结果表明,温度随着距扩张锥出口距离的增大先增加后减小,在距扩张锥101.6 mm平面处达到最大;速度随着距扩张锥出口距离的增大而减小;热流密度随着距扩张锥出口距离的增大而减小;火焰的温度、速度、热流密度在101.6 mm平面均匀性最好,试验件放在100.0 mm比101.6 mm平面处更容易被烧穿。     

抗高热流防静电涂层性能

研制了一种抗高热流防静电涂层,对涂层的抗高热流冲刷、防静电等性能进行了研究.经1.5、2.5、3.6、7.2 MW/m2短时(1 s)热流冲刷后,涂层无鼓泡、剥落,烧蚀前后体积电阻率均＜1×107Ω·cm,且具备一定的环境防护功能.