合成电阻在发动机控制半物理仿真接口模拟器中的应用

将电子合成电阻技术应用于半物理仿真接口模拟器中,以模拟热电阻传感器。在提高电阻合成精度、扩展桥压范围、提高极性适应能力、多通道之间的隔离以及非线性特性拟合等方面提出了有效的解决办法。经过实验标定,证明该合成电阻具有0.02Ω的稳态精度,并且在程序的控制下具有良好的动态电阻模拟能力,可以满足航空发动机控制半物理仿真试验的需要。      

一种弹性低密度耐高温隔热涂层

针对固体火箭发动机实际使用的热环境要求,研制了一种弹性低密度耐高温隔热涂层,通过石英 灯辐射和电弧风洞试验对其进行了防热性能考核。该涂层密度为0. 62 g/ cm3,伸长率为25%,热导率为0． 18 W/ (m·K);在401℃时DSC 失重率仅为6. 6%;验证考核表明,采用1. 0 mm 涂层时,壳体与涂层界面温度最高 为77. 3℃,壳体背温度最高为44. 5℃。     

表面涂层技术在航空发动机上的应用

介绍了保护、封严、密封、热障等涂层产品及其在航空发动机上的应用。这些涂层的应用提高了发动机可靠性 ,延长了发动机使用寿命     

碳基复合相变装置及在大热耗单机温控中的应用

碳基复合相变装置以高导热碳基复合相变材料为主要储能和导热载体,利用高导热膨胀石墨强化导热,运用相变材料的潜热实现热量的削峰填谷,可有效抑制短时大热耗单机的温升,减少单机非工作时段所需的补偿功耗,节省卫星的重量资源和功耗资源。主要介绍了一种高导热碳基复合相变装置,结合复合相变装置与卫星结构板优化的综合散热系统,用于解决星载短时工作的大热耗单机温度控制问题。通过理论计算与热仿真分析相结合,对复合相变装置进行了优化设计;通过开展专项试验对复合相变装置的热性能和空间环境适应性进行了充分验证;并在整星真空热平衡试验中,验证了复合相变装置对大热耗单机的温度控制效果。     

基于有限单元热网络法的航空发动机主轴轴承热分析

航空发动机主轴轴承温度场的精准预测对保证发动机润滑系统及整机稳定运转至关重要。针对传统热网络法精度低的问题,提出一种基于有限单元思想的有限单元热网络法。将轴承结构通过网格划分为有限个单元体,每个单元体设置一个温度节点代表该单元体的集总参数,节点间构建热阻关系并形成热网络,通过求解以温度为未知量的大型稀疏矩阵线性方程组来获得滚子轴承横截面的温度分布。该方法可以与轴承局部产热理论相结合,实现轴承局部产热的精准加载,完成温度场的精细化分析。通过与试验结果对比,本文方法对轴承外环表面中心线温度的预测结果与试验结果误差不超过13%。     

30cm离子推力器在轨环境下的工作点及热控措施研究

栅极间距变化是影响离子推力器在轨环境下从冷态条件正常点火启动的重要因素,同时也决定了离子推力器的在轨工作时机和热控实施策略。本文采用有限元仿真与地面热平衡试验验证相结合的方法,建立起30cm离子推力器有限元分析模型并进行了模型校验,之后对离子推力器在轨受太阳光照影响的栅极温度场分布和间距变化,以及推力器在5kW工况下的三个典型温度点所对应的栅极间距变化进行了仿真分析,最后考虑了主动热控干预对推力器最恶劣工作点的栅极间距变化影响。结果显示：纯太阳光照影响下的栅极组件存在周期性温度变化,栅极最大温差可达到100℃,栅间距缩小量在0.06mm~0.16mm范围内波动;在太阳光照基础上实施60W的主动热控后,栅极最大温差降低至60℃,栅间距缩小量波动范围则变为0~0.03mm;栅极最高温度点和最低温度点分别是推力器冷态启动最容易和最困难的两个工作时机点,两点所对应的启动后屏栅和加速栅最小间距分别为0.22mm和0.04mm;在10W、70W和120W的热控加热功率下,从最低温度点启动后的屏栅和加速栅最小间距分别为0.06mm、0.20mm和0.29mm;采取主动热控措施能够有效降低推力器工作过程中的栅极热形变位移峰值,且加热功率为120W即温控点温度为50℃的主动热控可以满足30cm离子推力器在轨冷态启动时的0.25mm安全栅极间距要求。     

蓄热式太阳能热光伏-热推进双模系统换热特性数值模拟研究

本文通过三维数值模拟研究蓄热式太阳能热光伏-热推进双模系统的蓄/释热特性和推进性能。在蓄热式太阳能热推进系统工程模型的基础上,通过射线光学的光路分析验证了聚光器设计的合理性,并获得吸热腔壁面能量分布情况,进一步研究了相变蓄热过程的影响因素。基于场协同原理对热光伏再生冷却结构进行了优化设计,使热光伏具有较好的散热特性,提高发电功率;通过整机流动换热仿真,分析了工质流体在推进器内部的换热情况,计算结果表明,蓄热式热推进器具有达到734s比冲和0.9N推力的推进性能,以及能够满足日蚀区微小卫星的供电和推力需求。     

ZnO/SBA-15无机热控涂层填料及涂层性能

开展高紫外-可见-近红外反射能力热控填料的制备,研制新型低吸收比(α_S)高发射率(ε_H)无机热控涂层。以自制SBA-15和ZnO前驱体为原料通过溶剂热浸渍和高温煅烧法制备ZnO/SBA-15填料,然后与硅酸钾(K_2SiO_3)制备无机热控涂层;采用SAXD、XRD、SEM、太阳反射光谱分析填料和涂层的性能。结果显示采用硝酸锌作为前驱体、m(ZnO)∶m(SBA-15)=3∶7、950℃下烧结3 h可以得到高紫外-可见-近红外反射能力的填料;ZnO/SBA-15/K_2SiO_3无机涂层的α_S为0.09,ε_H为0.91,涂层结合力等级为1级,经过100次-196～100℃热循环实验后,涂层无脱落和开裂现象。SBA-15改性ZnO可以获得具有高紫外反射率和低α_S的热控填料,ZnO/SBA-15填料制备的无机热控涂层同样具备高紫外反射率、低α_S和高ε_H,可以满足航天器高效散热的需求,应用前景良好。     

高温吸波涂层的多目标优化模型设计

大多数高温吸波材料都属于非磁损耗型,单层往往很难达到理想的吸波性能。为解决此问题并优化涂层厚度,通过差分进化算法建立了多层高温吸波涂层的多目标优化模型,重点以8.2～12.4 GHz内反射率RL-10 dB频率带宽和涂层总厚度d为优化目标。设定三种高温吸波材料,研究表明,单层涂层很难达到理想的吸波性能;在单目标优化中,以频率带宽为优化目标,得到了3.2 GHz的有效带宽,吸波性能显著提升;在多目标优化中,同时对涂层总厚度d进行优化,优化结果同单目标相比,在保持良好吸波性能的同时,涂层厚度下降30%,结果表明模型能够优化吸波性能,并最大限度降低厚度。本文建立的模型适用于多种材料,不局限于文中设定的三种材料,能够达到理想的优化结果。     

微藻航空燃料的热氧化安定性与热沉

航空燃料安定性和热沉对飞机和发动机工作可靠性、飞机飞行安全及战术性能的发挥有重要作用。利用热重-差热分析联用仪研究了2种典型微藻航油的热氧化安定性和热沉,并与标准航空喷气燃料RP-3进行了对比。结果表明:混合生物油的失重终点温度和最大失重点的温度与标准航空喷气燃料RP-3相比均向高温区移动。在失重区间内,除了物理热沉还有化学热沉的贡献。在热重曲线中定义了2个无量纲参数:引发温度和燃尽指数,引发温度表征起始裂解温度,燃尽指数表征沉积特性。2个参数结合可以较好地诠释燃料的热安定性和热沉。球等鞭金藻油高碳数烷烃在提高热沉基础上导致碳沉积的形成,但小球藻油在热沉提高的基础上,并没有形成碳沉积。说明通过有效控制高碳数烷烃分配比例增加其热沉并控制其积碳在理论和技术上是可行的。