功能梯度材料热传导的多尺度边界元分析

功能梯度材料是物理性能连续变化的非均匀复合材料,其结构特点消除了材料内部严重的热应力界面,在航空、航天及核反应堆等工程领域具有广阔的应用前景。针对功能梯度材料的稳态热传导问题,给出一种基于边界元模型的统计多尺度分析方法,并针对典型问题进行数值模拟。首先,在功能梯度材料微结构随机分布且体积分数随着位置变化的表征基础上,建立等效热传导系数的多尺度边界元分析模型;然后,给出统计意义下的数值计算方法;最后,研究颗粒随机分布功能梯度材料的热传导性能,并通过与实验结果对比对算法进行验证。结果表明:统计多尺度边界元方法对于预测功能梯度材料的热传导性能是有效的。     

催化重整条件下碳氢燃料热裂解与换热

针对碳氢燃料在再生冷却通道内的热裂解和催化重整反应过程,考虑燃料在超临界压力下的热物性,建立了超临界压力下的流动、换热和反应模型,开展了流动换热、热裂解和催化重整反应的耦合数值研究。结果表明:计算结果与实验吻合良好,能较为准确地预测壁面和燃油温度、燃料转化率和换热恶化等现象。催化重整反应能显著提高燃料的吸热能力,降低出口温度,同时还能抑制热裂解反应的发生。增大流量会降低燃料在通道内的停留时间,降低燃料的转化率和化学反应吸热量。      

基于多线组宽带模型与积分微分混合算法的喷管远程红外成像计算

针对现有宽带k分布模型不适合高温喷流3~5μm波段发射辐射在大气中远距离传输衰减特性计算的问题,将之前用于全光谱模型的多线组技术应用于宽带模型,并对光谱吸收系数的分组优化状态点进行了针对性调整。无限宽度多层气体辐射特性一维/准一维算例的计算结果表明,多线组技术可大幅提高原始全光谱与宽带模型对强非均匀气体辐射特性的计算精度,同时保持对灰体固壁辐射的良好兼容性。以此为基础,对带冷却装置Ⅴ形尾缘收缩喷管的耦合换热特性和远程红外特性进行了数值研究,结果表明:气体辐射对喷管固壁温度分布的影响不能忽略;多线组宽带模型对跨声速排气系统70km红外成像的预测误差在7%左右。      

高辐射涂层对刚性隔热瓦性能的影响

文摘由二硅化钼和玻璃料等组成制备了一种刚性隔热瓦表面使用的高辐射涂层,研究了高辐射涂层对刚性隔热瓦结构、力学性能、防水特性、辐射特性、辐射加热试验、风洞试验和深空碎片高速撞击试验的影响规律。结果表明:刚性隔热瓦表面高辐射涂层为致密梯度结构,表面平整,辐射系数大于0.85,防水效果好;高辐射涂层提高了材料的弯曲强度和肖氏硬度;厚度方向的拉伸强度因为涂层和基体的不匹配降低了近50%;石英灯辐射加热试验中,致密的高辐射涂层提高了表面黑度,吸收更多热量使表面温度升高,背面温度上升快。风洞试验中,高辐射涂层将气动加热辐射掉一部分,降低了表面温度从而使材料具有更低的背面温度;含高辐射涂层的刚性隔热瓦能经受典型空间碎片冲击,未产生致命性的破坏。     

基准星辐射定标的辐射传递链路研究

为进一步提高遥感信息定量化应用水平,提高在轨辐射定标精度和定标频次,提出一种基于基准星的全谱段、全口径在轨绝对辐射定标方法,方法适用于可见近红外谱段;定标传递中辐射基准可溯源至SI(国际单位)。通过比较现有定标方法和基准星辐射定标的优缺点,分析基准星辐射基准溯源特性,建立太阳 基准星 遥感器的辐射传递模型,以高分一号和高分二号卫星为例,其作为待定标遥感器,对基准星定标的约束条件进行仿真分析,得出基准星辐射传递不确定度为13%。仿真结果验证了基准星定标方法的可行性,对遥感器辐射定标精度、频次的进一步提高提供了依据。     

基于非线性模型预测的绳系系统系绳摆振控制

针对绳系系统离轨稳定控制问题,开展了系绳和绳端卫星构成的绳系系统在拖拽离轨过程中系绳摆动稳定控制方法研究。在考虑拖拽离轨过程中约束下,首先建立了包含绳端卫星的姿态运动的模型,并建立了绳系系统的离轨动力学方程和便于控制器设计的简化动力学方程。其次根据模型预测原理以最优化方法设计参考轨迹,最后以模型预测控制方法为基础设计了稳定系绳摆动的非线性模型预测控制方法。使用MATLAB软件平台仿真,验证了所设计的参考轨迹能完成目标和模型预测控制器有好的跟踪能力。      

大功率轨道转移航天器全电推进系统研究

采用基于电推进的空间运输系统(转移级)完成使命,相对于采用化学推进可节省大量的推进剂,能够显著降低航天器的发射重量或者把更多的有效载荷送达探测目标地。调研了国外大功率电推力器的研究情况,针对近地空间的大功率轨道转移航天器任务需求,给出了电推进系统方案设计,并对采用不同性能指标推力器的多种方案进行对比,得到综合最优的方案。最后针对我国电推进技术发展现状,给出了我国大功率电推力器的关键技术和发展建议。     

面关机针栓式喷注器发动机头部传热分析

对面关机针栓式喷注器发动机头部的传热情况进行了分析建模,应用数值方法分别计算了发动机在工作过程和关机后头部集液腔内推进剂温度的瞬态变化情况.计算结果表明,发动机在工作过程中头部集液腔中的推进剂温升很小,关机后推进剂有不超过200℃的温升.从计算结果来看,头部的推进剂处于安全的温度范围内.     

高速飞行器防热减阻新概念构型的气动性能

提出了一种高速飞行条件下兼具防热减阻的凹腔槽道气动构型,建立了凹腔深宽比为1,槽道高度分别为0、10、20、30、40 mm的凹腔槽道构型,以及槽道入口高度固定为30 mm,出口高度分别为35、40、45、50 mm的扩张型凹腔槽道构型。采用求解Navier-Stokes（N-S）方程方法进行计算,获得了不同算例的鼻锥外壁面热流密度分布以及构型阻力系数的变化情况,分析了凹腔槽道构型参数对气动热与气动力性能的影响。数值结果表明凹腔槽道构型能够达到预期的防热减阻效果。较优构型（槽道进出口高度比为30/50）的防热率与减阻率分别达到40.1%和16.8%。槽道高度越高,减阻效果越好,但防热效率降低。相较于平直型凹腔槽道,扩张型凹腔槽道构型能够在保证防热率不变的情况下显著提升减阻性能。