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研究使用一种含有金属相变材料(Phase Change material,PCM)的温控组件(Thermal Control Component,TCC)对航天器上的有效载荷进行温度控制。通过对载荷的温控需求分析,设计并制备了以Ga-Sn合金为PCM的TCC,并通过地面模拟实验对TCC的温控性能进行测试。实验结果表明这种含有Ga-Sn合金的TCC满足载荷的温控需求。最后在仿真软件中建立了TCC的相变传热仿真模型用于预测TCC的温控性能。结果表明:仿真模型计算所得结果与实验结果基本一致,可用于预测TCC的温控性能。 相似文献
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空间太阳能热动力发电系统是一种新型空间电力系统。吸热蓄热器是太阳能热动力发电系统关键部件之一。吸热蓄热器采用的蓄热方式是相变蓄热。本文以NASA 2kW太阳能热动力发电系统地面试验采用的吸热蓄热器为研究对象,建立了吸热蓄热器的三维传热数值模型,可以模拟轨道周期内、各种工作参数下吸热蓄热器的热损失、工质温度、容器单元温度、PCM熔化率以及PCM潜热利用率等主要参数的变化。通过与蓄热换热管地面蓄放热试验结果比较,验证了方法的可靠性。在对传统吸热蓄热器结果进行分析的基础上提出了吸热蓄热器的改进方案——组合PCM热换管概念,并与传统吸热蓄热器性能进行了对比分析。 相似文献
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某星载数据处理器采用标准机箱结构,实现整星对地遥测数据的存储与传输的功能。数据处理器总热耗较大,其中有3个数据处理单元在工作时热耗高达70W。针对数据处理单元的周期性工作特点,填充有相变材料的储能板作为其散热措施使用。在数据处理单元工作时储热,间歇时散热,实现对数据处理单元的温度控制。为了验证该热设计措施的有效性,采用Flotherm软件进行仿真分析并设计了真空下的瞬态热平衡试验。仿真和试验结果均证明热设计方案合理,该相变储能板可以适应数据处理单元周期性工作的需求,且其内部所有元器件均满足一级降额设计要求。这种热设计方法为后续该类型周期性工作的大热耗单元热设计提供了参考意义。 相似文献
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通过试验检测热防护材料或结构的隔热能力是航天器与高超声速飞行器安全可靠性设计中不可缺少的重要环节。为获知隔热性能试验中3种不同边界条件下(试验件竖直放置,水平放置散热面向下,水平放置散热面向上)平板试验件散热面温度的差异,建立3种热试验装置,对轻质隔热材料进行不同温度条件下的隔热性能试验测试(散热面敞开)。试验结果表明:试验件水平放置散热面向下时的散热面温度最高;水平放置散热面向上时的散热面温度最低。当热面温度为1000℃时,1800 s后,水平放置散热面向下比水平放置散热面向上时的散热面温度高19.7%;试验件竖直放置比水平放置散热面向下时的散热面温度低2.3%。数值模拟结果与试验结果一致性良好,验证了试验结果的可信性和正确性。研究结果可为航天器与高速飞行器热防护系统设计及试验方案的确定提供重要参考依据。 相似文献
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针对月球轨道复杂的热环境,设计一种与流体回路耦合的板翅式相变换热器,通过利用相变材料熔化蓄热、凝固放热的特性,实现对航天器在不同外界热环境条件下散热能力的调节。基于一系列简化假设,开展相变换热器仿真分析,计算给定入口温度条件下相变换热器的换热性能和熔化与凝固特性,并且详细分析相变腔体内相变材料的熔化过程。通过搭建相变换热器性能试验台开展试验研究,得到相变换热器运行的温度结果,验证了相变换热器设计的合理性。文章提出的耦合相变换热器的流体回路方案可作为载人航天器月球轨道飞行的有效热控手段。 相似文献
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为实现对飞行器高热流密度热流的长时间测量,文章提出了一种以与高导热金属蜂窝材料复合的相变材料作为热沉的热流计,利用相变材料的潜热持续吸收热流计所接收的热量,可以对1 MW·m-2的热流密度持续测量2000 s以上。利用显热容数值方法建立了高热流密度长时间持续测量的分析模型,研究了热沉相变材料的热导率、相变温度、相变潜热等物性参数对测量方案的影响。研究结果表明,应选取热导率较大、相变温度较低且高于初始环境温度,以及相变潜热较大的相变材料作为长时间高热流密度测量的热沉材料。 相似文献
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为研究添加纳米粒子的复合相变材料应用与星载有源设备相变控温时的控温性能,采用了数值仿真的方式,使用ANASYS软件比较分析了硬脂醇改性石墨烯/正十八烷石蜡复合相变材料与纯正十八烷石蜡相变材料的相变控温性能。结果表明,在短时间控温时复合相变材料具有一定优势,同时在有源组件非工作时间散热时,复合相变材料可以在更短时间内将工作时间吸收的热量全部散去,恢复初始状态速度比纯正十八烷石蜡快14.1%,因此添加硬脂醇改性石墨烯纳米粒子的复合相变材料可以作为提升相变控温装置整体性能的一种有效辅助手段;同时针对与其他主要导热能力提升手段相结合后的控温性能进行了对比分析,复合相变材料可以起到提高控温装置性能的作用,可以与其他方式进行有效的结合。 相似文献
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调温热沉具有操作简单,经济性好,降温速率快,对试验件无遮挡等优点,因此,在部组件级热真空试验中具有越来越重要的地位和意义。对于调温热沉的设计,本文中通过采用基于M文件表述的S函数程序和状态空间描述的分布参数模型用于系统仿真,从而得出载冷剂、试验件、热沉三者之间的温度动态关系。继而得到热沉温度控制方案中控制参数的影响条件以及调温热沉设计方案中载冷剂的温度和流量的数据。 相似文献
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航天器再入全过程轴对称烧蚀热防护数值仿真研究 总被引:1,自引:0,他引:1
对航天器再入全过程轴对称烧蚀热防护进行了全过程数值仿真研究.采用修正Lees驻点热流密度方法和参考焓方法计算再入热流密度.采用JANAF模型计算烧蚀率.利用有限元法计算钝锥体再入航天器烧蚀层在移动边界条件下的轴对称温度场.采用碳化层-热解面-原始材料的轴对称碳化烧蚀模型;推导了热解气体流量计算方法.针对再入飞行大热流密度条件下,用有限元方法求解瞬态温度场时会产生的时间和空间上解的振荡问题.通过分析温度振荡现象产生的原因,采用集中热容矩阵向后差分方法解决振荡问题.计算结果表明,在时间步长选择合适的情况下,求解集中热容矩阵能够很好地解决数值振荡问题,同时烧蚀率和温度场计算比较准确. 相似文献