基于Stereo Lithography文件和有限元法的在轨航天器关键部件热计算

针对STL(Stereo Lithography)文件在传递复杂几何实体模型信息方面具有精度高的特点,提出了一种基于STL文件计算复杂结构角系数和外热流的方法。给出了有限元网格离散和边界识别方法。根据单元和节点的拓扑关系进行辐射换热计算。利用有限元法计算辐射换热角系数和外热流。最后利用有限元法计算航天器关键部件在轨的三维瞬态温度场,并进行了计算效率和误差分析。     

复杂结构角系数计算方法

推导了能束在辐射半球面上均匀分布的角系数计算公式.根据面元间的位置关系,把有限元和能束均匀分布法相结合计算复杂结构的角系数.采用三角形网格统一表示边界面并根据边界面网格进行角系数计算的遮挡判断.计算结果表明,方法的计算精度比有限元法和蒙特卡洛法高,计算效率比蒙特卡洛法高,遮挡判断方法准确高效.      

航天器在轨全过程表面辐射热计算数值仿真研究

对在轨航天器表面辐射热计算进行了全过程数值仿真研究。航天器结构较复杂,针对不同结构进行区域分解,对几何模型进行相应的规则化,同时采用结构化网格和非结构化网格建立通用的计算网格自生成技术。仿真过程重点考虑了任意曲面的网格自动划分和任意形状交界面的数据传递,兼顾几何结构、物理过程、计算精度和计算速度。将有限元法和能束均匀分布法相结合计算角系数和辐射传递系数。将积分法和能束均匀分布法相结合计算外热流。由于在轨航天器表面多用多层隔热组件包裹,针对这部分结构采用节点网络法和控制容积法计算其表面温度,而未被包裹的结构采用有限元法计算其表面温度。对具有辐射换热关系的非连通区域温度场的有限元计算进行了分析和公式推导。最后,用Microsoft VC++6.0编程设计开发了近地轨道航天器表面辐射热计算仿真软件。     

高阶辐射换热有限元算法研究

随着航空航天技术的发展,飞行器热结构所需承受的温度越来越高,辐射换热变得非常重要;当前大部分商业软件对于辐射问题的有限元计算方法还是基于一致表面温度和辐射热流假设,使得计算精度和网格密度的矛盾越来越严重.进行了选用高阶单元、采用高斯积分精确计算单元表面变辐射热流方法的研究,从而摆脱了一致表面温度和辐射热流的假设,使得在相同网格密度的情况下计算精度大大提高;同时,从包含辐射换热问题的有限元计算方程出发,采用与有限元数值计算时相同的积分方案,只在独立的积分点处计算辐射热流,克服了积分方法计算效率低的缺点.经与ANSYS的计算结果对比,应用辐射热流积分方法于高阶单元能大大提高计算精度;并且在相同计算精度条件下,此方法的计算效率更高,具有一定的实用价值.     

舱外航天服的轨道空间外热流计算方法

分析了舱外航天服在轨道空间环境的辐射换热热流。采用蒙特卡罗(MonteCarlo)法,计算了航天服及飞船处于各种相对位置时,航天服对飞船的红外辐射角系数;航天服相对于地球位于各种位置时,航天服对地球的红外辐射角系数;在一定太阳照射方向下,飞船及地球对航天服的太阳反射角系数。与文献数据比较,证明此方法计算舱外航天服空间外热流适用性强,结果准确、可靠,能满足工程使用要求。     

任意单元间断Galerkin有限元计算方法研究

基于龙格库塔间断Galerkin(RKDG)有限元法的构造思想,通过局部坐标变换,发展了非正交单元DG有限元计算方法;借鉴非结构网格有限体积隐式计算方法,发展了适应于DG有限元方法的隐式计算方法;借鉴一维和二维(三角形单元)DG有限元限制器构造方法,提出了非正交三棱柱单元限制器方法;利用上述方法数值模拟了球头和双椭球的高超声速粘性绕流,得到了清晰的流场结构,并得到了较好的压力和热流分布,表明该方法在复杂高超声速流动的数值模拟方面具有广阔的应用前景。     

矢量喷管内燃气辐射与壁面温度的耦合计算

选取内、外调节片和隔热屏建立几何模型,基于封闭腔净辐射模型和壁面热平衡模型建立了燃气辐射与喷管壁面温度的耦合算法.波段为1~5μm的气体辐射采用窄波带模型计算,其他波段不考虑气体辐射,建立辐射净热流密度-有效辐射亮度-壁面温度的关联式求解燃气与壁面的辐射换热,采用牛顿-拉斐尔森迭代法求解壁面热平衡方程计算其温度.对某轴对称矢量喷管(偏转20°),计算了喷管壁面的红外光谱辐射和辐射净热流密度,以及各部分结构的温度.作为验证,还计算了文献中某液体火箭发动机轴对称矢量喷管壁面的辐射净热流密度,与文献的结果进行对比一致性较好.研究表明:轴对称矢量喷管偏转段沿周向的辐射热流密度和温度差异很大,沿偏转方向部位壁面的温度和辐射热流密度都较低,偏转方向壁面的温度比相反方向大约低10%,辐射热流密度大约低50%.      

固体火箭发动机绝热层温度场的有限元计算方法

利用有限元法计算了固体火箭发动机绝热层在移动边界条件下的二维温度场.采用碳化层-热解面-原始材料的二维碳化烧蚀模型;推导了将热解气体对流项作为源项的有限元计算方法;采用当量对流换热系数和当量热流的方法处理复杂边界条件.采用无限插值法获得移动边界条件下的三角形网格,提高了网格生成速度和网格质量.计算结果表明,利用有限元法计算固体火箭发动机绝热层的温度场收敛性和稳定性都较好.      

高超声速复杂外形热流的NND有限元数值计算方法研究

有限元法是一种加权积分的方法,这个特点和权函数的特性使得有限元法在计算诸如热流(与温度的一阶导数相关)等物理量时有其内在的优越性.本文研究了高超声速复杂外形热流的NND有限元数值计算方法,并对高超声速球钝锥外形和带翼飞行器外形的绕流进行了数值模拟,算例结果令人满意.     

运用区域法模型计算燃烧室内一维辐射换热

采用一种机理严密,精度高的区域法辐射换热模型用于燃烧室壁温计算.采用Lefebvre模型和区域法模型计算了一个圆筒型不冷却火焰筒结构的换热;对比分析了两种方法计算的壁面辐射热流密度和壁面温度分布情况.结果表明,使用Lefebvre模型计算时,由于将燃气按一维划分为定向辐射,在燃烧室前后壁面辐射热流密度较小,存在一定不足;而使用区域法模型计算时,辐射热流密度分布更趋合理.      

某探测器上火箭发动机热防护仿真与设计

根据某探测器的具体结构及工作条件,分析和计算探测器上火箭发动机的热环境参数.利用有限元法计算火箭发动机固壁辐射热流密度,依据热流边界条件设计热防护方案;利用有效发射率表征多层隔热材料隔热性能并进行温度场数值仿真.由于多层隔热材料性能参数的不易确定性,计算了参数在较大范围内的热防护效果.通过仿真计算验证热防护方案的有效性和可靠性,并分析影响热防护效果的主要因素;计算结果表明多层隔热材料的有效发射率是影响隔热性能最重要的因素,比热容、表面发射率、密度对热防护性能影响很小.      

高超声速再入飞船气体热辐射计算边界虚网格方法

针对再入飞行器激波层辐射加热,应用有限体积法计算辐射传输方程,引入了一种边界处理方式——虚网格方法,根据化学非平衡流场数据,计算出飞行器表面辐射加热热流。通过分析发现:采用虚网格方法处理辐射传输边界,能够确保真正的边界条件得到应用,满足真实的物理意义,且辐射传输计算的空间网格、立体角网格、初始温度值的收敛性很好,计算结果精度误差小于2.5%。利用虚网格方法计算飞船再入返回时的辐射加热,结果表明计算所得壁面辐射热流与其他研究者辐射热流计算结果符合良好。      

基于AutoCAD三维几何图形下的压力铸造网格剖分技术研究

选择AutoCAD软件作为前处理平台，实现压铸件三维实体造型，采用STL文件格式作为数据交换接口,根据“虚实”原理进行网格剖分，此方法为进行基于三维的压力铸造CAD／CAM的研究起到了积极的作用。     

金属蜂窝夹芯面板有效导热系数的数值计算

对具有漫灰体内壁的金属蜂窝夹芯面板,忽略蜂窝内腔的空气导热,综合考虑蜂窝结构的热传导和热辐射等热传递过程,利用有限元方法求解了周期性分布的蜂窝单胞稳态热传导控制方程,蜂窝内壁的边界条件是由净热量法得到的热辐射换热积分方程,由胞元的温度场分布数据及Fourier定律得到了蜂窝结构的有效导热系数。与现有文献相比,采用了较少近似的模型及较高精度的离散方法,计算结果表明计算模型及方法是可靠有效的。     

考虑辐射效应的多孔材料传热有限元算法

应用有限元法求解一维半透明多孔介质辐射对流传热问题。通过对辐射传递方程与边界条件中积分项的离散 ,推导出有限元求解列式。对于多孔介质传热控制方程和气体传热控制方程的求解 ,采用时间积分技术对两相温度统一进行求解。而对于边界方程处理 ,则通过传热方程与边界方程的循环求解 ,求出任意时刻温度场的瞬态解。给出数值算例 ,得出了放置在通风口、同时受到伴随辐射作用的半透明多孔介质传热的瞬态解 ,讨论了部分参数对瞬态温度场以及换热效果的影响      

Numerical simulation of the infrared radiative signatures of liquid and solid rocket plumes

In this paper, a finite volume method was developed to compute the infrared radiative signatures of both liquid and solid rocket plumes, and to investigate the radiative signatures on two wavebands, 2–6 and 8–12 μm bands, respectively. This method is based on the radiative transport equation for local thermodynamic equilibrium, which accounts for radiative heat transfer in inhomogeneous emitting, absorbing, and non-isotropic scattering media. The radiative properties of combustion gases are computed by using the Elsasser narrow band model, and that of particles are computed by using the Mie scattering theory. A numerical method is applied to solve the following three problems. The first one is the computation of the radiative heat transfer in an absorbing, emitting and isotropic scattering homogeneous cylindrical medium in which the radiative flux is presented. The other two are the computations of the infrared radiation of plumes from the liquid and solid rockets in which both the source and apparent radiant intensities are presented as results. The atmospheric absorption effect on the radiation of plumes is also considered by calculating the atmospheric transmittance using MODTRAN. Some of these results, compared with those available in the literature, have shown satisfactory agreement in most cases.     

Modeling of Thermal Perturbations Using Raytracing Method with Preliminary Results for a Test Case Model of the Pioneer 10/11 Radioisotopic Thermal Generators

Electromagnetic radiation emitted from a source carries momentum. Thus, the dissipation of waste thermal energy can produce disturbance forces on spacecraft surfaces if the energy is not dissipated in a symmetric pattern. This force can be computed for a plate element as the quotient of the radiated power in normal direction and the speed of light. Depending on mission and spacecraft design the resulting surface forces have to be included into the disturbance budget. At ZARM an elaborated method for the exact modeling of the disturbances caused by heat radiation was developed which can be used for any satellite mission with high requirements on perturbation knowledge (e.g. LISA, LISA pathfinder, MICROSCOPE). The method which will be presented in this paper is based on raytracing and finite element (FE) thermal analysis. As a demonstration of the potential of the method, preliminary results acquired with a test case model of the Pioneer 10/11 Radioisotopic Thermal Generators (RTGs) will be shown.     

再入钝锥体烧蚀热防护内部热响应的数值仿真

研究了烧蚀热防护系统内部热响应的计算模型和计算方法.采用碳化层-热解面-原始材料层模型,建立碳基材料内部热响应物理模型和数学模型,利用有限元法分析和计算再入目标热防护系统轴对称内部热响应.着重研究和分析了轴对称烧蚀过程中热解气体质量流率计算方法和传热机制.将热解气体与碳化层之间的对流换热处理为源项,通过保证刚度矩阵和形函数矩阵的正定对称性可以加速温度场计算收敛.计算表明:热解气体的质量流量主要由厚度方向构成,占80%以上;头部驻点附近最大烧蚀厚度接近10mm,需要采用抗烧蚀能力强的碳-碳材料,身部烧蚀量小于2mm,可以采用密度较小的碳-酚醛材料.