基于系统辨识方法的航天器热真空试验热传递模型

航天器及其部件的热真空试验是航天器研制过程保证其可靠性的重要环节。由于复杂的物理和边界条件,单纯从传热的角度得到的航天器传热模型与真实情况存在差别。基于传热理论的基本方法,文章提出结合系统辨识的方法得到航天器热真空试验传热数学模型。这种方法可以推广到相似的试验中去,将加快试验进程和节省大量的试验经费。     

动载作用下管内汽水两相流传热特性

设计搭建了旋转平台,采用电加热的方法对过载状态下径向水平管内汽水两相流流动及传热特性进行了实验研究.实验测试段为内径20 mm、长400 mm的有机玻璃圆管.通过调节转台转速来实现不同过载量,进而研究过载状态下汽水两相流传热机理.结果表明:随着过载的增大,管内两相流压力增大,流阻急剧增大,流量减小,空隙率减小,换热量减小,管外传热系数增大.      

光子晶体热控结构防护性能研究

光子晶体在红外波段同时具有高反射率和高辐射率,可作为高超声速飞行器的防热材料。文章利用FLUENT软件和辐射模型中的离散坐标算法对有/无光子晶体防热层结构进行了气动加热数值模拟计算,得到了在不同热流密度条件下基体的温度分布;通过计算结果的对比发现,采用光子晶体防热层结构使基体温度下降约360～515 K,具有良好的热控性能。光子晶体是一种具有广阔应用前景的热防护材料,作为高超声速飞行器的防热层结构的可行性与有效性还有待深入研究。     

瞬态法测量高转速旋转盘表面传热系数

将实际发动机涡轮盘冷却系统简化为中心进气旋转盘,用瞬态实验的方法对该结构的换热特性进行了研究.以高转速旋转换热实验台为基础,建立了转静系盘腔中瞬态换热的实验流程和数据处理方法,得到了转盘表面的努塞尔数,并研究了流量系数、旋转雷诺数和出气间隙比对努塞尔数的影响.研究结果表明:对于中心进气冷却结构,在转盘低半径处,转盘表面的表面传热主要由冷气冲击控制,随着半径的的增大冲击对换热的影响减弱.转盘表面的努塞尔数随冷气流量系数的增大而增大,随旋转雷诺数的增大而增大,随出气间隙比的增大而减小.      

基于分数阶Maxwell模型的振荡流传热特性分析

经求解基于分数阶Maxwell模型的粘弹性流体在周期性振荡压力梯度下,圆直管内的运动方程和能量方程,得到了振荡管流换热的速度分布、温度分布以及热扩散系数的解析解形式.通过对无量纲热扩散系数的分析可知,影响粘弹性流体管内振荡流轴向换热的无量纲参数有:Womersley数Wo、Deborah数De、无量纲振幅Δx/R和流体普朗特数Pr.分数阶Maxwell模型振荡流传热也存在粘弹性流体流动中存在的共振现象,且共振峰的数量随De数的减小而增加,发生共振的起始频率随De数的减小而降低.共振峰值出现的位置即频率值与Pr和无量纲振幅Δx/R无关.     

具有凹陷涡发生器的网格冷却结构内的流动与传热特性

对一种具有U 形子通道以及凹陷涡发生器的新型网格冷却结构内的流动和传热特性进行了实验和数值计算研究,通过数值计算可以较准确地获得网格冷却结构的传热性能和流阻性能.在数值计算模型得到验证的基础上,还分别对具有U 形子通道和凹陷涡发生器的网格冷却结构,以及具有U 形和矩形子通道的网格冷却结构内的流动和传热性能进行了对比研究.对比研究表明:与矩形子通道相比,U 形子通道结构能够改善子通道底部的流动状况,降低流动阻力,但同时也略微降低了总体传热性能;在U 形子通道壁面上布置凹陷涡发生器能够显著增强底部流动扰动,大幅提高传热性能,但同时也增加了流动阻力.      

GAO-YONG湍流模型对湍流传热的数值模拟

将GAO-YONG湍流模型应用于湍流传热的研究,分别计算了平板剪切湍流和二维平面冲击射流的湍流传热问题.边界层剪切湍流流动与换热的计算表明:与传统的湍流模型不同,GAO-YONG湍流模型不需要对近壁区域做任何特殊处理(比如壁面函数、低Reynolds数修正等)即可模拟出从壁面到主流区的全部流动与传热情况;另外,对于冲击射流Nusselt数的模拟也得到了与实验符合较好的计算结果,准确地捕捉到了2种冲击高度下流场换热的不同特征,表明了GAO-YONG湍流模型能够较高精度地计算湍流换热.      

随活塞同步振动下纳米流体的强化传热特性

内燃机工作过程中,燃烧产生的热能一部分传给燃烧室部件,传给燃烧室部件中的热能有一半以上传给活塞,由于内燃机热负荷不断提高,必须要对活塞进行有效冷却.当活塞功率密度超过0.3kW/cm2时,必须采用冷却油腔进行冷却.为揭示纳米流体在冷却油腔内的流动和传热特性,对不同种类纳米流体在定常和振动状态下直圆管中的物性、摩擦阻力和传热特性进行了实验研究.研究发现:未施加换热腔振动时,在纯净水中添加纳米颗粒后摩擦阻力系数在层流流域内略有上升,湍流范围内几乎没有变化,但是传热效果却大大增强,最优强化在层流-湍流转捩点附近出现且随着纳米体积浓度和导热系数的增大而增大.对换热腔施加随活塞同步振动后,传热强化与振动频率成正比、与雷诺数成反比;用纳米流体代替传统流体后传热效果大大增强,同时还发现纳米流体种类对强化效果影响显著.     

交会对接目标飞行器控制力矩陀螺的传热特性

对交会对接目标飞行器控制力矩陀螺的热特性进行了分析,建立了控制力矩陀螺的热分析模型,并结合其热平衡试验结果对热模型进行了修正,结果表明,模型计算温度与热平衡试验温度吻合较好。文章利用修正后的热数学模型,对控制力矩陀螺在轨运行时在不同热边界条件下的温度场分布进行了求解,并得出了陀螺辐射传热与导热传热的比例关系,以及辐射传热是其主要散热途径的结论。     

基于TLBM-FVM耦合的飞行器舱内热环境跨尺度预测方法

舱内热环境的有效预测是优化飞行器热控与防热设计、减小系统冗余并保障飞行器热安全的重要基础。在国家数值风洞（NNW）工程支持下,针对目前舱内热环境多尺度、多机制复合传热特点及其数值预测面临的精度与效率提升难题,发展了多区域协同推进的时空耦合模型及流/固界面的自适应分辨率识别算法,建立了基于热格子Boltzmann方法（TLBM）与有限体积法（FVM）相互耦合的舱内复合传热跨尺度预测方法,开展了典型飞行器仪器舱的综合热分析,验证了耦合方法的计算精度及效率。研究表明,相关方法可实现舱内热环境的局部精细化与整体大规模的协同模拟,用于开展整体自然对流与设备局部热量传递的多尺度数值模拟,掌握不同环境参数对舱内热质传递过程的影响规律,从而为飞行器热防护/热管理一体化设计提供重要技术支撑。