微重力场中导热-对流-辐射系统的地面模拟技术

通过理论分析,提出了补偿热流技术,实现了微重力条件下导热-对流-辐射稳态系统的地面相似模拟,通过调整壁面热流密度分布,保持了原型与尺寸适当缩小后的模型的Nu数、材料和温度不变,从而实现模型与原型流动和换热相似。并用数值方法对均匀进风条件下的流动和换热的相似性进行了验证。     

微引射防冰腔热力计算

介绍微引射器的防冰腔计算方法,建立了微引射器及双蒙皮防冰通道流体动力计算及热力计算的数学模型,并说明了用这些数学公式计算的流程,用所开发的计算机程序对运七机翼微引射防冰腔进行了实际计算,并探讨了提高计算精度及节省计算机机时的方法。     

遮挡阴影对月球探测器热设计的影响分析

月球探测器遮挡形成的阴影是探测器着陆月面之后热设计需要考虑的重要因素,文章从理论上分析了月球探测器着陆于平坦月面地区之后形成的阴影对探测器侧面和底面的影响,并通过建模计算对理论分析结果进行了验证,从而为月球探测器在侧面和底面开设散热面的可能性提供理论依据。     

准爆轰波传播机理的探索研究

本文分析了准爆轰波的传播过程与物理机制,提出了一个全新的准爆轰波物理模型,开展了理论分析与数值模拟研究.在该物理模型中考虑了超声速流动化学反应放热造成的动量损失,计算结果表明准爆轰波发展过程是热壅塞的.计算与实验结果的定性吻合表明了本文提出的理论模型是正确的,获得的计算结果是合理的,对于准爆轰波物理机理的讨论是有重要意义的.     

基于热力计算的固体火箭冲压发动机理论性能研究

研究了固体火箭冲压发动机的理论性能,采用编制的热力计算程序对含铝镁和含硼贫氧推进刺进行了计算,分析了在设计点处补燃室温度、冻结流比冲、平衡流比冲随空燃比变化的趋势,以及比冲随补燃室压强变化的趋势.计算结果表明,冻结流比冲低于平衡流比冲;在合理空燃比区内,选取空燃比作为设计值,有利于提高发动机性能;提高补燃室压强和选用高能推进剂都能有效提高比冲,但补燃室压强的提高受进气道设计的制约.     

回流口位置对液体火箭液氧贮箱热分层的影响

低温液体火箭射前需要采用自然循环方式对火箭发动机进行充分预冷,循环预冷管路的回流口位置是影响液氧贮箱内部场分布的重要因素.采用计算流体力学(CFD)技术,通过对不同回流位置的液氧贮箱物理场的数值模拟,揭示了贮箱内部温度场及速度场的分布特性,分析了回流口位置对贮箱内部热分层的影响规律.研究表明,当回流口位于下封头以上2 m位置时,贮箱内部液氧过冷度最大,过冷液体含量最多,回流位置最佳.此研究结果为运载火箭推进系统的设计提供了重要的理论支持.      

APS热障涂层氧化动力方程适用性实验

使用实验的方法研究了大气等离子喷涂(APS)热障涂层在4种不同高温环境下的氧化层生长规律, 并且使用目前常见的两种氧化层生长动力学曲线方程拟合了涂层氧化的实验数据, 分别得到了相应的方程特征参数值.研究结果表明:APS热障涂层在所研究的4种温度下的动力学曲线形式上是一致的;抛物线形式的动力学方程只能描述较高温度下的氧化层生长规律, 而幂函数形式的动力学方程对氧化温度的适应能力比较强, 能很好的描述在所研究的4种温度下APS热障涂层的生长规律.      

基于遗传算法的多学科设计优化分解方法

通过分析现有的多学科设计优化中任务分解方法(枚举法、聚类识别法和分支定界法)的特点,指出了现有方法的不足.提出了将遗传算法应用于优化任务的分解问题,给出了具体的算法描述和详细的任务分解算法流程,并分析总结给出了该算法的优点:①遗传算法对搜索空间没有任何要求,因此对函数关系矩阵(FDT,Function Dependence Table)也没有任何要求;②遗传算法是一种随机迭代方法,不需要估计初值;③遗传算法同时对一组解进行搜索,大大提高了搜索速度,在保证计算精度的基础上得到全局最优解.最后还以齿轮减速器优化问题为例,将遗传算法应用于上述问题的任务分解过程,得到了较为满意的分解结果,并从计算方案次数的角度定量地比较了所提出方法与现有方法的区别,从而证明了该方法的正确性和优越性.     

温度/机械载荷作用下裂纹扩展的随机化分析

为描述温度/机械载荷共同作用下裂纹扩展速率,基于疲劳和蠕变裂纹扩展的线性叠加模型,给出了结合试验的修正方法.该方法根据试验结果提取新的材料参数,解决了原模型中由于交变载荷对蠕变裂纹扩展的影响所导致的材料参数不独立的问题.在此修正模型基础上,引入对数正态随机过程,建立了温度/机械载荷共同作用下的裂纹扩展随机模型,并采用泰勒级数展开法获得了指定裂纹长度下寿命分布和指定寿命下裂纹长度分布的表达式.通过算例比较随机模型和试验结果获得的寿命分布,证实了该随机化处理方法的可靠性.     

冲压发动机燃烧室热防护技术

冲压发动机燃烧室热防护是其关键技术之一。隔热层烧蚀冷却、气膜冷却是冲压发动机常用的冷却方式。随着飞行器飞行马赫数和射程的增加,燃烧室的热防护问题越来越突出,必须发展先进的冷却技术才能适应其工作要求。提出了解决问题的三个途径:发展先进的耐热材料、采用新的火焰筒冷却技术、提高传统的气膜冷却效率。