摘要：设计合理的烧嘴可以控制空气和燃气的混合,从而控制NOx的排放。对6种不同几何结构烧嘴在不同的燃气流速、过量空气系数、燃气流量以及不同燃气与空气喷口间距下的NOx排放量进行了试验研究。结果表明,燃气射流速度的提高可以减少NOx的排放;在空气射流速度大致相等的各个试验工况中,空气喷口为矩形且矩形短轴指向烧嘴中心的燃气喷口时,NOx排放量最高,空气喷口为圆形时次之,空气喷口为矩形且矩形长轴指向燃气喷口时NOx排放量较低。在试验范围内,过量空气系数提高,NOx的排放增加。

摘要：本文介绍一种针对纯惯性管以及惯性管加无限大气库的选型图表。系统介绍了其设计理论。通过与实验值的对比,采用了符合较好的简化湍流模型进行计算。为了使图表易于使用,本文提出了一组更实用的无量纲参数和计算"无限大"气库体积的方法。最终,通过两个实例,给出了应用该表的使用方法和应注意的问题。

摘要：高频热声斯特林发动机具有体积小,热效率高和无机械运动部件等特点,是驱动脉冲管制冷机等回热式制冷机的理想的压力波发生器。本文设计并研制了一高频热声斯特林发动机系统,实验研究了系统布置方位和工作介质对发动机性能的影响。实验结果发现布置方位对起振温度的影响较大,对稳定振荡的波动压力振幅和加热温度影响较小。采用氦气、氮气、氩气和二氧化碳作为工质,工作频率分别是314 Hz、108 Hz、98 Hz和76 Hz时,其压比分别达到了1.17、1.23、1.22和1.24。

摘要：优化设计并研制了一小冷量液氮温区高频热驱动脉冲管制冷机,系统轴向长度仅为1.2 m。针对之前系统热效率较低问题,在数值计算的指导下,对高频驻波热声发动机的板叠流道尺寸和热腔进行了优化,并对声压放大器进行了调整。采用4.0 MPa氦气为工质,在发动机端加入750 W加热量获得了68.3 K的最低制冷温度,这是目前国际上报道的高频热驱动脉冲管制冷机的最低制冷温度。加入500 W加热量时,制冷机获得了76.9 K的无负荷最低制冷温度,在80 K时有0.2 W的制冷量。

摘要：对某上面级供电系统采用的5块单体数量、放电电流均存在差异的银锌电池进行热控设计,以保证其工作参数稳定。首先用真空绝热量热法获得了1块典型电池的热容量及其不同放电电流下的热功耗变化规律;然后,测量过程中采取有效的漏热控制措施并精确测量系统的实际漏热量,以确定系统漏热对测量精度的影响;最终在测量分析的基础上,采用不同红外发射率的热控涂层进行组合的方式实现了上面级电池的热控设计。遥测数据表明上述热控设计下各电池温度处于常温温区,热控效果均满足要求。

摘要：以复合材料气瓶热防护材料的耐高温及隔热性能为研究对象,通过真空舱模拟上面级飞行段的真空环境,采用石英灯阵模拟热源,对两种热防护方案开展真空热试验,分析了不同材料(组合)、多层隔热组件不同单元的隔热性能及其差异产生的原因。结果表明两种防热方案都可使气瓶壁面温度满足不超过70℃的温度要求,其中"柔性隔热毡+中温多层"组合防热结构的耐温和隔热性能更优,并通过理论计算与试验值对比验证了热仿真计算中的不确定性,试验结果可为后续型号防热设计提供参考。

摘要：针对搭载于长征七号上面级的Ka频段相控阵天线尺寸小、热功耗大、工作模式不确定,需热控系统兼具天线工作期间的散热和长时间不工作期间的保温,需要采用相变材料或高热容材料进行蓄热的问题,考虑该上面级对重量相对不敏感但对经济性敏感的特点,通过对比铜和相变材料、电加热和增加热控开机,设计了一种"铜蓄热+新增热控开机"的热控方案。开展了全箭热分析计算和相控阵天线热平衡试验,验证了方案的正确性,飞行遥测数据证实了数值计算和试验的有效性。

摘要：与常压环境地面试车相比,发动机高空模拟试车的热源分布更接近于实际飞行工况,本文通过搭载高模试车验证了高温隔热屏设计的正确性。通过考虑高温隔热屏层间气体导热和接触导热等,对高温隔热屏的传热模型进行了修正,其计算结果与高空模拟试车搭载试验结果的误差较小。在考虑真空引射背景红外辐射以及真空舱内气体与发动机及隔热屏的导热后,利用修订的高温隔热屏的当量热导率,进行了上面级高空模拟整机热分析,进一步提升了热模型的分析精度。

摘要："新视野"探测器是第一个用于探测冥王星、冥王星卫星以及柯伊伯带其他天体的航天器。其在发射、在轨飞行和探测过程中经历了复杂多变的热环境,热控系统须保证探测器及器上仪器设备在适宜的温度范围内正常工作。文章介绍了该探测器热控系统的总体设计方案,重点分析了热控设计的依据、特点及其带来的启示。

摘要：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。