共查询到19条相似文献,搜索用时 140 毫秒
1.
平板式小型环路热管的实验研究 总被引:1,自引:0,他引:1
设计一套蒸发器尺寸为74 mm(D)×14 mm(H)的平板式小型环路热管(mLHP),工质为甲醇,冷凝方式采用冰水混合物冷却,研究其换热性能。实验表明,该环路热管能够实现重力和无重力辅助启动。倾角为18 °、充灌率为60%时,热负荷从20 W增加到140 W,整个环路热管热阻从2.58 ℃/W减小到 0.44 ℃/W 。无重力辅助启动时,mLHP能够散去130 W的热量而壁面温度低于80 ℃。当热负荷一定, 无重力辅助启动时的蒸发器壁面温度高于重力辅助启动时的壁面温度。在保证系统启动的工质裕量前提下,减少工质充灌量有利于降低蒸发器壁面温度。mLHP运行存在低热负荷区和高热负荷区,在低热负荷区,蒸发器和补偿腔温度随着热负荷的增加降低;在高热负荷区,蒸发器和补偿腔温度随着热负荷的增加升高。 相似文献
2.
3.
文章针对月球探测器设备月昼高效传热和月夜阻断传热需求,设计了一种以八氟环丁烷为工质的开关式高冰点槽道热管,对其常温下传热性能及启动特性开展了地面实验研究。结果表明:热管工作温度35~55℃范围内的最大传热量大于40 W;工作在35~55℃温度范围、传热量为25 W时,蒸发段测点与冷凝段测点温差小于5℃;在相同传热量情况下,工作温度越高,传热温差越小;管体与水平面夹角分别为10°、30°两种情况下,热管均能在90 s内正常启动。该热管已在"嫦娥四号"探测器中得到成功应用。探测器地面热平衡试验和在轨数据表明,高冰点热管在月昼高温工况传热效果良好,月夜低温工况热管工质冻结、可以实现设备保温,确保了探测器相关设备在轨的高性能工作。 相似文献
4.
5.
6.
在对蒸发器卜辅助加热和热电制冷器对储液器制冷这两种主动辅助启动措施进行实验研究的基础上,首次提出了一种新的完全被动的辅助启动措施,即采用相变材料控制储液器温度在相变点附近,以便形成启动所需的液体过热度.通过实验验证了相变材料辅助启动的可行性,研究了不同热载荷埘相变材料辅助启动的效果以及该辅助措施对启动后环路热管稳态运行的影响.实验结果表明:相同热载荷下,储液器上外贴相变材料容器后.相变材料的热容明显有利于形成启动时引起蒸气槽道内核态沸腾所需要的蒸发器和储液器间温差,降低了启动时蒸发器的温度升高,减少了启动所需时间.但启动热载荷越小,启动经历的时间将越长,当热载荷小到一定程度,蒸发器和储液器的温度差形成也会存在困难.此时相变材料只能延缓蒸发器温度升高.启动后储液器外的相变材料容器町实现一段时间内的控温. 相似文献
7.
研究的目的是验证热管吸热器有良好的热性能。通过对先进太阳能热动力系统单元热管吸热器进行数值仿真,建立了相应的数学模型,给出了数值解法,并把仿真结果同NASA计算结果进行了对比。分析结果表明,热管吸热器由于热管良好的导热性和理想的等温性,热管在轴向的温差很小,这就使得热管在不同位置上的容器内的PCM都能同步、均匀的熔化;另外热管吸液芯的正常工作使得热管周向温度分布均匀,从而避免热斑现象;热管吸热器由于热管在轴向和周向上良好的等温性,在阴影期末,各蓄热容器内的PCM能够同时凝固,并最终达到完全凝固,从而避免热松脱现象。因此,热管吸热器提高了系统的效率,能避免热斑和热松脱现象。 相似文献
8.
针对直径为6mm,长为210mm小型槽道柱状热管通过压扁和弯曲制成的厚度分别为3mm和2mm,绝热段90°弯曲的扁平弯曲热管进行试验研究.对热管的轴向温度分布、极限传输功率、热阻以及蒸发段和冷凝段换热系数等进行了测试和分析.研究结果表明:2mm厚热管在弯曲前后的传热性能基本保持不变.对于圆柱状热管和3mm厚扁平热管,直管在极限状态时,只有靠近蒸发段端点的温度骤然上升;弯管在极限状态下的蒸发段温度呈梯次增加.弯管的极限传输功率小于直管,热阻与直管相近.直管的蒸发段换热系数随着功率的增加稍有增加,在出现传热极限时急剧下降;弯管的蒸发段换热系数随着功率的增加一直下降.无论是直管还是弯管,冷凝段换热系数均随功率的增加稍有下降. 相似文献
9.
10.
低温回路热管是一种应用前景广阔的航天器热控设备。为了利用低温回路热管实现航天器低温部件的主动控温,进行了低温回路热管传热性能试验,并对试验中发现的低温回路热管控温性能进行了理论分析,进而对现有低温回路热管的结构进行了改进。改进后的低温回路热管能够在全功率范围内保持系统温差(主蒸发器与冷凝器温差)恒定,并能通过调节储液器上的加热功率,实现一定温度范围内的主动温度控制,使低温回路热管具有了毛细泵回路的控温功能。 相似文献
11.
12.
分析了采用富氧燃气发生器的补燃循环发动机起动过程中涡轮功率的控制方法,指出起动过程中涡轮功率的主要控制参数为发生器温度和涡轮压比。起动过程中发生器温度的控制依靠选择合适的流量调节器起动流量、转级时间和转级速率来实现。起动过程中涡轮压比的控制需要控制推力室的建压时间和建压幅度,这需要选择合适的推力室燃料主阀打开时间、燃料节流阀转大流量的时间。通过数值仿真,分析了上述控制方法对发动机起动过程的影响机理。 相似文献
13.
建立了燕尾形轴向微槽热管传热和液体流动模型并进行了数值求解,计算了其最大传 热能力。模型考虑了气液界面剪切力的作用,分析了热管内气、液相流体压力和流速及弯月 面毛细半径沿轴向的变化特性,并讨论了热负荷对蒸发段端口毛细半径的影响,以及工作温 度和吸液芯结构对最大传热能力的影响。研究表明:弯月面毛细半径沿轴向非线性增加,在 蒸发段和绝热段变化较小,而从冷凝段开始急剧上升;热管内蒸气沿程压差远小于液相压差 ;液体的平均速度远小于蒸气的平均速度;沟槽热管的最大传热能力受工作温度和毛细芯结 构尺寸的影响较大;燕尾形底宽的增大或微槽高度的增加有利于提高热管的最大传热能力, 而蒸气腔半径对最大传热能力的影响不明显。同时,还通过实验验证了本模型的正确性。
相似文献
相似文献
14.
15.
采用二维轴对称雷诺平均方程和Spalart-Allmaras湍流模型。研究了被动式引射器稳定工作时其内流场结构及高空试验舱压强的变化。空间上采用二阶迎风格式进行耦合求解。时间上采用显式Runge-Kutta方法进行迭代推进,直至流场收敛。结果表明,引射马赫数越大。要求的启动总压越高,为了降低启动压比,可以适当缩小混合室收缩比,增加第二喉道长径比。引射马赫数与引射总压对引射器内流场结构和高空试验舱真空度影响极大,发动机出口燃气参数对高空试验舱真空度有一定的影响.但其作用十分有限。 相似文献
16.
17.
液氧/煤油补燃循环发动机起动过程研究 总被引:1,自引:1,他引:0
液体火箭发动机起动过程是发动机研制过程中的难点和关键技术之一。针对某液氧/煤油补燃循环发动机,进行了起动过程研究。建立了发动机各组件的动态数学模型,并进行了适当简化。计算得到了起动过程发动机性能参数随时间变化的仿真曲线。计算结果与试车数据基本相符,初步验证了所建立的仿真模型及采用的仿真方法的正确性。还分析了部分干扰因素对发动机起动过程的影响。 相似文献
18.
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