航天器发动机羽流对敏感器热效应仿真研究

采用差分求解N-S方程与DSMC方法相结合的方法,研究了航天器单台发动机连续工作情况下真空羽流对航天器敏感器的热效应。首先通过求解N-S方程,获得发动机喷管的内流场,然后应用DSMC方法对喷管出口外轴对称羽流场进行计算,最后将轴对称羽流场计算结果作为模拟粒子入口边界条件,在并行计算机平台上进行三维羽流场和热效应计算得到航天器单发动机连续工作情况下羽流场对敏感器的热效应。以两个敏感器为例,对仿真结果进行了分析和比较,并得出了相应结论。     

航天器发动机羽流对太阳电池板力及热效应仿真

文章将差分求解N-S方程与DSMC方法相结合,研究了航天器单台发动机连续工作时的真空羽流对航天器太阳电池板的力效应和热效应。通过求解N-S方程,获得发动机喷管的内流场;再以内流场计算结果作为模拟粒子入口边界条件,应用DSMC方法,在并行计算机平台上进行三维羽流场和力及热效应计算,得到航天器单发动机连续工作情况下羽流场对太阳电池板的力效应和热效应。文章以太阳电池板处于斜45°状态为例,对仿真结果进行了分析。     

某固体火箭发动机热结构的ANSYS有限元分析

基于ANSYS软件对某固体火箭发动机(SRM)的热结构进行了有限元分析。计算了潜入式喷管瞬态温度场和应力场,用间接耦合解法进行热-应力耦合分析。结果表明:计算值与实测结果较吻合,可为SRM的热结构分析提供一种实用快捷的计算方法。     

I-DEAS软件在单相流体回路辐射器热分析中的应用

以神舟飞船单相流体回路辐射器为例,介绍了采用I-DEAS软件进行辐射器热分析研究的方法,包括建模、划分网格、计算及后处理等,并将仿真分析结果与热试验结果进行了对比。结果表明：采用I-DEAS软件对单相流体回路辐射器热分析具有很好的实用性和计算精度,显著降低了辐射器热分析的难度,并在一定程度上简化了前期设计中热试验验证的需求。     

一种圆轨道航天器外热流通用计算方法

文章提出了一种圆轨道航天器外热流通用计算方法,采用解析法计算太阳直射热流,采用数值积分法求解行星红外和反照,无需求解行星中心到太阳矢量与航天器表面法线在局部球坐标系的经度差,能有效简化计算过程。在此基础上选取一种特殊圆轨道,对常用姿态(+Z对地,-Z对日,偏航)六面体卫星的瞬态外热流进行分析,并将偏航姿态瞬态外热流分析结果与热分析软件计算结果进行了对比,对比结果充分说明了此方法的准确性,它能快速准确地计算圆轨道航天器常用姿态外热流,可为各领域航天器热控设计和热分析提供重要参考。     

基于蒙特卡罗法的卫星热模型参数敏感性分析研究

采用蒙特卡罗法对影响卫星设备温度的随机参数进行了敏感性分析,并通过计算相关系数从中甄别出关键参数。结果表明卫星表面涂层热光学性质对设备温度的影响较大,热功耗对设备温度的影响较小,接触换热系数对设备温度的影响与安装方式有关。分别计算了各个设备关键参数同时变化、非关键参数同时变化的温度结果,将其与全部参数同时变化的温度结果进行了对比分析,从而验证了所得出的关键参数的合理性。分析结果对热模型修正具有指导意义。     

大型空间环模设备热沉管网系统仿真计算

文章结合某大型空间环境模拟设备,建立了复杂热沉管网的计算模型。利用Flowmaster软件,对热沉管网的流动和换热现象进行了模拟计算。根据计算结果,对该大型管网热沉的结构改进提出了意见,并进行了对比分析。改进后的热沉管网系统在流量和温度均匀性方面均有较大的改进。     

临近空间飞艇内部自然对流换热计算研究

综合考虑太阳辐射、长波辐射、对流换热等热环境因素对临近空间飞艇热特性的影响,建立飞艇热特性的数学模型,编写程序并计算得到蒙皮表面温度分布。以此作为热边界条件,采用Fluent软件模拟其内部自然对流的流动状态和温度分布,对不同季节不同时刻飞艇内部自然对流换热系数进行了计算分析,并对四个自然对流经验公式进行了评价分析。结果表明,Eckert-Jackson和Bayley公式更适用于计算浮空器内部自然对流换热,与数值模拟结果相比,平均绝对误差（MAD）分别为22.6%和24.1%。     

单相流体回路系统的热性能与流动性能集成分析研究

概述了研究流体回路系统可采用的3种方法，介绍了单相流体回路热性能和流动性能的分析计算过程，并以一个流体双回路系统为例，进行了MATLAB编程计算与SINDA／FLUINT建模计算，通过对两种计算结果的比较，初步验证了利用SINDA／FLUINT软件对流体回路系统进行热性能和流动性能集成仿真分析的可行性。     

资源二号卫星热模型修正

分析了资源二号卫星整星热计算结果和飞行数据误差较大的因素，对热网络数学模型用物理修正法进行了修正，使星内仪器计算结果与在轨飞行数据相差在±3℃的范围内。通过修正热计算，为这种类型卫星的整星热分析积累了经验，提高了计算水平，能比较准确的预示整星在轨飞行温度，并且对整星热平衡试验具有一定的指导意义。     

MSC．NASTRAN在制动鼓热应力变形分析研究中的应用

研究了汽车的制动器中主要零件制动鼓的热变形问题。用专业的有限元分析软件MSC．NASTRAN对制动鼓的热应力和热变形进行了分析，给出了分析计算的结果。该结果对确保制动性能的热稳定性是非常有必要的。     

辐射器冷屏辐射热分析

文章主要对辐射器冷屏进行了传热设计。由于冷屏翅片的长度和厚度决定翅片的两端温差,因此对翅片结构尺寸进行了优化设计,并且通过有限元方法对热设计结果进行进一步校核分析。对比计算结果表明：两种设计计算结果基本吻合,能够满足设计要求。     

固体发动机燃气射流对发射平台冲击效应研究

为研究燃气射流对发射平台的热冲击和动力冲击效应,采用有限速率化学反应模型和H2/CO反应体系模拟了燃气射流中的复燃现象,得到了射流流场结构及发射平台上的温度和压力分布情况,计算结果与试验数据吻合较好。研究表明,在射流近场内考虑复燃效应时,计算结果更为准确。发射平台中心处为高温区,应采用抗高温耐烧蚀的材料。发射平台距发动机喷口为1.4、1.7、2 m时,平台上压力分布变化不大;发射平台离发动机喷口越远,平台上的温度变化越小。     

基于Optimus的涡轮气动优化设计

针对涡轮在理论设计和实际应用中存在的不足,提出了利用多学科优化平台对涡轮进行气动优化设计的方法。首先运用UG／Grip技术对涡轮进行三维造型,然后利用试验设计方法建立计算试验样本点分布表,用商用软件进行各样本点的CFD计算及热-应力耦合分析计算,最后建立响应面模型,对其进行优化设计。结果表明,优化后的涡轮效率比优化前提高5％。该方法为进一步提高涡轮的气动性能,减少损失提供了一定的依据。     

某航空相机载荷舱热分析与热设计

航空相机的热控设计需要解决流动与传热的耦合问题。文章提出某航空相机载荷舱在复杂飞行环境中上升、巡航、下降全过程的热分析及热设计方法：确定载荷舱热分析数据流,采用专业热分析软件、流体计算软件计算辐射外热流、气动外热流,以及等效对流换热系数沿壁面分布情况及与马赫数的变化关系。将热环境赋予载荷舱热分析模型,通过热分析软件与自开发程序迭代对载荷舱两个极端工况进行了仿真分析。结果表明,据此设计的光学窗口内表面温度高于露点温度10℃以上,得到的载荷舱热分析结果满足热控指标要求,热设计方案合理可行。     

航天器大型螺旋天线的瞬态热分析

采用数值模拟的方法,对形状复杂,遮挡问题严重的航天器大型螺旋天线进行了瞬态热分析,计算结果为天线的热设计和试验提供了理论和数据参考;通过分析,也得到了一些很有价值的结论。辐射热分析和外热流计算都考虑了各外表面相互间反射、相互遮挡的影响,这也是目前国内现有的算法和热分析软件所无法做到的。     

蓄压器对发动机试车液路固有频率影响分析

对某一发动机地面热试车液路固有频率及低频振动进行了分析.建立了集中参数模型,对地面试车时和飞行时的液路一阶、二阶纵向固有频率进行了计算.得出的结果与实际试验数据吻合.在计算分析的基础上,对发动机低频振动机理进行了分析.计算与分析表明：蓄压器参加发动机地面热试车会造成试车系统液路纵向固有频率的改变,由于改变了的液路纵向固有频率没有经过大量的实际试车考验,因而不能够排除引起低频耦合振动、并且导致试车故障的可能性.建议对于蓄压器参加发动机地面热试车应该慎重考虑.如果确实需要蓄压器参加发动机地面热试车,从安全角度出发,应该进行进一步的理论分析、试验工作.本文的数学模型对低频振动特性分析以及安全分析具有借鉴价值.     

碳化材料三维烧蚀热响应有限元计算研究

针对碳化烧蚀热防护材料三维温度场计算问题进行了研究。采用弹簧松弛法模拟防热层表面后退运动,应用化学反应动力学模型描述材料内部热解过程,内部温度场计算模型考虑了防热材料的热传导、热解吸热、热解气体在碳化层内的流动以及热解气体与碳化层之间的热交换。对控制方程采用有限元方法进行离散,时间方向采用Newton-GMRES隐式迭代推进求解。将计算结果与经典程序的计算结果及实验数据进行了比对,初步验证了计算方法的可靠性,并通过球头算例展示了程序对三维问题的良好处理能力。     

空间遥感器的热／结构／光学分析研究

作为一个空间遥感器整机热光学（热／结构／光学）集成分析过程，对空间遥感器主要光机结构简化，进行导热特性分析和等效热阻计算；利用软件计算在轨道上典型工况的空间外流热和内热源分布；建立有限元温度场分析模型和结构热弹性分析模型，计算全机稳、瞬态温度场分布，均匀温度和特定温度场下的位移场，得到各光学元件的位移；利用光学分析程度计算的公差计算结果插值计算遥感器光学系统由于光学元件的热致刚体位移（离轴、轴向位移和倾斜）而产生的光学性能变化。     

复合材料壳体在水压和地面热试验状态下的大变形有限元分析

用等效正交异性轴对称八节点等参元对固体火箭发动机壳体进行了大变形有限元分析。首先计算了壳体承受内压作用下的应力与变形,并与其水压试验结果进行了比较,然后计算壳体在热试验状态下的应力与变形,也与其水压试验的计算结果进行了比较。