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航空电子设备冷却用环路热管冷凝器热沉分析 总被引:2,自引:1,他引:1
为确定环路热管用于机载电子设备散热的适用性,讨论了应用于航空电子设备冷却的环路热管冷凝器可用热沉,提出将机翼蒙皮作为环路热管冷凝器的热沉.通过机翼蒙皮的传热分析,计算了飞行任务包线下机翼蒙皮内表面温度,以确定环路热管冷凝器热沉温度范围.理论计算表明,利用环路热管将机载电子设备的热量耗散于飞机蒙皮是一种可行的热管理技术. 相似文献
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通过一种典型的冷却方案介绍热电制冷在激光器冷却系统中的应用,提出了以实验数据指导冷却方案设计,以热仿真手段进一步优化冷却方案,最终通过热测试技术验证冷却系统是否满足激光器的实际工作要求的三步走设计方法,该方法提高了热电制冷方案设计效率,为激光器冷却系统系列化、模块化打下基础。 相似文献
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《载人航天》2020,(1)
核能作为一种长时可靠的能源系统,释放的巨大能量为航天器跨星系超远距飞行提供了可能。基于当前核科学与技术发展趋势并结合我国载人航天具体需求,从核电源与核推进2个方面梳理了空间核动力近60年来的发展历程与现状,包括近地轨道卫星、空间站、核热推进以及星表电源等方面的应用。空间反应堆电源具有能量密度高、机动性高、尺寸小及环境适应能力强等优点,管冷却空间堆与斯特林结合方式是核反应堆电源发展的热点;核热推进具有比冲高、推力大、长寿命、初始有效载荷小等优点,采用金属陶瓷燃料的固体堆芯是核热推进研究的热点。论述了核能在未来载人航天技术中的应用,可为空间核动力的发展提供参考。 相似文献
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锂离子电池是航空混合电推进系统的关键子系统,本文针对基于平板热管的航空锂离子电池热管理方案进行设计与性能评估。针对一款锂离子电池模组进行建模与验证,初步设计平板热管方案并进行仿真分析;在原方案基础上,对平板热管散热翅片进行结构优化设计并开展了实验验证,结果表明:优化后的方案可提高系统对流换热量。以优化后的平板热管为基础,结合航空器高空巡航工况的环境温度,平板热管换热性能将得到进一步提升:电池平均温度可降低10.6℃,降幅达18.83%。与水冷方案相比,平板热管优化方案散热能力与之相当,系统减重30%、能耗降低约63%。 相似文献
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基于热管技术的飞机电作动机构散热特性 总被引:1,自引:1,他引:0
针对飞机电作动机构在工作过程中发热严重的情况,开展了相关散热技术研究。利用试验数据拟合出电作动机构产热量的经验关系式,提出基于热管-燃油系统的飞机电作动机构冷却方法,建立描述电作动机构散热系统流动与传热过程的数值模型,并验证了其可靠性。通过数值模拟研究不同因素对散热系统散热性能的影响规律,结果表明:数值模拟与试验误差在14.6%以内;与自然对流散热相比,热管-燃油散热方式可使电作动器温升降低12.61%,对于驱动器,风扇冷却效果优于热管-燃油散热方式;当热管等效导热系数达到7 000 W/(m·K),电作动机构已达到较好的散热状态,继续增大热管等效导热系数对提高散热系统散热性能效果不明显。研究可为电作动机构高效散热系统的设计提供参考。 相似文献
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为了研究类似SABRE3结构的深冷组合循环发动机,建立了基于部件法的发动机设计点热力学计算模型,提出了发动机氦循环新的循环效率和循环特征参数的定义。考虑发动机参数的物理限制条件及不同工质循环之间的相互影响,求解得到了空气路、氦气路重要参数的设计可行域。在可行域内开展了空气路和氦气路的循环分析,获到了冷却当量比、性能参数等主要参数的分布结果。结果表明:此发动机空气热功转换比ηt2为0.02~0.746。氦循环设计可行域受ηt2及换热器热负荷限制;循环起始温度和热负荷限制确定的情况下,ηt2越低氦循环可行域越窄。降低发动机冷却当量比的关键是:提高换热器1的氦出口温度以降低氦流量;当换热器1和换热器2的氦出口温度同时取得最大值时,冷却当量比取得最小值。换热器1和2的氦出口温度分别取1200K和1300K时,空气路可行域内冷却当量比为0.917~2.64。 相似文献
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基于主动冷却的脉冲爆震火箭发动机燃油加温实验研究 总被引:1,自引:0,他引:1
在不影响脉冲爆震火箭发动机(PDRE)正常工作的前提下,利用燃油来吸收发动机实验模型工作过程中产生的大量废热,使其主动冷却,更重要的是通过对燃油加温来改善雾化、蒸发和掺混质量,以使PDRE工作得更好。本文设计了五种不同尺寸的爆震管同轴管状换热器,通过实验比较了这些换热器实验件的换热效率,并选取了最高效的换热器用于更进一步的PDRE性能实验。实验结果表明,加有换热器的实验件能快速蒸发燃油,从而改善了燃油雾化和掺混效果并且能延长发动机的工作时间。 相似文献