基于模糊控制的纳卫星热控系统仿真

建立了球状纳卫星温度系统动态特性方程组,确定系统稳态温度值后搭建温度系统模型;设计合理的模糊逻辑控制器,与温度系统模型部分相结合,完成整个热控系统模型;分别采用±50%的阶跃信号模拟纳卫星温度系统在空间运行时受舱内仪器热源改变和外壳、辐射器所接受的太阳辐射加热量改变的影响,执行热控系统仿真,绘制仿真曲线与不加控制前的结果相比较.仿真结果表明,将模糊控制系统运用于纳卫星热控系统中能够准确、快速地对其系统温度进行合理控制,具有鲁棒性好、对参数变换不敏感、适应性强以及过渡过程时间短等优点.      

飞机燃油系统全飞行剖面热边界模拟与温度预测

通过仿真实验和机器学习，对影响飞机燃油系统温度的主要因素进行了研究，并对燃油系统温度进行了预测。对飞机燃油系统的基本结构布局进行了描述。利用Simulink仿真平台建立了燃油系统热动态仿真，该模型可以模拟出全飞行剖面下燃油回路各个节点的温度，通过改变不同的条件得到影响燃油系统各个节点温度的主要影响因素，并通过机器学习模型对燃油系统的温度进行预测。研究成果可以估计和感知燃油系统的工作温度及飞机液压、滑油等系统的工作温度，为进一步进行燃油液压系统的热边界感知和机载液压与机电系统热载荷吸收控制打下基础。      

板翅式换热器传递函数动态模型及参数确定方法

飞机综合环控/热管理系统迫切需要建立快捷高效的换热器动态仿真模型,以满足先进控制系统设计需求。基于此,针对板翅式换热器动态模型,提出一种包含2个延迟环节和4个一阶惯性环节的传递函数矩阵形式,并从换热器机理模型出发,利用拉普拉斯变换推导模型中4个时间常数的计算公式,提出基于换热器效率的传热热阻计算关系式的辨识方法,解决了主要模型参数设置难题。以板翅式换热器为研究对象,在Simulink仿真平台搭建其传递函数动态模型,并与AMESim仿真平台搭建的机理模型进行对比分析,结果显示：2种模型所得空气和冷却水出口温度分别随入口温度和质量流量阶跃变化的动态响应曲线吻合很好,其中,4种工况空气和冷却水出口温度最大稳态偏差分别为0.034℃和0.029℃,当冷却水入口质量流量阶跃变化时,空气出口温度动态响应相对偏差最大,为9.27%,当空气入口质量流量阶跃变化时,冷却水出口温度动态响应相对偏差最大,为7.03%。     

无人直升机LPV控制律设计

针对无人直升机航迹控制要求,提出一种基于线性变参数(LPV)控制理论的无人直升机一体化式飞行控制律设计方法,通过速度、侧滑角、高度和偏航角控制通道的显模型跟踪控制,实现无人直升机航迹控制。建立了无人直升机高阶非线性动力学模型,模型中考虑了旋翼桨叶挥舞和摆振运动、旋翼动态入流、机体运动之间的运动耦合,用于检验直升机高阶运动特性对控制律性能和闭环系统稳定性的影响。由于无人直升机的非线性动力学模型是典型的周期性系统,基于简谐平衡方法进行无人直升机的配平和模型线性化计算,在速度包线内得到用于控制律设计的无人直升机LPV模型,通过凸函数优化方法求解LPV控制律的参数。基于典型直升机机动,采用数值仿真方法对LPV控制律在传感器噪声影响下的控制性能进行检验,仿真结果表明：LPV控制律在速度包线内具有良好的控制性能和鲁棒性,无人直升机闭环系统在机动飞行中满足给定的性能要求。     

飞机吊舱热系统计算机仿真研究

建立了电子吊舱热系统仿真模型,并利用仿真软件对其进行动态仿真研究,得到了吊舱冷负荷及主要温度参数沿一定飞行包线的变化情况, 辅助完成了制冷系统的选型及校核检验工作,并为吊舱的结构参数优化提出了合理性建议.研究结果表明动态仿真研究为吊舱制冷系统的选型及设计提供了先进的计算分析工具.     

直升机滑油换热器的结构优化设计

在直升机肋管式滑油换热器的初步热力性能设计计算基础上,应用数值优化原理,对滑油换热器结构的优化设计进行了研究,建立了结构优化程序.该程序以滑油换热器的重量为目标函数,采用正弦法去约束并结合单纯形加速法寻优.实例计算表明,将滑油换热器的热力性能计算程序同结构优化程序结合起来,可以建立自动匹配的换热器设计及优化程序系统.应用该软件,输入设计要求,就可获得既满足性能要求,且重量最轻的肋管式滑油换热器.该软件可推广应用于各种类型肋管式换热器.     

碟式斯特林发电系统性能分析模型与仿真

基于传热学、热力学、动力学、电学理论以及系统控制模型,建立了可用于碟式斯特林发电系统分析、设计、优化和控制的性能分析模型.模型包括太阳能聚光器、接收器、斯特林循环热力学、斯特林发动机机构动力学、起动/发电机等各子系统及相互作用关系,可分析系统从起动到全功率状态时的稳态性能和动态特性.使用该模型对碟式斯特林系统进行了仿真分析,结果表明,在发动机热端温度不变的控制条件下,系统一天内的输出电功率表现出与太阳直射强度类似的抛物形变化,系统效率变化较平稳;系统充气过程压力突增,在太阳直射强度不变的情况下,发动机热端温度下降,发电功率先增加一点,后随温度下降而下降.     

碟式斯特林发电系统性能分析模型与仿真

基于传热学、热力学、动力学、电学理论以及系统控制模型,建立了可用于碟式斯特林发电系统分析、设计、优化和控制的性能分析模型.模型包括太阳能聚光器、接收器、斯特林循环热力学、斯特林发动机机构动力学、起动/发电机等各子系统及相互作用关系,可分析系统从起动到全功率状态时的稳态性能和动态特性.使用该模型对碟式斯特林系统进行了仿真分析,结果表明,在发动机热端温度不变的控制条件下,系统一天内的输出电功率表现出与太阳直射强度类似的抛物形变化,系统效率变化较平稳;系统充气过程压力突增,在太阳直射强度不变的情况下,发动机热端温度下降,发电功率先增加一点,后随温度下降而下降.     

超小型直升机动力学模型的建模、辨识与验证

为实现超小型直升机的自动控制飞行,需建立较为精确的动力学模型.考虑机体、主旋翼/稳定杆和尾桨间的耦合对飞行动态特性的影响,建立了AF25B型超小型直升机的连续线性时不变系统模型.设计并配置了机载设备,完成在遥控飞行状态下的飞行数据采集与存储.通过时域系统辨识方法,辨识了直升机在悬停状态下的模型参数,并对辨识结果进行验证和分析,表明所建模型能充分反映该型直升机悬停状态下的动态特性.     

带挠性帆板航天器热诱发姿态运动分析

针对带挠性帆板航天器简化模型建立了帆板受到突加热流时的拉格朗日能量方程,将帆板的准静态位移分解为空间函数与时间函数的乘积,采用扩展的假定模态法,推导了系统的动力学方程.指出温度差是引起姿态变化的扰动源,分析了热时间常数及温度差等参数对姿态的影响.从频域出发,分析热引起的扰动力矩对航天器姿态控制系统的影响.数值仿真结果验证了分析的正确性.     

基于地面实验的蒙皮换热器高空换热性能分析

面向未来我国大功率机载电子设备冷却需求,需要发展新型机载冷却方式,减少对传统环控制冷系统的依赖,为此研究了一种气/气蒙皮换热器用于电子设备热管理.该蒙皮换热器是一种无能耗被动换热方式,在不增加飞机代偿损失的情况下实现大功率电子设备热管理.为了考核所设计的蒙皮换热器机载飞机环境换热性能,设计加工了实验样件,在地面开展了换热性能实验研究工作,获得热边流动传热准则和对流换热系数.在此基础上推演出高空巡航状态下的蒙皮换热器换热性能,获得传热最不利安装位置和改进位置时的传热性能.研究工作预期为未来我国基于蒙皮换热器的飞机综合热管理提供设计及机载应用技术支持.     

环肋翅片管相变传热特性及分形优化

基于管壳式相变换热器，通过数值模拟方法研究了35号石蜡在矩形环肋翅片管外的融化传热特性，建立肋片单元三维模型研究热流体温度、肋片高度参数对传热过程的影响，并探究了分形结构翅片的优化传热性能。结果表明:矩形环肋翅片管外相变融化过程分为传热速率差异明显的3段，适用于不同功率需求；提高热流体入口温度和相变材料温差近似等比增强总传热功率；肋片高度由10 cm分别提高至12.5 cm、15 cm时，总融化时间分别缩短42.89%、71.96%，增强传热，但功率重量比降低；分形结构优化翅片总融化时间缩短41.95%，功率提高，为相变翅片管的优化设计提供参考。      

某种叉流板翅式热交换器动态性能的计算

对某型飞机上应用的一种叉流板翅式热交换器的动态性能进行了计算研究,分别用数值计算方法和参数集中方法进行了计算,给出了计算比较的结果.结果表明,这2种方法计算所得的结果很接近,但是参数集中法计算程序更为简结,适合用于系统模拟的情况.      

NH3—NaSCN吸收式热泵系统性能分析

研究了ＮＨ３－ＮａＳＣＮ吸收式热泵系统的可能温度组合、有无回热器两种情况系统的热力参数和性能，如：吸收器和发生器中溶液浓度，循环倍率以及有无回热器时系统基于焓的性能系数等，分析了工作温度对系统性能的影响，结果表明，有无回热器时工作温度对系统性能的影响是不一致的。     

NH3—NaSCH吸收式制冷系统性能分析

工作温度直接影响吸收式制冷系统的性能，而工作温度的选择受Ｇｉｂｂｓ相律和工质热力性质的限制。本文研究了ＮＨ３－ＮａＳＣＮ吸收式制冷系统的可能温度组合；有无回热器两种情况系统的热力参数和性能，如：吸收器和发生器中溶液浓度、循环倍率以及有无回热器时系统基于焓的性能系数等；分析了工作温度对系统性能的影响。结果表明，在无回热器时工作温度对系统性能的影响是不一致的。     

管壳式换热器的一种优化设计

换热器的结构优化涉及到多参数的耦合问题.区别于以往优化方法只是将换热器单个性能涉及因素作为目标函数,选取换热器性能涉及因素中的换热体积和换热过程压降损失为优化对象,以湿空气与水热交换作为具体工况条件,分析了管壳式换热器的传热和压降模型,得到了管壳式换热器设计的优化结果,找到了一种综合考虑换热器体积以及换热过程压降损失的换热器结构设计方法.与普通设计方法相比,该方法可以有效减小换热器体积与传热过程压降损失.     

航天器用低温多层隔热性能计算方程

航天器常用有效发射率表征多层的隔热性能,其经验值范围为0.02~0.04,经验值仅与多层单元数有关,不随温度变化。有效发射率经验值的适用条件是多层的热面温度约-10℃~50℃,多层的冷面不照太阳。使用条件偏离得越多,有效发射率的经验值导致的计算偏差就越大。针对该问题,提出采用辐射项加导热项的混合传热模型,取代传统的纯辐射模型,并给出了方程中导热项系数和辐射项系数的计算方法。以国产10单元多层为例,给出了方程系数的详细计算过程,该系数已用于工程实际。用多种工况验证了该方程的准确性,并阐述了纯辐射模型导致较大偏差的问题根源。采用混合传热模型使高温/低温区的计算偏差从20℃降低至5℃。混合传热模型比纯辐射模型更适于描述多层的传热过程。最后,研究了选取多层隔热性能热平衡试验工况的原则。     

考虑制造约束的印刷电路板式换热器优化设计

针对印刷电路板式换热器(PCHE)的微流道结构参数设计制造一体化问题,开展了考虑制造约束条件的换热器性能优化的研究。通过流体仿真分析了流道宽度、深度和深宽比对温度分布、压力损失和换热系数的影响。使用多目标遗传算法(MOGA)建立了换热性能的多参数多目标性能优化仿真模型,根据性能优化获得的设计参数建立微流道结构辊压成形工艺仿真模型,得到制造约束条件,将制造约束反馈到性能优化仿真模型中,得到宽为0.29 mm、深为0.39 mm的矩形微流道优化设计参数,且通过辊对辊(R2R)的辊压工艺实验验证了该优化方法的可行性。考虑制造约束的换热器优化设计方法在性能优化设计阶段引入工艺限制条件,是实现换热器一体化设计制造的有效手段。      

含内热源的多孔方腔自然对流非正交MRT-LBM模拟

为了增强多孔方腔内流体流动与传热效果，采用非正交多松弛格子Boltzmann方法（MRT-LBM）对含有内热源的多孔方腔自然对流传热现象进行了数值模拟。研究了不同冷源布置方案（Scheme A~Scheme F）、内热源结构形式（Case 1、Case 2、Case 3）、内热源位置（a、b）、Darcy数、Rayleigh数等对多孔方腔内流体流动与传热的影响。计算结果表明:冷源布置方案对腔内流体流动与传热具有重要影响，当冷源左右对称布置时，腔内温度场及流场亦对称分布；在高Rayleigh数下采用Scheme A的双上部冷源布置方案能明显提高腔内的传热强度；内热源的形状对腔内对流传热影响很大，高Rayleigh数下，Case 3的布置方式更好。内热源的位置a和b对腔内的传热影响明显，提出了热壁面平均Nusselt数与位置a的拟合关系式，存在最佳的位置a（a=0.25），使得腔内的对流传热最强；热壁面平均Nusselt数亦随b值变化表现出特定的变化规律。随着b值的增加，热壁面平均Nusselt数呈现先增后减再增的趋势。      

热力学排气系统压力控制地面原理实验研究

低温推进剂由于其比冲高、无毒无污染,被认为是进入空间及轨道转移最经济、效率最高的化学推进剂,也是未来人类月球探测、火星探测以及更远距离深空探测的首选推进剂。热力学排气技术是解决低温推进剂长期在轨应用蒸发量控制问题的一项关键技术。针对应用于低温贮箱的热力学排气系统(TVS)搭建了地面原理实验平台,采用制冷剂R123为工质,开展了增压、混合喷射降压以及节流制冷3种不同工作模式下的实验研究,分析了不同阶段箱体压力及内部流体问题变化情况,实验验证了热力学排气系统的压力控制效果,与直接排气相比,热力学排气可节省41%的排气损失,该结果可为低温推进剂在轨贮存热力学排气技术的发展提供借鉴和参考。