防热结构的局部防热研究

对回收式返回器的分析结果表明,表面的突起物是防热结构局部过热的重要起因。分析了防热结构的局部过热现象,提出了一种局部防热结构设计分析方法。分析计算结果与地面试验和飞行结果进行了分析比较。     

低温射流抑制空间液氢储罐温度分层的数值研究

液氢是一种常用的沸点低、易蒸发的空间低温推进剂.空间微重力环境中浮力对流被极大减弱甚至完全抑制,当推进剂储罐壁面存在局部漏热时,储罐内部气液两相流会出现环绕漏热源的温度分层现象,引起局部过热沸腾,导致储罐内部压力急剧增大,危害系统结构安全.利用低温射流抑制温度分层现象是一种有效手段.低温流体通过设置在储罐内部的射流喷嘴与储罐内部的流体混合,消减局部高温,实现温度的均匀化.本文采用全充满的二维缩比储罐模型,对微重力条件下液氢储罐内局部漏热引起的温度分层现象进行数值模拟,分析低温射流条件对于消除微重力条件下液氢储罐内部温度分层效果的影响.      

机翼防冰过程中冰脊问题的数值分析

对机翼防冰过程中冰脊的形成特点及冰脊对机翼气动特性的影响进行了计算分析.基于经典的Messinger结冰模型开发了多步结冰程序,对不同条件下过冷水滴的撞击结冰进行了热质耦合计算,计算结果和文献试验结果吻合较好,表明该热质耦合算法的正确性.在此基础上对不同环境温度、飞行速度和不同加热功率等条件下冰脊的生长特点和机翼的气动特性进行了计算分析.结果表明:在非霜冰条件下,冰脊主要在热防护极限外并紧挨着热防护极限的位置处形成和发展,而在霜冰条件下,冰脊主要在机翼下表面形成,但是在热防护区域内有显著的结冰出现,该条件下的结冰对机翼的气动特性具有较大的破坏性.     

机翼防冰过程中冰脊问题的数值分析

对机翼防冰过程中冰脊的形成特点及冰脊对机翼气动特性的影响进行了计算分析.基于经典的Messinger结冰模型开发了多步结冰程序,对不同条件下过冷水滴的撞击结冰进行了热质耦合计算,计算结果和文献试验结果吻合较好,表明该热质耦合算法的正确性.在此基础上对不同环境温度、飞行速度和不同加热功率等条件下冰脊的生长特点和机翼的气动特性进行了计算分析.结果表明:在非霜冰条件下,冰脊主要在热防护极限外并紧挨着热防护极限的位置处形成和发展,而在霜冰条件下,冰脊主要在机翼下表面形成,但是在热防护区域内有显著的结冰出现,该条件下的结冰对机翼的气动特性具有较大的破坏性.     

缝隙流动分析及其热环境的工程计算

分别对不同外界流动条件下缝隙内的流动及其形成机理进行了探讨，确定了狭窄缝隙内的流动结构和缝隙内气体的传热过程，经过适当而合理的简化，得出了缝隙内气体的传热模型及热环境计算模型。用有限差分方法对缝隙内热环境进行了数值计算，得出不同外流条件下缝隙内热环境受外界气流影响深度与来流参数的关系曲线。从缝隙流动机理方面说明了计算结果的合理性。并对缝隙内热环境的计算结果进行了试验验证。分析和试验证明，提出的计算方法具有工程实用精度。     

金属蜂窝板高温环境下的隔热性能试验与计算

采用红外辐射加热式气动热模拟试验系统,进行了高温环境下的金属蜂窝板隔热性能试验研究,试验温度最高达到800℃;采用有限元的方法进行了金属蜂窝板传热特性数值模拟,计算中考虑了蜂窝板内部金属蜂窝芯结构的导热,蜂窝腔内壁面间的辐射换热和蜂窝腔内空气的传热.研究结果显示,金属蜂窝板后表面的试验测试数据与数值模拟结果吻合的很好.金属蜂窝板在高达800℃高温热环境下的隔热性能数值计算和试验结果将为航天航空器的防热结构研究提供参考依据.     

腐蚀条件下机翼主梁的疲劳寿命修正系数

针对歼击机主要疲劳关键件——机翼主梁,采用模拟试件进行加速试验环境谱下相当于地面停放不同年限的预腐蚀及谱载下疲劳试验,获得地面停放腐蚀影响系数C随地面停放年限T的变化曲线;由构成空中局部环境谱的各单一介质对谱载下寿命的影响试验,按百分比加权组合的方法获得空中腐蚀疲劳影响系数K.综合考虑C-T曲线与K,计算出不同无腐蚀条件下寿命和飞机年飞行小时数的组合所对应的腐蚀条件下机翼主梁疲劳寿命修正系数.为修正无腐蚀条件下寿命,从而评定腐蚀条件下机翼主梁寿命奠定了基础.     

高温受弯构件表面裂纹疲劳扩展寿命预测

基于J-积分半经验公式建立了构件表面裂纹在其长度和深度方向上的疲劳扩展速率表达式,用来预计模拟SUS304钢构件在550℃高温环境中受弯曲载荷作用下表面裂纹的疲劳扩展寿命.并在相同条件下进行了疲劳裂纹扩展试验.结果表明,预测曲线与实验数据基本一致,证明了本文预测方法的有效性.     

材料次级电子发射特性对表面充电影响的数值计算研究

表面充电是最早被人们发现的空间环境效应, 是由空间环境引起的航天器异常和故障的主要诱因之一. 采用较精确的金属二次电子发射公式和局部电流平衡模型, 在无光照的情况下, 对不同表面材料及不同几何形体的航天器表面充电电位进行计算, 并绘制了表面材料的充电电位与最大二次电子发射系数之间的关系曲线. 根据数值计算结果及次级电子发射系数和曲线图得知, 航天器阴面充电电位与表面材料的原子序数、最大二次电子发射系数和入射离子引起的次级发射系数均有关. 该计算对航天器表面材料的选取和设计工艺有一定的参考价值.      

预载荷作用下管路结构动强度评估方法

针对现阶段航空航天管路结构环境试验存在的问题,研究了管路结构在预载荷及随机振动试验条件作用下的动强度特性的分析方法,明确了由预载荷引起的微分刚度、预应力在结构振动响应计算及疲劳寿命分析时的区别及处理方法,提供了一种可定量预估管路结构在多种试验环境作用下随机振动疲劳损伤的分析方法,该方法解决了真实环境试验条件如何表示预期使用环境的问题以及真实环境试验条件与预期使用环境不一致对管路结构动强度造成的影响如何进行评估的问题。通过对管路结构的仿真,分析了管路的动强度薄弱点以及剩余强度系数和疲劳寿命,验证了该方法的有效性,从而为分析管路结构在真实使用过程中的环境适应性以及可靠性提供了一定工程指导。      

空调座舱热舒适性计算

 热舒适性是评价座舱空调系统的重要指标.根据人体热平衡方程和Fanger的舒适性假设建立了空调座舱的热舒适性计算模型,并给出了空调座舱热环境的评价方法,从而为热舒适的定量评价奠定了理论基础.应用此模型对3种座舱空调方案的热舒适性进行了计算,从热舒适角度比较了3种方案的优缺点,结果表明方案3是最优方案.     

卫星搭载导线着火前期特性实验研究

导线绝缘层的过热及由此发生的着火和燃烧是载人航天飞行器中引起火灾的主要原因.研究微重力下导线绝缘层的可燃性对于预防飞船中火灾的发生有重要意义.本文描述了SJ-8卫星搭载实验项目导线着火前期特性硬件研制以及实验情况.实验中获得了导线着火前期的温度和辐射特性.在搭载实验中,研究了导线过载电流和导线捆绑方式对导线绝缘层着火前期特性的影响.同时将微重力下的实验结果与地面功能模拟的实验结果进行了对比.实验结果表明,微重力环境下自然对流基本消失,导线和电子电气元件的散热情况恶化,在过载的情况下,就可能过热,从而导致失火.搭载实验中导线先期着火征兆的获得,将为开发我国微重力下的着火监测和早期报警装置提供新的技术途径,为我国载人航天飞行器内安全防火的工程技术工作提供科学依据和基础数据资料.      

用于热控涂层性能原位测试的辐射计设计

针对空间环境中热控涂层性能退化的问题,提出一种模拟空间环境中利用测热法实现热控涂层太阳吸收率原位测试的辐射计设计方案.结合模拟空间环境的测试要求,进行辐射计的原理设计与理论研究;对辐射计进行结构热分析,建立辐射计测试过程中各项换热的计算式,从而得到辐射计的瞬态计算模型.恒温测试环境下利用辐射计对SR107热控涂层进行了测试.实验结果表明:辐射计测试的SR107热控涂层太阳吸收率值与该涂层的标定值之间的相对误差在2%以内,测试的不确定度为6.3%,实验结果验证了该测试方法的有效性.      

高超声速飞行器热流密度/分层温度/碳化层研究

受试验设备能力限制,地面风洞无法完全模拟高超声速飞行器临近空间热环境。文章采用在飞行器表面开孔安装长时耐高温热流传感器直接测量热流密度的方法,国内首次获得Ma12以上高超声速飞行器表面热流密度时变数据和边界层转捩特征。实测热流值与理论预示值规律相同,两者偏差小于20%。针对树脂基材料导热微分方程中虽考虑了热解吸热项,但未考虑导热系数随温度变化情况,采用在树脂基材料导热微分方程中加入物性参数随温度变化项的方法,计算了飞行器热防护结构内部分层温度和碳化层厚度,并与实测结果进行了比较,不考虑树脂热解特性和材料物性参数随温度变化,理论值高于实测值,最大偏差275~320℃;考虑热解特性和物性参数随温度变化情况,计算值与实测值最大偏差小于70℃。     

深空探测器同位素热源环境试验技术

为保证应用于深空探测器的同位素热源的安全性和可靠性,开展了深空探测器同位素热源环境试验技术研究。通过对同位素热源全寿命周期内各任务剖面的系统分析,总结得出了同位素热源环境试验项目,并对这些项目进行了研究及模拟实验,具体包括:高温–离心、高温–冲击、高温–振动等热–力复合环境试验技术,空气动力学加热、热冲击试验、发射场火灾事故地面模拟实验等异常环境安全性试验技术。通过以上研究建立了同位素热源鉴定级环境可靠性试验及异常环境安全性试验能力,为深空探测器同位素热源研制任务提供了技术支撑。     

低能质子对卫星热控涂层太阳吸收率的影响

空间低能质子由于沉积能量在表层对卫星外露热控涂层太阳吸收率参数有较大影响,文章首次对地球同步轨道卫星6种热控涂层进行低能质子辐照试验研究,试件是S781有机白漆、SR107-ZK有机白漆、ACR-1有机白漆、OSR二次表面镜、F46二次表面镜和Kapton二次表面镜。试验采用能量48keV的质子,在真空条件下累积辐照360h,累计注量达到2×10~(15)p/cm~2。在辐照过程中原位测量热控涂层的太阳吸收率参数。这些热控涂层的太阳吸收率参数都有不同程度的明显上升。其中,有机白漆类热控涂层的太阳吸收率参数上升最快,其次是塑料薄膜类热控涂层(F46二次表面镜和Kapton二次表面镜),最稳定的是玻璃类热控涂层(OSR二次表面镜)。对试验前后试件的SEM分析和XPS分析表明,热控涂层中的颜料结构和聚合物结构在辐照下发生变化,形成不饱和链发色团和色心,使原来透明聚合物和高反射的颜料对太阳光产生吸收,从而引起热控涂层太阳吸收率参数上升。     

一种运载火箭用大功率电动伺服驱动器的散热设计

散热对电子设备的性能有着直接的影响,散热器广泛应用于电子产品的热设计用于改善其散热能力,因此散热器应作为关键部件进行设计。针对航天领域使用的大功率电动伺服驱动器的散热问题,提出了通过热力学理论计算指导散热器结构设计的方法。首先通过理论计算结果确定散热器的结构尺寸,然后通过PRO/E三维建模软件对散热器进行建模并利用ANYSY ICEPAK热仿真软件对所设计的散热器进行热仿真,最后搭建了伺服驱动器的热试验环境。仿真结果和试验数据均验证了该设计方法的正确性。     

超高速流动模拟及热化学反应模型对比研究

超高速流动是飞行器再入大气层时所面临的高速高温流动环境,膨胀管是少数几种能模拟超高速流动的地面设备之一。采用数值模拟方法对超高速试验进行辅助分析诊断,流动模拟时热化学反应模型的选择对流场特性影响较大,分别选择5组分、11组分热平衡及5组分热非平衡模型,对比研究3种不同热化学反应模型对双楔试验模型数值模拟结果的影响,以进一步评估超高速流动模拟时热化学反应模型的适用范围。结果表明,试验气流条件下5组分化学模型即可满足要求,加速气流条件则必须采取11组分化学模型,而对于流动中热非平衡效应显著时,热化学非平衡模型更为适用。     

模拟月壤真空试验装置设计及实现方法

我国探月三期需在月面真空环境下钻采2 m深的月壤样品,为测试采样器在真空热环境下的性能,需首先在地面模拟一个接近月表的真空热环境.本文设计了一套模拟月壤真空试验装置,研究了模拟月壤真空实现方法.通过使用机械泵对模拟月壤进行抽真空,分析了抽速、样品量、含水量、密实度和温度等因素对模拟月壤真空度的影响情况.此外,分别分析了从容器顶部、底部抽气对模拟月壤抽真空效果的影响,提出了保证样品密实度的可行抽气方法.该试验研究对构建月面真空环境模拟器具备一定的参考价值.      

Substitution of satellite-based land surface temperature defective data using GSP method

Land surface temperature (LST) as an important environmental variable provides valuable information for earth environmental system modelling. Currently, LST is obtained through satellite thermal sensors at various spatial and temporal resolutions. Although spatially continuous satellite-based LST measurements are intended to overcome the shortcomings of sparse ground-based LST measurements, LST images often contain anomalous values due to the existence of clouds or sensor malfunctioning. The problem becomes more serious where the users deal with high spatial resolution characterized by low temporal resolution. This study examines the capability of a newly developed graph signal processing (GSP) method using two-dimensional single-date thermal data. For this purpose, four Landsat/TIRS datasets are analyzed. The data of five elliptical regions on thermal images are eliminated and then reconstructed through the GSP method and using the LST values of the enclosing rectangles containing the ellipsoids. The results indicate that the temperature variation determined by the GSP method generally conforms to the original image LST values. According to a correlation test conducted on the original image LST and those obtained through the GSP method, the values vary from 58% to 95%, which is an above-the-average rate (RMSE from 0.69 to 2.27). The statistical analysis of the original image LST in both the elliptical regions and the enclosing rectangles containing the ellipsoids indicates that an increase in the variance of LST data causes an increased error in the calculation of temperature by the GSP method, and vice versa. The results of the analysis of variance (ANOVA) and Duncan test indicated that an increase in the number of the non-zero spectral bins would result in increased RMSE values for all the dates and the regions. Moreover, the model errors were significant at the 0.05 level across all the image date and five elliptical study regions. Based on the results, the use of this method is recommended for the reconstruction of LST missing values, where dissimilarity of atmospheric conditions limits the use of other methods that depend on the time series data of various dates and a great deal of data calculation.