临近空间飞行器控制器热设计与热分析

临近空间飞行器电子设备集成度高、体积小、功率大，导致发热量大大提高，而其又直接工作在恶劣的空间热环境，因此，空间大功率电子设备的热设计成为未来飞行器安全、高效飞行的关键因素之一。本文针对临近空间的热环境特点，结合控制单元的工作模式，采用冷板散热、热控涂层、低热阻途径以及提高换热效率等有效方法对电子设备进行热设计。在结构设计基础上，用商业软件ANSYS ICEM CFD进行前处理，用FLUENT进行模拟热仿真，并对结果进行分析后给出3种合理优化的设计方案。仿真结果表明，增加冷板边缘处面积、增大辐射散热和自然对流换热表面积的设计方案可以有效地将控制器温度控制在293.15~318.15 K高效可靠的工作温度之间。     

基于APDL的ABS材料FDM-3D打印温度场有限元分析

通过编写APDL命令流,结合ANSYS系统中的"单元生死"技术,动态模拟并仿真了ABS材料在打印过程中温度场的分布,经分析后可以明显看出在不同时刻整体温度场的分布情况,确定温度变化波动范围,温差较大的位置,并结合温度场的云图分析结果确定应力分布不平稳位置,明确Z向不能作为精基准平面。     

飞机隔热结构热桥效应分析与实验

针对飞机隔热结构中金属筋条的热桥问题,设计了两类典型飞机隔热结构构型。为了研究分析热桥效应对隔热性能的影响,对各构型进行瞬态热传导有限元分析,得到在热面温度分别为100℃,200℃,300℃,424℃时考核点的温度,并通过隔热性能实验验证了有限元方法的有效性。结果表明:热桥对隔热结构的隔热性能有较大影响,设计隔热结构时应充分考虑热桥现象;提出了热桥阻断的方法。     

再入返回器极端热载荷预测方法

为快速预测返回过程再入器的极端气动热载荷情况,文章以充气式再入器为研究对象,基于动力学运动方程及Kemp-riddell气动热工程公式,采用龙格-库塔方法开展了136组工况的返回过程数值计算,获得了充气式再入系统返回过程的轨迹弹道与驻点热流密度变化情况,研究了驻点热流密度峰值和峰值出现高度与弹道系数、球头半径及再入角度的关系,发现驻点热流密度随弹道系数、再入角度的增加而增加、与球头半径的二次方成反比;但极端热载荷出现高度随弹道系数增加而降低,与球头半径和再入角度无关。文章提出了航天器以第一宇宙速度返回再入时极端热载荷的工程经验公式,采用公式对飞船返回舱、返回式卫星的极端热载荷进行预测,所得结果和试验数据基本一致,表明该预测公式具有较高的准确性和较好的通用性。文章的预测方法适用于再入返回器的设计初期阶段,可快速预测返回器再入过程的极端气动热载荷,满足气动热估算需求,为再入器气动热防护方案的选择提供支持与参考。     

航天器太阳电池阵空间外热流环境模型及分析

文章通过对航天器运行的空间外热流环境进行分析,给出太阳电池阵接收热流及其角系数的计算方法;对低地球轨道和地球同步轨道的地球阴影进行分析,得出太阳电池阵进出阴影的时刻以及轨道周期时间节点;通过对太阳电池阵的各部件有限元建模,计算出摇臂架、电池基板和铰链表面的热流载荷,并对比分析了不同轨道条件下热流载荷随轨道周期性的变化规律。     

超声速燃烧不稳定性研究进展

对超声速燃烧不稳定性这一新兴领域的研究进行了综合评述，并对未来研究进行了展望。首先分析了超声速燃烧不稳定性现象的基本特性及其影响因素；随后讨论了超声速燃烧不稳定性的多种机理；接着概括了基于上述机理的超声速燃烧不稳定性建模；最后对超声速燃烧不稳定性还需重点研究的方向给出建议。综述表明，超声速燃烧不稳定性的现象、机理和建模都还需持续开展研究，特别需要关注的是燃烧室构型布局和燃料喷注方式对超燃冲压发动机燃烧不稳定性现象的影响，在超声速混合层和射流等典型流动中更深入探索超声速燃烧不稳定性机理，基于超声速燃烧系统的湍流时空演化特性进一步发展超声速燃烧不稳定性模型。     

传热对微型摆式发动机性能的影响机制分析

建立了微型摆式发动机(Micro internal combustion swing engine,MICSE)的计算模型,揭示了传热及其尺度效应对微型摆式发动机性能的影响机制。结果表明:壳体仅在一个较薄的热缓存层内与工质气体进行周期性热交换。在进气过程中,热缓存层对气体的传热会提高气体温度,从而降低进气质量和压缩比;在做功过程中,气体对热缓存层的传热减少做功,这两方面都会降低系统热效率。尺寸越小,进气气体在热缓存层传热下的温升越大,相对进气质量和压缩比越低;做功过程中的气体向热缓存层的传热量占燃气总化学能的比值越高。因此尺寸越小,传热效应增强,热效率越低。     

航天多功能热控材料及结构研究进展

热控材料与结构是航天热控系统的重要组成部分,直接关系到所承载的电子元器件的可靠性和安全性,进而决定其工作状态和使用寿命。电子元器件在服役过程中产生的热量会导致热控问题,而工程中航天热控系统的设计大多数停留在热管与蜂窝集成上。近年来陆续发展了智能热控材料、高导热复合材料、隔/防热材料、被动热控结构、主动热控结构、智能热控结构等一些关于热控材料和热控结构的新概念。在此基础上,本文将与热控有关的最新研究成果进行总结和分析,展望了航天多功能热控材料与结构的发展方向。     

热防护系统分区协调耦合推进方法

提出一种适用于热防护系统(TPS)热控性能研究的分区协调耦合推进方法，其中采用有限体积法(FVM)进行气动热分析，FVM空间离散采用NND格式，而结构传热采用有限元法(FEM)进行分析，且在耦合面采用基于控制面的双向映射插值方法进行数据传递。进行了圆管算例分析，2 s时刻驻点处温度计算值与试验值相对误差为4.95%。研究了空天飞行器头锥TPS的热控性能，非耦合方法获得的防热瓦和应变隔离垫(SIP)最高温度分别比耦合结果高114.4 K和32.6 K，这是由于非耦合方法未考虑壁面温度升高对气动热的反馈作用，而耦合方法充分考虑了此影响。采用高热辐射率的涂层、低导热系数和较厚的防热瓦能有效提高热防护系统的隔热性能和降低主动冷却系统的功率和重量，而防热瓦最高温度对其导热系数和厚度不敏感。