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为了保证微小卫星高分辨率遥感器相机的成像品质,需控制焦面组件的温度水平及温度稳定性,特别是焦面CCD光学探测器件的温度控制。首先提出以相变储能与超低刚度柔性导热索相结合的焦面组件精密热控方法,对相变储能装置与石墨柔性导热索的设计及参数选取进行详细介绍;然后,建立焦面组件的热仿真模型并进行温度计算;最后,在真空环境下进行了热试验。计算与试验结果表明,焦面CCD器件长期温度为15~18.5℃,工作温升速率为0.33℃/min,具有良好的温度水平与温度稳定性;热控补偿功率≤4.8 W,约为焦面组件发热功率的1/10,可节省卫星能源消耗,验证了焦面组件热控制方法的正确性。 相似文献
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通过系统地试验分析热处理温度对4Cr13阀片零件金相组织、性能和尺寸稳定性的影响,证实热处理不当可产生过热组织,当淬火温度超出允许的上限1050℃仅50℃,即1100℃时,σ(?)降低22%;σ(?)降低48%;金相组织观察表明,随着淬火温度的超限,残余奥氏体量增多,晶粒愈来愈粗大,线膨胀增加17~3.8%但硬度却并不下降,鉴于残余奥氏体是亚稳态组织,当阀片在700℃高温下使用时,奥氏体分解导致零件尺寸不稳定,使某型号携带式防空导弹的飞行试验失败。 相似文献
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相变蓄热适用于周期性热流作用下航天器内部工作单元的温度控制,但是需解决微重力环境下相变材料融化速率低的问题.鉴于液态金属高导热系数和高单位体积潜热的特点,在微重力下将液态金属作为相变材料有望提高融化速率.通过对微重力下液态金属镓融化过程的相界面演化、流线和温度分布特征进行数值研究,分析了腔体尺寸和过热度对融化过程的影响.结果表明:微重力下镓的融化过程中,热传导起主导作用;镓的融化时间比冰和正十八烷分别减少了88.3%和96.4%,储热量分别为冰和正十八烷的1.2倍和2.2倍;融化时间随过热度增加而减小,随腔体半径增大而增大.此外推导出了液相分数随无量纲时间变化的关系. 相似文献
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针对中国试车台供气压缩机组并网主要采用人工操作的现状,提出一种基于规则的专家系统,开展了供气压缩机组的并网仿真及相关验证实验。基于某型试车台供气压缩机组的结构,构建机组中压缩机、管网、换热器以及各个不同口径蝶阀的动态仿真模型;基于蝶阀连续动作阀位信号构建蝶阀执行机构动态模型;分析历史运行数据,构建基于规则的专家系统。在MATLAB/Simulink平台上搭建试车台供气压缩机组的并网仿真模型,进行并网控制仿真,并进行实验验证。实验结果表明,压缩机入口压力平均相对误差为3.12%,压缩机出口压力平均相对误差为0.44%,压比平均相对误差为3.23%。并网过程中实际机组最大压比为3.69,最小压比为2.27,满足机组安全要求,证明该控制策略具备可靠性。 相似文献
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为了填补国产自主可控CFD软件风雷平台的防除冰功能开发的空白,本文建立了电热除冰计算模型、计算方法和非稳态导热模型,并在国家数值风洞风雷平台(PHengLEI)基础上,集成了非稳态电热除冰计算和非稳态导热计算功能。通过与主流商业CFD软件仿真结果和实验数据的对比,验证了导热和非稳态电热除冰程序的准确性。针对某飞行工况进行了电热除冰计算,通过对表面溢流水、表面温度、结冰量的计算结果分析,发现合理布局加热片、设计加热热流密度和电热除冰控制率,可实现电热除冰系统的安全运行和能源的高效利用。 相似文献
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未来航空燃气轮机采用燃油作为冷却剂,对发动机冷却空气及热端部件进行冷却,使得燃油在进入燃烧室之前超过其热力学临界点,燃油的热力学性质发生巨大变化,将对燃油在喷嘴内的流动和喷嘴下游的喷射掺混过程产生重要的影响,因此有必要对超临界RP-3在喷嘴内的流动与相变特性展开研究。本文采用自主设计的喷嘴内部收缩通道模拟试验件,对超临界RP-3在喷嘴内的沿程压力分布进行测量,并采用基于一维等熵假设的计算方法进行数值模拟。试验首次获得了超临界航空煤油RP-3在喷嘴收缩通道内的沿程静压分布随喷射压力、温度变化的规律。通过与模型对比,发现未发生相变时,计算结果与试验值拟合精度较高,可以较好地预测RP-3在喷嘴内的流动参数,喷嘴内的静压分布也趋于一致;发生冷凝相变时,计算结果与试验值产生误差较大,喷射参数对于静压分布存在着较大的影响。本文试验获得的超临界RP-3航空煤油在喷嘴内的流动与相变特性,为航空发动机超临界RP-3喷射的喷嘴设计提供了重要的设计依据。 相似文献
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