一种基于工程化气动加热算法的天线热防护设计

高超音速气动热仿真技术是提高天线热防护能力的重要支撑之一,为了进一步缩短研制周期和节约成本,本文提出了一种以冷壁热流和壁面恢复焓为输入条件,以MATLAB和CFD联合迭代快速求解高速气流中天线温度场的工程化算法。在利用气动热试验证明仿真结果与实验数据的高一致性后,以该仿真方法对一个高速气动加热时长为500 s的天线实施了防隔热优化设计,根据仿真评估出的导致核心器件温升的主、次要因素,针对性地提出改进措施,最终目标印制板由过往的320℃下降到了142℃,热控效果显著。     

新型空间大功率滚环热分析

首先,针对航天器的大功率、低损耗、长寿命等要求,详细介绍新型滚环模块化、多滚动摩擦滚子、协同运动等典型结构特征;然后,针对空间滚环大功率、长寿命带来的热设计问题,建立接触电阻模型、滚动摩擦力矩模型,理论分析计算了空间滚环设计方案参数条件下的电阻、滚动摩擦热;最后,利用有限元技术,对真空环境中的单通道滚环,在传输不同电流情况下的稳态温度场进行仿真分析。为改善滚环的热特性以进一步提高传输功率,从结构设计、材料等方面给出了建议并指出后续的研究方向。     

高超声速飞行器气动热耗散、输运及转换技术研究进展

针对高超声速飞行器面临的严重气动热集中、累积和时变问题,从气动热耗散、输运和转换三个方面,分别论述了被动热耗散材料、结构和主动热耗散技术,基于高导热材料、热管和工质对流的热输运技术,以及再生转换和热电转换技术的研究现状及其在高超声速飞行器上的应用案例,提出了上述技术在面临高超声速气动热时存在的问题。最后,针对高超声速飞行器气动热耗散、输运和转换技术的发展趋势进行了展望。     

航天器热传输技术研究进展

文章对航天器用热传输技术近期的发展进行了汇总,主要包括：导热材料、微小型热管、槽道热管、泵驱动两相流体回路、深冷环路热管、喷雾冷却系统以及基于MEMS技术的微型热传输技术。这些新技术是航天器高热流密度散热、大功率热传输、分散点热源散热及深低温热传输未来主要的解决途径,可供航天器热控研究及设计者参考。     

空天飞行器热防护系统热短路与控制问题研究

空天飞行器盖板式热防护系统(TPS)中存在支架热短路、缝隙辐射热短路问题。用有限元分析软件ABAQUS对这两种情形进行了热分析,结果表明,在再入段典型热载荷下,机体蒙皮各局部的最高温度值相差最大超过100K,机体蒙皮存在局部烧坏的危险。在热防护系统中加入了具有控制热流走向功能的散热片后,结果显示,支架热短路中蒙皮最高温度降低了90.18K,降幅达17.32%,板间缝隙底部最高温度降低了67.97K。在蒙皮局部烧坏危险点上方,散热片很好地控制了热流走向,使热量得到面内方向的分散,机体蒙皮温度分布更加均匀,局部烧坏问题得到了改善。     

国外调温热沉研究现状及技术发展

调温热沉是开展相关空间环境模拟试验的必备技术手段。文章探讨了调温热沉在空间环境试验中应用的优点、前景及必要性;通过对国外调温热沉的研究应用情况进行总结,分析了调温热沉的一些主要设备及技术要求,包括高低温泵与风机、液氮换热器和液氮喷射器、电加热器等,还介绍了各种制冷技术的原理和适用范围以及导热液性能要求。最后对我国开展调温热沉研制工作提出了建议。     

无载荷舱航空相机的热控设计与试验验证

为保证航空相机在平流层空间热环境下稳定运行,对无载荷舱的航空相机进行热设计和验证。基于20 km海拔高度下相机外部的对流及辐射环境特点,采用一维对称平板测试法确定选取多层隔热组件作为相机蒙皮材料,选取聚氨酯泡沫作为隔热填充材料。对载荷相机进行热控系统设计,并利用有限元软件分析极端工况下相机的温度场分布,最终设计热控总功率为240 W,包含为相机镜头除霜预留的部分热控功率。低气压热平衡试验验证结果与仿真分析结果吻合良好;低温工况下热控功率约占总功率的70%,控温点的温度波动在±1℃以内,满足相机控温精度要求。     

中分辨率宽覆盖CCD相机光机热分析

文章对中分辨率宽覆盖CCD相机的光机部分进行了热分析,为光学系统和光机结构热匹配设计提供了设计依据。     

某遥感卫星热分析技术研究

基于卫星热试验与热分析状态差异性分析,根据某遥感卫星热分析和热平衡试验结果,用综合虚拟热试验和有限元的有限差分集成法对其热模型修正技术进行了研究。卫星在轨温度遥测结果表明热模型修正有效。     

固体火箭发动机内绝热层烧蚀分析

提出了一种固体发动机内绝热层的化学烧蚀模型。模型考虑了发生在绝热层烧蚀表面的五种化学反应。绝热展在烧蚀过程中按材料物性变化情况分为碳化层、原始材料层,中间假设为一热解面。在内绝热层烧蚀模型中建立了内绝热层表面烧蚀过程的能量和质量的平衡关系,并运用动边界热传导差分求解出绝热层内部的温度场。用该模型对一种固体发动机内绝热层的烧蚀进行了计算,其结果与发动机试验解剖测量值基本相符。     

中分辨率宽覆盖CCD相机光机热分析

文章对中分辨率宽覆盖CCD相机的光机部分进行了热分析，为光学系统和光机结构热匹配设计提供了设计依据。     

CCD组件的热分析和热试验

CCD组件是CCD相机能否传输高质量图片的关键 ,其对工作环境温度的要求非常严格 ,过高或过低的环境温度都会降低其光电转换的能力 ;同时 ,其自身的温度波动过大更会产生热噪声 ,从而使相机的分辨率降低。文章采用NEVADA和SINDA热分析软件计算分析了用电加热功率补偿来保持CCD片温度水平并减小CCD片温度波动的设计方法的可行性 ,得出了几种不同功率补偿方案对CCD组件温度波动的影响。并通过一个热平衡模拟试验验证了热分析的正确性     

超高速防空导弹结构防热技术

介绍了高超声速导弹结构防热技术的发展现状，根据新一代超高速防空导弹气动加热特征，讨论了防空导弹弹体结构，包括天线罩，弹身各舱段，弹翼和空气舵的结构热防护技术以及相关的热结构分析与试验技术。     

高超声速飞行器新型热防护机制研究进展

从气动热载荷的来源出发,介绍了基于流动控制、光辐射操控、原子重组、电子耗散等物理机制的新型热防护机制的原理和进展.分别从环境和材料两方面实现对流热、化学热和辐射热的主动调控,进一步分析了高超声速飞行器新型热防护机制发展的特点和不足,对该领域未来研究的重点方向提出了建议.     

某高码率通信终端处理机热设计与仿真分析*

处理机是飞行器高码率通信终端核心电子设备,处理机稳定性与可靠性的高低直接关系到整个终端系统设备的可靠性工作。介绍高码率通信终端处理机热设计的特点与方法,针对不同的功率器件和组件,与结构设计相结合,探索合理的散热途径,特别是许多热耗较大的功率器件的热设计。通过热仿真分析,优化热设计方案,控制每个器件的温升满足设计要求,并进行了热真空、热平衡试验验证。     

微小卫星热控系统的研究现状及发展趋势

文章针对微小航天器研究现状和发展需求给热控系统设计带来的难点和挑战,从传热学和控制学两个角度,对近年来微小卫星热控领域出现的先进的热量收集、传输和排放装置展开论述;追踪了国内外学者提出的热控发展新的理论和方案。总之,开展各种智能、灵巧的航天器热控部件研究及针对高性能传热装置的控制策略研究是由微小卫星的结构布局和任务特点所决定的必然要求和发展趋势。     

热真空试验中的热控方法

文章给出控制热真空试验变温速率和高低温限的方法,它可以保证受试产品(组件、有效载荷以及航天器系统级)满足试验要求,不会因试验过程中产生的过高变温速率和超出高低温限而受到损坏,也不会由于过低的变温速率而延长热真空试验时间.     

热验证风冷测试台的设计

对热验证所需的风冷测试台进行了详细设计，该设备对其他类似设备的设计具有一定的参考价值。     

空间望远镜的热设计和热光学分析综述

文章对国内外典型空间望远镜的热设计进行综述 ,并详细介绍了空间望远镜热光学分析的概念 ,讨论了热设计和热光学分析的关系 ,提出了将卫星热控制技术与光学波像差理论相结合 ,以光学指标作为热设计的最终评价标准 ,并应用于我国空间太阳望远镜(SST)的热设计和热光学分析之中     

星载CCD相机真空热试验方法讨论

我国相关标准对于具有主动热控的星载CCD相机单机热真空试验方法一直没有明确定义,相机在试验中的温度设置值如何确定是其关键问题。文章认为此值应与相机的热设计温度范围相同;如果不以温度作为验证热设计的唯一条件,那么相机的热设计也可以同相机结构、光学设计一起,在真空热环境条件下,对相机进行光学性能检测验证。可以通过相机的热真空试验,一方面验证相机的温度适应性;另一方面,设置相应的真空热试验工况,通过光学性能检测来验证热设计。从而减少相机的热平衡试验项目,简化了研制流程。在实施过程中,为了解决相机的光学窗口热流模拟的困难,可在相机光学窗口正对、具有一定距离的位置设置反射镜,并在其背部和周边设置加热回路。文章最后结合某CCD相机的应用实例对相机的真空热试验方法进行了讨论。