考虑加载历史的热弹塑性有限元法

本文从外荷载施加方式和加载过程中的单元性态变化两个方面考虑加载历史。采用模拟荷载施加过程的方法处理荷载。对于单元性态做第一类弹性元、第二类弹性元、第一类过渡元、第二类过渡元、卸载元和塑性元六种区分,采用随动修正法处理上述各类单元。根据如上的方法,开发了可对轴对称类结构进行模拟加载过程的热弹塑性分析程序系统。      

航空发动机球轴承热分析

在动力学分析的基础上,对航空发动机高速球轴承进行了热分析。首先在润滑模型分析的基础上,对球轴承的生成热速率作了分析计算。通过对球轴承中复杂的传热关系研究,进而采用有限元法、系统平衡法和经验公式相结合的方法计算了球轴承系统的温度分布。在温度场计算中,对内热源的分配和边界条件的处理进行了深入研究。最后对某发动机主轴球轴承进行了计算,结果和606研究所提供的试验数据基本相符,其误差不大于百分之五。      

基于多米诺效应的锂离子电池热释放速率分析方法

常用实验手段测得单节锂离子电池热释放速率无法真实反映航空运输包装件内大量锂离子电池因发生多米诺效应导致热量散失及传递过程间歇性变化。本文提出一种基于多米诺效应的锂离子电池热释放速率等效分析方法,即通过自主设计的实验平台对3×3排布的典型18650型锂离子电池热失控后发生的多米诺效应及各节电池表面温度进行分析。利用FLUENT使用标准18650型锂离子电池热释放速率曲线用于同等实验条件下的锂离子电池热失控传播仿真模拟,采用二分法逐次修正标准热释放速率、使仿真和实验的锂离子电池表面温度相符。将获得等效的锂离子电池热释放速率曲线再次应用于仿真,得到各电池的最高温度及达到最高温度的时间和实验数据相吻合,验证了修正后的等效热释放速率模型可靠性。该方法可适用于各型号及不同数量包装件内锂离子电池热释放速率获取,指导航空运输锂离子电池火灾防控工程实际。     

星上控温策略的地面模拟与验证

为充分验证卫星在轨温度控制策略的适用性和效果,针对航天器在轨温度控制的特点及方式,提出一种在地面模拟星上控温策略的方法。该方法包含:设计开发一套适用于航天器真空热试验的星上控温模拟系统及基于比例开关控制算法的星上控温模拟软件;采用并行驱动技术实现单个控温时间片为1 s的时间控制精度,工况稳定后温度控制误差不超过±0.3℃。该方法已成功应用于某型号卫星真空热试验过程,系统配置灵活、操作简单、控温周期短、控温精度高,实现了星上控温策略的有效验证。     

密封舱常压热试验环境模拟技术

文章探讨了可用于载人航天器的常压热试验环境模拟技术,包括空间站的在轨漏热分析、多层常压隔热性能试验以及大型常压热试验验证系统试验能力分析,在此基础上完成了空间站某密封舱段的大型常压热试验,并基于试验结果进行漏热对比分析,验证所用常压热试验环境模拟技术的效果能达到预期。     

临近空间飞行器控制器热设计与热分析

临近空间飞行器电子设备集成度高、体积小、功率大,导致发热量大大提高,而其又直接工作在恶劣的空间热环境,因此,空间大功率电子设备的热设计成为未来飞行器安全、高效飞行的关键因素之一。本文针对临近空间的热环境特点,结合控制单元的工作模式,采用冷板散热、热控涂层、低热阻途径以及提高换热效率等有效方法对电子设备进行热设计。在结构设计基础上,用商业软件ANSYS ICEM CFD进行前处理,用FLUENT进行模拟热仿真,并对结果进行分析后给出3种合理优化的设计方案。仿真结果表明,增加冷板边缘处面积、增大辐射散热和自然对流换热表面积的设计方案可以有效地将控制器温度控制在293.15~318.15 K高效可靠的工作温度之间。     

传热对微型摆式发动机性能的影响机制分析

建立了微型摆式发动机(Micro internal combustion swing engine,MICSE)的计算模型,揭示了传热及其尺度效应对微型摆式发动机性能的影响机制。结果表明:壳体仅在一个较薄的热缓存层内与工质气体进行周期性热交换。在进气过程中,热缓存层对气体的传热会提高气体温度,从而降低进气质量和压缩比;在做功过程中,气体对热缓存层的传热减少做功,这两方面都会降低系统热效率。尺寸越小,进气气体在热缓存层传热下的温升越大,相对进气质量和压缩比越低;做功过程中的气体向热缓存层的传热量占燃气总化学能的比值越高。因此尺寸越小,传热效应增强,热效率越低。     

热防护系统分区协调耦合推进方法

提出一种适用于热防护系统(TPS)热控性能研究的分区协调耦合推进方法,其中采用有限体积法(FVM)进行气动热分析,FVM空间离散采用NND格式,而结构传热采用有限元法(FEM)进行分析,且在耦合面采用基于控制面的双向映射插值方法进行数据传递。进行了圆管算例分析,2 s时刻驻点处温度计算值与试验值相对误差为4.95%。研究了空天飞行器头锥TPS的热控性能,非耦合方法获得的防热瓦和应变隔离垫(SIP)最高温度分别比耦合结果高114.4 K和32.6 K,这是由于非耦合方法未考虑壁面温度升高对气动热的反馈作用,而耦合方法充分考虑了此影响。采用高热辐射率的涂层、低导热系数和较厚的防热瓦能有效提高热防护系统的隔热性能和降低主动冷却系统的功率和重量,而防热瓦最高温度对其导热系数和厚度不敏感。     

对失控翻滚目标逼近的神经网络自适应滑模控制

针对失控航天器在空间中自由翻滚的情况,研究追踪器对失控翻滚目标逼近的位置和姿态六自由度耦合控制问题。建立追踪器与目标器相对运动的姿轨一体化动力学模型,设计追踪器逼近过程的标称轨迹和标称姿态。综合考虑系统不确定性和外部干扰,设计无抖振的神经网络自适应滑模控制器。将滑模控制与神经网络逼近相结合,采用径向基函数(RBF)神经网络对系统未知部分进行自适应逼近。由Lyapunov方法导出神经网络自适应律,通过自适应权重的调节保证整个闭环系统的稳定性。数值模拟实例说明了所设计的标称轨迹和标称姿态的合理性,同时验证了神经网络自适应滑模控制器的有效性。     

再入返回器极端热载荷预测方法

为快速预测返回过程再入器的极端气动热载荷情况,文章以充气式再入器为研究对象,基于动力学运动方程及Kemp-riddell气动热工程公式,采用龙格-库塔方法开展了136组工况的返回过程数值计算,获得了充气式再入系统返回过程的轨迹弹道与驻点热流密度变化情况,研究了驻点热流密度峰值和峰值出现高度与弹道系数、球头半径及再入角度的关系,发现驻点热流密度随弹道系数、再入角度的增加而增加、与球头半径的二次方成反比;但极端热载荷出现高度随弹道系数增加而降低,与球头半径和再入角度无关。文章提出了航天器以第一宇宙速度返回再入时极端热载荷的工程经验公式,采用公式对飞船返回舱、返回式卫星的极端热载荷进行预测,所得结果和试验数据基本一致,表明该预测公式具有较高的准确性和较好的通用性。文章的预测方法适用于再入返回器的设计初期阶段,可快速预测返回器再入过程的极端气动热载荷,满足气动热估算需求,为再入器气动热防护方案的选择提供支持与参考。