微秒级温度传感器动态校准研究进展

近年来,应用于航空航天领域极端测温场合的温度传感器响应速度已达到微秒量级,然而,如何实现对其进行微秒级的动态校准仍是一个亟待解决的挑战。激波管法和激光法是两种解决该问题的潜在技术途径,二者均可提供微秒级的温度阶跃响应,但也具有不同的特点。激波管法适用于高温高压环境,但其阶跃信号的上升过程和幅值存在不稳定性。激光法则具备非接触性和高精度的特点,但目前尚未建立统一的评估体系,无法直接比较不同温度传感器的动态响应特性。最后,总结出3个关键研究方向:改进现有校准方法、探索新的校准方法,以及构建新的评估理论,以促进微秒级温度传感器动态校准研究和相关技术应用的发展。

超临界压力RP-3在竖直细圆管内混合对流研究

研究了超临界压力下碳氢燃料航空煤油RP-3在竖直细圆管内混合对流,分析了浮升力及热物性对碳氢燃料在垂直管中对流换热的影响。实验中控制热流密度从200～500 k W/m2变化,进口压力变化范围为3～5 MPa,进口雷诺数从5000～10500范围内变化。研究表明：在向上流动情况中进口段存在较为明显的入口效应,换热出现恶化现象,而在向下流动中未出现;对于向上和向下流动,由于热物性的综合影响,换热系数沿流动方向增大;在较低进口雷诺数（Re=5 700）时,对于向下流动,随着浮升力影响的增大,浮升力改变了流体径向速度分布,出现了换热强化;在较高进口雷诺数（Re=10 500）时,浮升力对换热的影响依然显著;判别式Bo＊数小于5.6×10-7未能预测浮升力对碳氢燃料换热影响。

亚临界压力下航空煤油RP-3动力黏度测量

基于经典的毛细管测量流体黏度原理,提出一种新型的测量高温高压条件下的单相介质流体黏度的方法及实验设备.经过误差分析,该方法具有1.009%的测试误差.利用该方法对蒸馏水的动力黏度（2MPa,295~400 K）进行了标定实验,实验结果表明动力黏度测量的平均偏差小于0.715%,其最大偏差不超过2.3%.然后对国产航空煤油RP-3在压力0.1~2 MPa下,温度为298~744 K下动力黏度进行了测量.该方法适用于均一的牛顿流体.

飞行器气动热与结构传热双向耦合研究

高超声速飞行器热防护结构的设计优化取决于对于飞行器气动热环境与结构内部温度场的准确预示,两者之间的耦合作用对此有着显著的影响。本文针对典型圆管绕流问题开展高超声速非定常流动与热防护结构传热耦合的数值计算。流场部分求解基于量热完全气体的三维粘性可压缩流动Navier-Stokes方程,固体部分求解瞬态热传导及结构响应方程获得结构温度场、热应力及应变。耦合计算采用分区迭代方法,在流-固交界面上进行壁面热流与温度的数据传递,实现了流体与结构的耦合计算。以典型圆管前缘风洞数据对上述多场耦合分析方法进行了验证,结果表明激波位置与壁面热流的计算结果与风洞试验结果一致。基于该方法对典型翼面结构在不同来流马赫数条件下的结构力热响应的模态特征。该方法能够对高超声速飞行器的气动力热载荷与结构传热的规律进行预示,从而为飞行器热防护结构的设计优化提供设计依据。

航天飞行器微重力试验技术综述

航天飞行器的液体管理问题是制约未来先进上面级、天地往返飞行器及轨道飞行器等先进飞行器推进剂利用效率以及可靠性的关键技术问题。本文针对近年来该领域的型号技术背景、主要技术问题以及相关的试验方法开展综述研究,重点分析了针对低温推进剂热管理的相关技术途径的研究进展。

超临界压力下航空煤油RP-3在水平细圆管内对流换热特性实验研究

为探究超临界压力下碳氢燃料在水平管内的对流换热规律,文章针对超临界条件下航空煤油RP-3在水平细圆管内的对流换热,分析了热流密度、进口雷诺数及浮升力对对流换热的影响。研究表明:沿流动方向,管内表面传热系数随热流密度的增大先减小后增大;在低进口温度及低进口雷诺数情况下,管内换热均出现先恶化后强化的现象,而随着进口温度和雷诺数的增加,此现象消失;浮升力对换热的影响随热流密度的增加而增加;浮升力对下表面换热的加强使得入口效应的影响在下表面先于上表面结束;受浮升力影响,上下壁最大温差可达50 K;质量流速的增加会抑制浮升力对换热的影响;准则数Grq/Grth可以很好地反映浮升力的变化趋势。以上研究结果可为采用碳氢燃料作冷却介质的各类飞行器主动热防护技术方案提供技术支撑。

飞行器主动热防护及试验技术进展

主动热防护技术是解决高超声速飞行器、天地往返系统及先进航空发动机等大热流长航时热载荷的关键技术。本文针对近年来在该领域涌现出新的设计方法、新结构及试验方法进行阐述,重点分析了对流式及阻隔式热防护方法的研究进展。总结了主动热防护试验方法及其对不同热防护方案的适用性。

基于多孔介质的发汗冷却特性数值研究

针对航空航天领域日益严峻的热防护需求,采用发汗冷却对受气动加热以及高温燃气侵蚀的热端部件进行热防护的技术方案受到广泛关注。本研究发展了适用于高超声速条件下的多孔介质发汗冷却数值分析方法,对相变发汗冷却数值分析方法进行验证及修正,进而获得具有较高准确度的多孔介质发汗冷却数值计算方法。对相变发汗冷却与外流场进行一体化耦合分析,获得主流温度、激波及发汗出流对冷却壁温及冷却效率的影响规律。

旋成体模型仪器舱脉动压力空间相关特性研究

为揭示跨声速阶段仪器舱附近脉动压力的空间相关特性,以某旋成体模型为研究对象,基于风洞试验获取了仪器舱附近脉动压力载荷分布规律,计算了测点间的脉动压力空间相关系数。通过曲线拟合与归一化处理,获得了模型仪器舱脉动压力空间相关特性曲线,并研究了攻角、马赫数与雷诺数对空间相关性的影响。结果表明,该模型仪器舱脉动压力空间相关特性具有波动与衰减的特点,随着流动复杂程度的增加,其相关性逐渐降低。同时,在跨声速范围内,该模型仪器舱脉动压力空间相关特性对马赫数以及较高的雷诺数比较敏感。对脉动压力空间相关特性的研究,为飞行器结构响应分析以及载荷环境预示提供了支撑。

石英灯加热器热流场计算方法比较

石英灯辐射加热是航天飞行器结构热试验中使用最广泛的气动热模拟方式,获取石英灯加热器辐射流场对提升航天器结构热试验精度、评估试验结果和验证结构设计具有重要意义。文章结合石英灯加热器辐射热流场预示的特点,讨论几种辐射热流场计算模型的适用性,并通过理论、试验与仿真算例相结合的方法,对比分析几种辐射计算软件的计算精度和应用性,给出各计算软件的应用策略,可为试验热环境的准确快速获取提供参考。

基于X射线CT和DVC方法的电子产品力学测量

本文总结了近年来国外综合X射线CT和DVC方法在运算电子器件、导弹引信、柔性电子、新型锂离子电池等电子产品力学参量测量中的成功应用。这种新的试验和测量方法不仅可以在无损的情况下对电子产品内部的力学场进行测量,还可以为开展基于真实结构的高保真精细化有限元分析提供依据,具有广阔的应用前景。

热噪声试验温度场分析方法研究

针对热噪声试验系统设计与评估需求,建立了热噪声试验系统热分析计算模型,采用宏观流团与流动路径建立噪声气流换热模型,基于蒙特卡罗法计算辐射换热,基于热网络法获得不同加热功率下主要受热部件的温度场分布规律。通过和热噪声试验结果的对比分析,验证了计算模型的有效性,并在此基础上对热噪声试验系统在噪声环境下的最大加热能力进行了预测,为热噪声试验系统的性能评估和设计优化提供了技术支撑。

考虑边界约束条件的C/SiC壁板热屈曲试验研究

当热变形受到限制或承受非均匀温度场时,复合材料壁板易发生热屈曲现象,导致出现分层或改变了结构的动力学特性,严重影响着飞行器结构的完整性。本文选取典型C/SiC壁板为试验件,设计了水冷边界工装,采用双向限制位移方法模拟试验件的边界约束状态。基于石英灯加热装置,开展了不同升温速率下的热屈曲试验,采用热像仪和数字图像相关技术等测试获取了真实的温度场和变形场。同时开展了不同温度状态下的热模态试验。依据壁板中心点离面位移变化和第1阶固有频率变化计算得到热屈曲临界温度,并作对比分析,可为热防护结构设计和力热试验验证提供技术支撑。

超临界压力RP-3壁面结焦对流阻的影响

实验研究了长时间加热条件下航空煤油RP-3在微细不锈钢管内流动过程中结焦对流动及换热的影响规律。实验中系统压力保持为5 MPa,燃油质量流量为3 g/s。在燃油溶解氧达到饱和的条件下,实验段进出口油温分别为130℃和450℃。实验从开始到终止持续36 h。实验结果表明,随着时间的增长,管内的结焦量不断增加。由于壁面结焦现象对管内流动和换热产生严重的影响,管内各段换热在实验前期迅速恶化逐渐趋于稳定,管内流阻随着实验时间的增加持续增长。管内流动阻力随着时间的增长呈现出"快速增长→平稳增长→急速增长"的过程。另外,基于实验结果,提出了一种影响系数作为判断结焦对换热器单管影响的工程模型。

多组分碳氢燃料RP-3导热系数实验

基于经典的瞬态热线法原理,设计研制了一种适用于高温高压条件下测量多组分碳氢燃料导热系数的实验装置.对无水乙醇、甲苯及高压氮气进行了标定,结果表明液相导热系数最大偏差在1%以内,气相导热系数最大偏差在3%以内.进而对国产碳氢燃料RP-3导热系数进行了测定,温度范围298~430 K,压力范围0.1~5 MPa.改进和完善了超临界压力下流体导热系数的测量方法.

超临界压力正癸烷定压比热测量

为了准确测量高温高压条件下燃油的定压比热,基于定压比热与焓值的关系,提出一种适用于测量高温高压流体定压比热的方法并设计相应的实验装置,该方法可以显著地减小热损失测量误差对测量结果的影响,提高比热测量精度。经过误差分析,在常温至800K范围内,该方法具有最大3.7%的相对不确定度。利用该方法对正癸烷的定压比热(3MPa和5MPa,312~797K)进行了标定实验,实验结果表明,定压比热测量的平均偏差小于1.8%,拟临界点附近最大偏差7.6%,其它温度范围最大偏差不超过4.3%。对3MPa和5MPa下675~797K的正癸烷定压比热数据进行了补充。该方法同样适用于其它流体在该温度范围内的定压比热测量。

低温流体管理技术重力依赖性分析与微重力试验方案

本文梳理了低温推进剂空间流体管理(CFM)技术特征,调研了空间搭载试验研究进展,基于技术成熟度提升需求,揭示了25种CFM技术对重力的依赖关系。对比分析了多种微重力获取方法的技术特征,基于CFM技术验证目标对开展微重力试验提供了方案建议:常规低温工质的试验无法表征液氢规律,应将液氢与液氧、液甲烷分类研究;可采用液氮替代液氧、液甲烷设计空间搭载试验系统;而液氢必须采用真实流体开展搭载试验;基于空间飞行器的搭载试验是验证各类CFM技术有效性不可替代的方案;在开展单项CFM技术研究的同时,应尽早规划,开展基于轨道飞行器的CFM技术综合验证平台设计。

火箭低温上面级流体管理技术研究进展

对比了国内外火箭低温上面级的主要技术特征,梳理了关键流体管理技术,对低温推进剂空间热防护技术、在轨气液分离技术、在轨排气技术开展了调研与进展分析。指出新型被动热防护技术应用于上面级可显著拓展上面级的适用范围。热防护技术与上面级结构优化、空间流体管理集成使用可显著降低低温推进剂蒸发损失。金属网幕表面张力式气液分离装置在实现低温推进剂,尤其是液氢全液获取领域具有显著优势。热力学排气系统可实现无夹液排气,但会增大蒸发损失,被动式热力学排气系统可节省推进剂消耗量。我国应重视液氢空间流体科学与管理技术,尽早开发基于液氢/液氧推进剂组合的上面级平台。

复合材料结构表面薄膜热流传感器传热分析及性能优化

薄膜热流传感器的性能与待测结构的物理和几何特性密切相关。基于一维传热近似和有限元分析,本文系统地研究了位于C/SiC复合材料平板结构表面、厚度小于100μm的薄膜热流传感器在热流作用下的热响应规律。计算发现传感器与C/SiC复合材料结构界面的高效热交换使瞬态响应时间达到毫秒级;瞬态响应时间正比于热阻层厚度,与热流的大小无关;当给定热电系数,传感器灵敏度取决于冷热端温度差,而后者随着热阻层厚度的增加而线性增加,随着基底厚度的增加而减小;相较于使用温度差的收敛值,利用冷热端温度差的响应峰值与热流载荷间关系,有利于提高传感器的灵敏度和响应速度。本文结果可以指导高性能薄膜热流传感器的优化设计。

强噪声激励下C/SiC复合材料壁板动态响应与失效分析

高超声速飞行器热防护系统和热结构包含多种形式的复合材料薄壁结构,对巡航或再入飞行中的强噪声环境十分敏感和易发生失效破坏,严重威胁着飞行器结构的完整性和可靠性。为考核复合材料薄壁结构的耐噪声性能,基于高声强行波管噪声试验系统,选取厚度为1～3mm的C/SiC复合材料平板作为试验件,试验件四周采用螺栓进行固定安装。通过开展156～165dB噪声激励动态响应试验,获得了不同量级噪声作用下的动态响应变化规律。针对厚度为1mm的试验件开展了失效试验,在168dB噪声作用下,试验件发生了迅速破坏,采用红外无损检测设备对失效后的C/SiC复合材料平板进行检测,采用SEM对断面形貌进行观察,揭示出强噪声激励下的失效模式,可为高温复合材料结构优化设计和耐噪声失效性能评估提供技术支撑。