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1.
火星大气对太阳辐射产生吸收和散射作用,同时还将与火星表面航天器发生对流换热。热设计时难以直接评估对流、辐射和导热三种换热对航天器的影响,从而确定主要的控温途径。在调研火星表面辐射、大气等热环境的基础上,从线性化传热系数和对流辐射比的角度对比分析了辐射、对流和导热对航天器的影响。器表辐射传热系数随光学属性和温度的变化范围为0.3~1.4W/(m2·℃),对流传热系数随风速变化为0.2~1.5W/(m2·℃),器内导热传热系数可控制在0.25W/(m2·℃)以下。结果表明,太阳辐射较火星表面和天空辐射而言是主要外热源,航天器表面的辐射和对流换热为两条并联换热途径,两者均可成为主要换热途径,器内导热传热是控制航天器内外隔热的主要可控因素。 相似文献
2.
为推动微通道冷却技术在航空发动机中的应用,进一步提高航空发动机性能,本文通过扫描电子显微镜、粗糙度扫描仪等多方式扫描得到实际加工物体表面形貌,结合分形理论进行处理,得到真实、光滑、分形插值、康托尔集四类圆形截面管模型,管径100μm~400μm;采用格子Boltzmann方法进行数值模拟,首先通过与文献中实验结果的对比,验证了此方法的正确性,然后对空气在这四类圆形截面微通道中的对流换热特性进行了数值模拟,计算雷诺数Re范围80~640;结果发现:表面形貌是微通道中对流换热不可忽略的因素,相对粗糙度越大越有利于换热,真实扫描管的换热性能要比相同条件下光滑管高2.22%;分形理论可用于微通道表面形貌的构建,在相同迭代次数下,分形插值模型与真实扫描形貌换热性能相差0.03%,而康托尔集模型与真实扫描形貌换热性能相差1.88%,分形插值模型较康托尔集模型更能真实地反映实际形貌;微通道中,随着雷诺数的增加Nu将不再是常数,而是有增加的趋势。 相似文献
3.
采用数值模拟和飞行测试验证相结合的方法对液体运载火箭高空对流/辐射耦合换热问题开展系统深入研究。基于燃气多组分输运Navier-Stokes方程、热辐射方程、Realizable k-ε两方程湍流模型,建立了高空含自由流的运载火箭燃气喷流流动模型。辐射模型采用离散坐标法(DOM),空间离散采用二阶迎风TVD格式,对多个典型飞行高度火箭底部热流进行大型并行计算,将数值结果与试验数据进行广泛对比,验证了计算模型的精度和有效性。数值研究表明,火箭底部辐射热流在刚起飞阶段达到最大值,随着飞行高度上升,辐射热流逐渐降低,火箭底部对流热流表现为先升高后降低的趋势,并在20 km高空达到峰值。本文的预测分析方法对液体运载火箭底部热防护设计具有重要的理论意义和工程应用价值。 相似文献
4.
以自然层流翼型RAE5243模型为研究对象,在0.6m跨超声速风洞进行温敏漆(Temperature Sensitive Paint,TSP)转捩测量技术研究,在Ma0.73和Ma0.75条件下开展了模型基本外形和鼓包外形的转捩测量试验。针对缺乏定量分析手段的问题,提出基于温度梯度的转捩位置自动判定算法,包括图像预处理、转捩点定位与筛选和转捩位置计算3个步骤。模型温度分布及转捩测量结果表明:重复性试验结果偏差较小,验证了转捩测量结果的可靠性;相同马赫数条件下,鼓包外形转捩位置相对基本外形向后缘移动;相同外形条件下,Ma0.75的转捩位置相对Ma0.73向后缘移动。TSP试验结果与CFD计算结果吻合较好,变化趋势一致,检验了数值模拟方法的有效性。 相似文献
5.
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
6.
应用数值模拟的方法对旋转状态下受限层板在不同旋转角度下换热能力进行数值仿真研究。通过改变旋转轴和层板之间的角度,得出了旋转轴角度对层板换热能力的影响规律。研究结果表明:旋转轴与层板所成角度不同时,对流换热系数呈现一定的相似性;旋转轴与层板所成角为90°和270°时对流换热系数最高,浮升力最小,旋转轴与层板所成角度为0°和180°时,对流换热系数最低,浮升力最大;最高对流换热系数和最低对流换热系数相差55%左右;平行于层板的哥氏力比垂直于层板的哥氏力对流体的影响强烈。 相似文献
7.
8.
针对含内热源的多孔方腔内自然对流现象问题,采用非正交多弛豫时间(MRT)格子Boltzmann方法进行了研究。分析了Rayleigh数(104 ≤ Ra ≤ 106)、内热源布局方式(水平、垂直及对角布局)、内热源几何尺寸大小(A =1/16,1/8,3/16,1/4)及两内热源间的间距(S =5/64,13/64,21/64)对流动传热的影响。结果表明:在Ra =104,105和S =5/64的情况下,任意内热源几何尺寸,内热源采用对角布局方式可获得更好的对流换热效果;在Ra =105,106和S =13/64,21/64的情况下,水平布局方式更优;在内热源采用水平布局,Ra =104的情况下,任意内热源几何尺寸,对流换热效果均随着内热源间距的增大而增强;而随着Ra 增大,内热源几何尺寸减小,对流换热效果随着内热源间距的增大先增大后减小,而后随着内热源间距增大其对流换热效果减弱;对角布局也有相似规律,在其他条件一致的情况下,随着内热源几何尺寸的增加,其对流换热效果增强。 相似文献
9.
为确定失效航天器等非合作目标的相对位姿,提出一种通过纹理边界检测的椭圆特征提取方法。该方法假设椭圆特征是航天器表面两种不同纹理的边界,利用上一时刻相对位姿信息,将对接环离散几何模型投影到像平面,并沿各离散点的法向方向通过概率方法检测纹理边界点。利用随机抽样一致(RANSAC)方法剔除边界点中的粗大误差,进而拟合出椭圆参数。纹理特征对光照变化具有鲁棒性,因此该方法能够在变光照、星体表面反光不均匀等复杂情况下快速准确地提取图像中的椭圆特征。本文以对接环图像特征提取为例进行仿真校验,分析了算法参数和噪声对提取椭圆精度和时间的影响。利用真实图像与基于梯度边缘的椭圆提取方法进行对比,结果表明,所提出的算法具有较高的精度和速度。 相似文献
10.
以全气膜覆盖的一体化加力支板为研究对象,将冲击板布置于支板内腔中,研究气膜出流-前缘冲击复合冷却结构下一体化加力支板内外流气-固耦合传热特性。开展了不同主次流温比(2.24~2.76)、不同冲击间距(H/D=1,2.5,4)等参数对支板内外流动特性、内外壁面对流换热系数分布和支板综合冷却效率的影响规律分析。研究结果表明:冲击板结构改变了支板腔内冷气流动及各排气膜孔流量分配,随着冲击间距的增大,冲击腔内对应气膜孔冷气量依次下降2.68%,3.80%,7.14%;此外,冲击板结构增强了支板前缘内外壁面对流换热,其中对内壁面对流换热的强化更为显著,前缘冲击滞止线处对流换热系数提升幅度依次为298.3%,354.5%,271.9%;冲击板的存在提高了壁温分布均匀性,而整体平均综合冷效随冲击间距的增大而增大,分别提升1.64%,2.26%,2.62%;随着主次流温比的增大,支板的综合冷效减小,但是下降的趋势逐渐减小;在主次流流量不变的情况下,随着冲击间距的增大,主次流压比减小,相比无冲击板模型,其变化幅度依次为0.395%,0.012%,-0.650%。 相似文献