气动热环境试验及测量技术研究进展

地面风洞试验和飞行试验是研究高超声速飞行器气动加热的主要手段。针对临近空间复杂气动外形高超声速飞行器气动热环境研究的需要，分析探讨了国内气动热试验及测量技术的发展情况。分析了临近空间高超声速飞行器外形特征以及飞行剖面、边界层转捩和气动热环境特性等，进而分析了气动热环境风洞试验模拟理论，介绍了适用于气动热研究的风洞试验设备及其模拟能力，重点讨论了适用于不同类型风洞的热流测量技术发展近况、存在的问题和发展趋势；在以长时间、高热流、高壁温为主要特征的高超声速飞行试验中，无法应用风洞环境下的热流测量技术，因而介绍了目前飞行试验中采用的气动热测量技术，讨论了根据结构温度反辨识表面热流存在的问题，以及热流传感器表面的"冷点效应"、表面催化特性等因素对飞行试验气动热测量的影响，提出了后续工作中应重点研究和解决的临近空间飞行器气动热环境测量技术问题。     

电子设备冷却用空芯冷板的性能研究

用空芯冷板却电子设备是一种新型、高效的冷却方式。这种冷却方式以印制电路板本身作为热交换器，极大地缩短了热流路径，因而载热能力强，结构重量轻。对这种冷却方式进行了理论分析和实验研究，建立了空芯冷板壁温的数学模型，用实验证明了数学模型分析的正确性。并把空芯冷却板冷却试民现在广泛应用的导热冷却方式的热载能力相比较，证明空芯冷板冷却方式是高效的。     

电子设备用冷板散热特性的二维数值模拟

冷板是当前最常用的一种电子设备散热方式,虽然冷板的温度分布是个典型的三维导热型问题,但人们普遍关心的是冷板加热面、冷却面的二维温度分布情况。本文首先对单片冷板的散热特性进行了分析,在此基础上建立起相应的数学模型和微分控制方程组。通过将电子设备发热量、对流散热量及厚度方向上的导热量当成冷板的内热源,将复杂的三维问题简化为二维问题,并进行了数值模拟。计算结果与实验结果吻合良好,为复杂模型的简化计算提供了参考。     

辐射加热方法在结构热试验中的作用与地位

高超声速飞行器经受着严酷的气动加热环境,为验证飞行器整体设计、考核热结构耐热性能,需要开展大量的结构热试验研究,如辐射加热、气流加热方法等。其中辐射加热方法具有加热时间长、加热能力强、多温区控制等特点,是有效的结构全尺寸热试验方法;气流加热方法受试验空间、加热时间等限制,在特定问题上发挥着重要作用。给出了高超声速飞行器防热区和高温区的热结构设计理念,总结了国外结构热试验方法的发展和应用,指出用辐射加热模拟气动热环境仍将是新型飞行器热结构优化设计和性能考核的重要手段。     

液体火箭发动机管路热防护研究与瞬态仿真分析

为了保证发动机正常工作,需要对管路进行保温设计。对管路热环境进行了仿真,利用ANSYS软件编写APDL程序,对一定厚度发泡层的空间管路进行了热分析,得到了管路的瞬态温度场。为了减小管路发泡层的厚度,采取在管路外侧利用电流加热;该改进方案在减少了管路重量的同时,也增加了管路的安装空间。该仿真分析为发动机管路的保温设计奠定了基础。     

小型热管在航空直流电源整流模块散热上的应用

对小型热管在航空直流电源整流模块散热上的应用作了研究，着重介绍了所设计的以甲醇为工质的ＨＴ９１型热管。文中对该热管散热装置的结构方案，热管的设计计算要点及性能测试结果进行了论述。从试验结果可以看出，该热管满足整流模块的散热要求。此小型热管散热装置具有体积小，攻热效果好，工作安全可靠等优点，是一种值得在电子设备上推广应用的散热方法。     

用于机载大功率电子设备的新型液冷环控系统的研究

为了解决我国飞机大功率、高热流密度机载电子设备的冷却问题，本文提出了由制冷、冷却液循环、测量与控制等子系统组成的新型飞机液冷环控系统，阐述了冷却液的配制、系统多参数优化设计、冷板流阻特性曲线的准确模拟、机载电子设备发热模拟装置和建设全系统综合试验台等关键问题。分别完成了冷板换热器Q—p曲线测试、液冷系统流量分配试验、限流环尺寸确定试验和飞行环境下液冷系统性能模拟试验。研究表明，本系统是一种适用于高热流密度下机械电子设备经济的、高效的液冷环控系统。     

电子设备散热用平板式热管的实验研究

平板式热管是一种广泛采用的电子元件散热设备。本文对平板热管的热性能进行了实验研究,用加热电阻来模拟电子设备发热元件,采用热电偶来测量热管表面的温度。对电子设备散热用平板热管的起动响应时间,一定工况下的平板热管温度分布、温度均匀性和传热效果进行了实验研究,并与相同工况的平直肋片固体散热块进行了试验对比,证明平板式热管具有重量轻、起动快、传热效率高,均温性能好等优点。但在低功率时,平板热管的散热性能差于散热块。同时,考察了重力对不同方向热管传热性能的影响,认为具有吸液芯的平板热管可推广运用于航空机载电子设备散热。     

MEMS微惯性姿态系统的环境适应性优化设计技术

分析了MEMS微惯性姿态系统温度及载体运动等环境因素对MEMS惯性传感器的影响和姿态系统的关键技术;针对MEMS惯性器件的热环境优化,建立了基于有限元分析方法的热分析模型,仿真分析了散热设计方案,基于微惯性姿态系统样机,试验验证了散热设计的有效性;针对MEMS惯性传感器误差的强非线性特性,建立了全温范围分段线性误差补偿模型,改进了误差标定方法,有效提高了MEMS惯性器件的精度;分析了微惯性姿态组合算法的适用性条件,优化设计了基于载体飞行状态的微惯性姿态系统姿态滤波的约束条件。转台试验和飞行试验充分验证了环境适应性优化设计方法和结果的有效性,全程飞行条件下姿态误差优于2.5°,稳定飞行阶段姿态误差优于1°,该系统可满足姿态备份和微小型无人飞行器的应用需求。     

飞行器热防护结构的相似准则问题研究

高速飞行带来的气动热与热防护问题是制约高速飞行器系统提高技术水平和能力的一个主要技术瓶颈。在飞行器结构设计过程中,对飞行器结构进行考核试验必不可少。受风洞设备试验能力限制,试验模型尺寸、来流条件等与实际飞行通常存在较大差异,要在试验中完全模拟实际飞行环境、温度和应力状况无法做到。对飞行器进行缩放处理后进行模型的风洞热结构考核,并通过相似准则获得真实结构的温度/应力分布特性,为飞行器热防护设计提供支撑有着迫切需求。本文通过热传导方程和热弹性动力学方程组,对其中的模型相似参数进行讨论,并根据模型试验边界情况进行了讨论研究。提出了飞行器热防护结构地面考核试验的相似准则,并建立了不同试验类型情况下需要遵循的相似准则条件。该相似准则体系具有较大的灵活度,同时具有很高的实用价值。     

飞机液压系统柱塞泵热分析

随着飞机液压系统向高压化、大功率化方向发展，液压系统的发热及温升问题受到了广泛关注。柱塞泵作为液压系统中重要的能量转换装置，对液压系统的功率损失和温度有重大的影响，良好的柱塞泵的热分析对液压系统的热设计和温度控制有重要的意义。然而传统的柱塞泵热分析方法，如平均油温法、软件仿真法和热节点网络法，因不够准确、高效和简洁而不能满足现代飞机液压系统热分析和热设计的相关需求。本文针对飞机液压系统柱塞泵发热的相关问题，采用基于集总参数的热网络分析方法，建立了柱塞泵热网络模型，通过对柱塞泵不同工况下的仿真，验证了模型的有效性和准确性，为柱塞泵及液压系统的热分析提供了参考。     

空间载荷机柜热控设计的仿真研究

空间站主动热控系统的作用是提供和保持航天员、仪器设备和结构部件所要求的温度、湿度和风速等热环境。本文以空间载荷机柜为热控系统的基本单元，建立了以单相流体循环回路为基础、采用液冷结合风冷的冷却方式的载荷机柜数学模型；介绍了模糊增量控制算法的工作原理；提出了采用模糊增量控制算法，以液冷支路进出口温差和风冷支路冷却量占总冷却量的比值为控制目标的反馈控制策略。同时文章采用数值模拟方法研究了控制系统的动态响应效果。仿真结果显示，模糊增量控制算法具有响应迅速、超调量小、无静态误差的特点，控制策略满足有效性、稳定性和高精确度的要求。     

电弧风洞喷管壁温对平板试验的影响研究

为研究电弧风洞喷管壁面温度对平板试验的影响,研制了隔热半椭圆喷管,采用电弧风洞半椭圆喷管平板试验的方法,将喷管长轴边与平板试验模型连接,使气流延伸到模型表面进行试验。喷管扩张段水冷壁面在试验初始时期（冷壁）和壁温上升（热壁）条件下,试验研究了平板测试模型表面冷壁热流和平衡温度的变化。结果表明:在喷管来流焓值1.00～2.55 MJ/kg范围内,相对于冷壁,热壁模型表面冷壁热流增加4.7%～15.0%,平衡温度最大升高4.24%。因此,热防护试验时应考虑喷管壁面温度对平板试验结果带来的影响,需要提高来流焓值。     

热管辐射器热分析

大多数航天器的热控制都是利用空间辐射器作为排热部件。在空间辐射器上，安装热管将极大地提高空间辐射器的散热能力。热管辐射器是一种传热性能极好、运行安全可靠的空间辐射器。文中介绍了典型热管辐射器的结构型式，对平面双组热管辐射器和柱面双组热管辐射器进行了详细的热分析，完成了典型柱面双组热管辐射的性能计算，并计算出流体温度和辐射肋片温度的变化。     

基于分区迭代推进方法的锥体热环境研究

针对锥体热环境问题,提出了气动热与结构传热的分区迭代推进分析方法。其中流场采用有限体积法计算,空间离散采用AUSM+格式。时间推进采用显示多步Runge-Kutta格式,结构热传导采用有限元方法求解,而数据传递采用基于虚拟空间的插值方法。圆管验证算例分析显示,2 s时刻驻点处的热流密度和温度的计算值与试验值的相对误差分别为1.34%和4.95%。最后进行了直二次圆锥体的热环境分析,壁面初始热流密度值与试验值吻合得很好,其中驻点热流的计算值与试验值的相对误差为3.1%。耦合分析过程中驻点温度随时间的推移而升高,且上升趋势逐渐变缓,最终趋于稳态值。此外时间的变化对锥体表面压强的影响可忽略不计,而壁面热流却随时间的增加而降低。     

复合材料构件热压罐成型模具温度均匀性分析

热压罐固化中成型模具的温度分布对复合材料固化质量有显著影响,提高与构件直接接触的模具型面温度均匀性有利于改善内部温度梯度,减小固化变形,提高成型精度。本文以复合材料构件热压罐框架式成型模具为对象,应用有限元方法,分析模具温度的分布,研究模具支撑结构对型板表面温度均匀性的影响。研究表明,支撑板厚度越薄,温度均匀性越好,与进气风口平行方向的支撑板对温度均匀性的影响更为显著,因此可优先考虑增加与进气风口垂直方向支撑板厚度来增加模具刚度。在保持面积不变的前提下,改变散热孔的形状,发现菱形与圆形散热孔具有较强的抗变形能力,而方形散热孔使得型板表面温度分布更加均匀。通过控制散热孔的布局改变风道时,发现T型风道对于改善温度均匀性的效果最佳。     

新型热管冷板传热性能的试验研究

为了有效解决阵列行波管的多热源、高热流散热问题．研制了基于其安装空间尺寸的热管冷板散热装置。热管由8根竖直圆管、冷凝段连通管和蒸发段连通孔组成，其蒸发段嵌入冷板内部，冷凝段伸入冷却水套。试验研究时，在冷板的两个大表面(正反面)各贴上8个电加热片模拟阵列行波管生热，冷板导出的热量由冷却水带走。试验结果表明，所提出的热管冷板传热性能和壁面均温性能良好，满足设计要求。     

空间站大面积太阳翼热分析

本文在一定的假设条件下，对空间站大面积太阳翼进行了系统的热流和温度场计算。在计算中利用矢量分析和坐标变换的方法求解出了太阳直接辐射1地球红外辐射和地球反照的辐射角系数，再根据传热学理论建立了瞬态热平衡方程，应用有限单元法对热平衡方程进行了求解。本文通过计算给出了各项热流的大小及在总热流中所占的比例和太阳民办的瞬态温度场分布，对空间站大面积太阳翼设计及热控制具有一定的参考价值。     

空天飞行器再入过程中关键热结构的热分析

可重复使用的空天飞行器再入过程中关键热结构的热分析可为结构设计、选材等提供参考依据。本文针对全C/SiC复合材料襟翼结构,考虑传导与辐射耦合换热,建立了其再入过程热分析的有限元模型。由有限元计算结果的分析发现:辐射换热在整个温度场中起主导作用,并且对于采用防热-结构一体化设计的可重复使用的空天飞行器,C/SiC是比较理想的结构材料。     

环形热管砂轮强化磨削弧区换热研究

磨削过程中,在超过临界值的高磨削热流密度下,即使有再多的磨削液进入弧区也无济于事,因为磨削液既已处于成膜沸腾状态,由于工件表面所覆盖的汽膜层的阻挡,磨削液很难真正起到换热作用,如不及时采取相应的措施,工件必定很快发生烧伤。本文结合热工领域的换热技术,提出一种基于热管技术强化磨削弧区换热的全新构想,并在此基础上研制了新型的环型热管砂轮,以大幅提高弧区临界热流密度。最后,分别使用环形热管砂轮和普通砂轮进行磨削测温试验,验证了环形热管砂轮高速疏导磨削热,降低磨削温度,从而提高材料去除率的巨大潜力。