基于热质运动概念的普适导热定律

根据爱因斯坦的质能等效关系式,热能具有的等效质量称为热质,从而在固态和气态介质中分别建立了声子气质量和热子气质量的概念.应用牛顿定律建立了含有驱动力、阻力和惯性力的热质(声子气或热子气)运动的动量守恒方程.由于热量在介质中的传递本质上就是热质(声子气和热子气)在介质中的运动,所以热质动量守恒方程就是普适的导热定律,能够统一描述各种条件下的导热规律.当热流密度不是很大从而热质惯性力可以忽略时,热质动量守恒方程就退化为傅里叶导热定律,这表明傅里叶导热定律是特殊条件下的导热定律,对于微纳尺度条件下的导热,热流密度可以极高,由速度空间变化引起的惯性力不能忽略,在稳态导热情况下也将出现非傅里叶导热,此时在计算或者实验中不能用热流密度除温度梯度求导热系数.在超快速加热条件下,必需考虑惯性力,与基于CV导热模型的波动方程相比,普适的导热定律增加了因速度空间变化引起的惯性力项,所以在介质中热波叠加时不会出现产生负温度的非物理现象,表明基于热质运动概念的普适导热定律更为合理. 关键词： 傅里叶导热定律 普适导热定律 热质运动 非傅里叶导热     

固体火箭发动机低空羽流场的相似研究

本文针对固体火箭发动机低空羽流场的数据外推问题进行研究。应用相似方法分析发动机低空羽流场模型,整理相似准则及相似条件。简化相似模型,根据工程计算半经验方法,拟和低空羽流温度场的计算公式,计算结果与工程计算数据基本吻合,验证了相似方法的可行性。     

固体火箭喷焰红外信号随飞行参数的变化

尾焰红外信号是导弹识别、跟踪技术发展所需的重要参数.本文在利用尾喷焰流场结构的工程经验公式获得尾焰温度、浓度和压力分布的基础上,采用宽带 k 分布模型计算尾喷焰的辐射信号,分析了固体火箭发动机尾喷焰红外辐射信号随飞行参数的变化规律.结果表明:在所选的红外探测器工作谱带区间内,固体火箭发动机尾喷焰积分辐射强度随着喷口处燃气温度、马赫数和喷口燃气压力与大气压力比值的增大而增大,随海拔高度的上升而减小.     

热传导对微型涡轮动叶性能影响的数值模拟

为了探求热传导对微型燃气轮机性能的影响,使用CFX对某微型燃气轮机涡轮动叶的流动特性和换热性能进行了数值模拟并提出了考虑热传导损失的轮周效率的计算方法.通过计算发现热传导对流动和涡轮动叶的性能的影响不可忽略,热传导使动叶输出功和效率明显降低.考虑顶部间隙后,热传导的影响更加显著.     

固体火箭发动机羽流流速TDLAS测量方法研究

针对现有对固体火箭发动机推进剂燃烧时产生的羽流流速测量方法的不足,提出了将可调谐半导体激光吸收光谱（TDLAS）技术应用于羽流流速的测量方法,通过测量燃烧产物中H₂O分子位于1 392 nm处的单根吸收谱线特征,根据多普勒效应建立的光谱频移和分子速度之间的关系来获得气流流速,解决了接触式测量方法会干扰羽流场和传统非接触式测量中示踪粒子不均匀的问题,并且取得了有效试验数据,通过对试验数据进行分析处理,得到了发动机的羽流流速。     

基于CATIA的固体火箭发动机系统设计

发动机图形绘制与性能计算是火箭设计的关键步骤,通过对固体火箭发动机设计过程的分析,提出CATIA参数化图形绘制技术;以单孔管状装药发动机为例,建立了发动机燃烧室与喷管模型,在VC环境下利用CATIA Automation二次开发技术实现了燃烧室与喷管参数化设计,完成了两者装配与动态显示;利用Matcom实现内弹道压力时间曲线计算,发射段轨道分析;最后完成系统软件编制;实际使用情况表明,使用该软件可快速构造发动机,进行全面的性能分析,为固体火箭发动机方案论证与初步设计提供了有力的工具。     

超音速等离子体点火过程的三维数值模拟

为了研究等离子体点燃超音速混合气流的过程,设计并验证了超音速燃烧室的三维计算模型,计算出了燃烧室等离子体点火时的流场参数和化学反应规律,分析了等离子体点火对燃烧室内燃烧的影响。计算结果表明:高温等离子体射流的滞止作用通过增加混合气在燃烧室内的停留时间提高了点火效率; 等离子体点火时燃烧区域的压力扩散比较充分,内部为压力相对平衡的低速流动; 高温等离子体射流高速射向混合气流时产生的速度矢量偏移扩大了点火面积,从而使点火效率得到提高; 氢气、空气燃烧的燃烧产物主要是水,燃烧区域局部温度主要受局部放热反应的影响。     

两相混合材料瞬态导热分析

本文基于傅里叶定律之上提出了双相系统模型描述两相混合材料中的瞬态热传导过程，分析表明两相混合材料中的瞬态导热过程不能再用单相一维傅甲叶导热定律描述，这一点已为砂粒堆积床的实验所证实，而且双相系统模型与实验结果相符合。     

衍射图样的数值模拟

介绍了平面波角谱理论中得到衍射积分公式的方法.用Matlab计算了15×15矩孔阵列近场区域的衍射图样,在距离周期衍射屏特定距离处出现衍射屏的自成像.     

固体火箭尾舱对流加热机理

对某型固体火箭尾舱热环境进行了研究,发现尾舱热环境存在明显的天地差异,通过数值仿真结果分析了对流热环境产生的机理.在真实飞行环境下,火箭尾舱外部绕流产生的激波和发动机喷流激波之间存在剪切层,剪切层与尾舱连通,在激波与剪切层的相互作用下形成非定常漩涡结构,是尾舱内对流加热的来源.剪切层的强弱与对流热流的大小密切相关,根据对流热流产生机理,对一种减小对流热流的结构形式进行了研究,通过减弱火箭尾部的剪切层,大幅减小了对流热流,固体火箭尾舱热环境得到明显改善.      

固体火箭发动机虚拟试验技术初探和应用

为改进固体火箭发动机传统试验模式存在的资源瓶颈、试验性能难以预示等问题,在固体火箭发动机试验与测试领域引入虚拟试验技术,设计并开发了固体火箭发动机虚拟试验基础系统;阐述了固体火箭发动机试验模型、试车架模型的建模方法,利用均匀设计方法分析影响内弹道数据的主要因素权重,以修正虚拟试验内弹道数据;针对某型号固体火箭发动机进行虚拟验证,试验结果表明,虚拟试验基础系统在一定程度上具有与真实固体火箭发动机地面试验相似的流程和功能,通过修正虚拟试验内弹道数据,进一步降低了虚拟试验结果与真实试验结果间的误差,为深入开展固体火箭发动机虚拟试验技术研究奠定了基础。     

直接驱动球内爆点火的数值模拟

实现中心点火的基本条件是在内爆中心形成面密度0.3 g/cm2,温度10 keV的点火热斑。减速阶段流体不稳定性的增长,会破坏对称压缩,减小热斑体积,直接破坏点火热斑的形成,对点火构成威胁。在原有LARED-S程序的基础上,加入热核反应和α粒子加热过程程序模块,对直接驱动ICF球内爆过程进行数值模拟研究,1维模拟结果与NIF直接驱动点火靶的设计基本相符,显示α粒子加热对边缘点火起重要作用;2维模拟表明减速阶段流体不稳定性对点火有重要影响。     

直接驱动球内爆点火的数值模拟

 实现中心点火的基本条件是在内爆中心形成面密度0.3 g/cm²,温度10 keV的点火热斑。减速阶段流体不稳定性的增长,会破坏对称压缩,减小热斑体积,直接破坏点火热斑的形成,对点火构成威胁。在原有LARED-S程序的基础上,加入热核反应和α粒子加热过程程序模块,对直接驱动ICF球内爆过程进行数值模拟研究,1维模拟结果与NIF直接驱动点火靶的设计基本相符,显示α粒子加热对边缘点火起重要作用;2维模拟表明减速阶段流体不稳定性对点火有重要影响。     

固体火箭发动机尾焰电磁波衰减试验验证技术研究

通过对固体火箭发动机地面试验现场环境及尾焰电磁波衰减近场测试技术进行研究,设计了基于矢量网络分析仪的固体火箭发动机尾焰电磁波衰减试验验证系统,介绍了尾焰电磁波衰减试验验证总体方案,现场测试方法,尾焰电磁波衰减现场测试系统硬件组成,测试系统原位校准技术,现场测试天线构建和天线位置校准方法等的研究。对构建好的测试系统进行了工程应用,并取得了良好的试验效果。     

热子动力学模拟方法

提出热子动力学模拟方法,以理想气体中的热质粒子即热子为模拟对象,建立热子间的碰撞模型,统计可获得热子气系统的热力学性质,实现对热质的直接模拟.基于该方法,对氩热子气的平衡态系统和非平衡态系统进行模拟计算,模拟计算的热子气的状态方程同理论表达式一致,准确得到了氩气热导率在微纳尺度下的变化规律,验证了热子动力学模拟方法的可行性.     

利用辐射光谱法在线测量固体火箭推进剂燃烧温度

针对固体火箭发动机恶劣环境下的高温燃烧测量问题,提出了利用辐射光谱法来开展固体火箭推进剂燃烧温度在线测量的方法,采用200～1 100 nm光纤光谱仪测量了高压实验燃烧器下固体火箭推进剂燃烧火焰辐射光谱,总结了其光谱特性,并基于普朗克定律和光谱拟合方法获得了相应的推进剂燃烧温度,这对固体火箭推进剂燃烧诊断与燃烧机理研究具有重要的参考价值。     

空间调制微型傅里叶变换红外光谱仪研究

针对目前环境、医疗、空间、气象、军事及安全等领域对傅里叶变换红外光谱仪微小型化、轻量化及固态化的迫切需求,提出并研究了一种以MOEMS多级微反射镜为核心器件的空间调制微型傅里叶变换红外光谱仪。在理论研究方面,建立了空间调制微型傅里叶变换红外光谱仪的物理模型,探究了该系统的光场分割与空间采样的光学原理;分析了多级微反射镜的衍射效应,提出了一种通过补边抑制衍射噪声抑制方法;进行了多级微反射镜采样误差的分析,并提出了基于最小二乘拟合的修正算法;通过对光源空间相干性、准直系统像差以及入射光场均匀性的分析,确定了光学系统的总体设计指标;通过对多级微反射镜基片加工精度、分束器材料色散特性和膜层透射效率等的计算分析,确定了干涉系统的设计方法与技术参数。在核心技术方面,提出了两个多级微反射镜的3种制作方法,分析了制作误差的来源及对系统性能的影响。通过工艺设计及实验条件探索,分别采用电铸法、真空镀膜法以及斜面倾角叠片法制作了两个多级微反射镜。在系统设计方面,进行了红外准直与缩束系统的光学设计,对整体光机系统进行了建模仿真,分析了杂散光噪声的来源。在图谱处理方面,利用过零采样方式,通过图像分割算法,获取了干涉图采样序列;通过对干涉图序列的插值、补零、延拓与卷积方法,完成了光谱相位误差的校正;通过离散傅里叶变换解调,实现了由干涉图像到信号光谱的数据反演。最后研究了系统光机整体的集成组装技术,并对原理样机进行了实验测试。本文研制的空间调制微型傅里叶变换红外光谱仪的特点在于:取消了动镜驱动机构与采样控制机构,具有微小型与轻量化的特点;干涉图的采样由多级微反射镜完成,其空间采样的方式增加了系统的稳定性与可靠性,实时采样的特点增加了系统的快速性与有效性;多级微反射镜阵列采用MOEMS工艺技术制作,增加了系统的采样精度。该光谱仪系统的结构及制作方法具有自主知识产权,并具有广阔的应用前景。     

固体火箭发动机振动试验夹具优化分析与研究

通过相同激励条件下对三种典型振动试验夹具进行宽频段随机振动试验分析,发现夹具在试验频段内出现不同程度的共振现象,过试验现象严重。通过三种典型振动试验夹具质量、一阶固有频率、位移变化量及应变变化量等数据对比、分析,得出影响振动试验夹具振动传递特性的主要因素,以影响因素为优化变量,以典型部位平均响应与输入的振动传递比为优化目标,进行拓扑优化设计,最终经过夹具振动试验验证,过试验情况得到有效控制,满足相关规范要求,为固体火箭发动机振动试验控制提供保障。     

固体火箭发动机羽流辐射光谱测温方法研究

固体火箭发动机羽流具有高温、高速与强辐射特征,羽流温度是发动机工作状态与性能的重要表征参数。准确测量固体火箭发动机羽流温度对了解发动机内部燃烧情况以及发动机综合性能具有重要的参考价值。随着激光与光谱学的发展,激光光谱技术逐步应用于固体推进剂燃烧及发动机羽流温度测量。辐射光谱测温法通过测量火焰辐射光谱来实现温度的非接触在线测量,具有测温范围宽、响应快及可靠性高等优点,可应用于固体火箭发动机羽流温度测量。在此提出了基于火焰辐射光谱的固体火箭发动机羽流温度测量方法,采用350～1 000 nm波段光纤光谱仪搭建了发动机羽流火焰辐射光谱测量系统,利用标准辐射黑体炉开展光谱仪响应系数标定,获得响应系数随波长的变化曲线,并以此用作羽流辐射光谱数据修正。之后将该测量系统应用于标准Φ118固体火箭发动机地面试验,开展典型12%铝质量含量推进剂发动机羽流辐射光谱实验测量,选取不同时刻羽流辐射光谱分析了发动机羽流辐射光谱特征,并利用双色法灰性判断原理对羽流火焰灰体特性进行讨论,验证在675～745 nm波段发动机羽流火焰辐射可近似认为灰体,该波段辐射率随波长变化最大相对偏差为4.01%,相对均方差为1.53%。因此,基于普朗克辐射定律开展辐射光谱拟合参数获得不同时刻羽流温度与辐射率参数,并讨论测量结果与发动机工作状态的关系。最后,开展12%,15%与19%铝质量含量的不同推进剂配方固体火箭发动机羽流辐射光谱测量,将辐射光谱法温度测量值与理论热力计算值进行比较,两者最大偏差值为5.40%,讨论了不同铝含量推进剂发动机羽流辐射光谱特征,并结合温度与辐射率测量结果,分析了固体推进剂铝含量对辐射光谱、羽流温度及辐射率的影响。通过固体火箭发动机羽流辐射光谱测温方法研究,为固体火箭发动机性能评估及推进剂配方优化等研究提供了有效的羽流参数测量手段。分析获得的推进剂铝含量对发动机羽流辐射光谱、温度及辐射率参数的影响,为降低固体发动机羽流特征信号提供了重要的实验数据支撑。     

固体火箭发动机多层结构壳体的导波频散特性分析

利用导波对固体火箭发动机的多层结构壳体进行检测是一种很有前景的无损检测方法。本文应用全局矩阵法,推导了多层结构壳体的导波频散方程,并分别针对固体火箭发动机4种不同层数的壳体导波频散曲线进行了求解,发现当结构层数和第一层厚度增加时,各模式曲线的间隔缩小,曲线数目增加,并有向零频方向靠拢的趋势。同时研究了粘接质量变化对频散特征的影响,随着胶层质量相对变差,频散曲线总体向低频漂移。