钛合金管件接头热成形工艺参数的数值模拟

采用PAMSTAMP数值模拟技术对TC4管件接头热成形的过程进行模拟,分析了成形温度、零件结构对成形性能的影响,成形温度越高,零件内圆角越大,零件型面质量越好。通过模拟得出较优的工艺参数,改善了零件的成形效果。     

三维烧蚀内部热响应数值计算研究

对热解型碳化复合材料三维烧蚀内部热响应数值计算关键技术进行了研究。采用碳化层—热解面—原始材料层模型,将热解气体与碳化层之间的对流换热处理为源项,通过有限元法建立移动边界条件下温度场求解方程组,采用Gauss Seidel迭代法计算热解气体质量流量和温度场。同时,研究和分析了三维烧蚀移动边界处理方法以及动网格生成方法。由于每个时间步都需要网格重划,烧蚀热防护数值计算对存储效率和计算效率要求较高,本文研究了内部热响应计算中影响存储效率和计算效率的主要因素,并提出了相应的压缩存储方案和求解方案。计算结果表明,移动边界处理方法准确合理;存储方案的存储效率较高;保持刚度矩阵和形函数矩阵正定对称性可以加快温度场计算的收敛速度。     

硅橡胶基绝热材料高温热行为研究

采用高温管式炉在惰性气氛下研究了硅橡胶基绝热材料在1 073～1 873 K的热行为,利用X射线衍射和红外光谱等手段探索了高温固相残余物的产生历程和碳化硅的生成机制,采用热重-差热联用表征了高温固相残余物的热氧化性能。研究结果表明,随着处理温度升高,硅橡胶基绝热材料的固相残余物逐渐向高温陶瓷转化,其热稳定性和耐氧化性相应提高;硅橡胶基体在1 073 K已分解完毕,其固相残余物为碳、硅氧碳化物和SiO2等;随温度上升,有机碳向更加耐氧化的无机碳转变;硅氧碳化物随温度升高向碳化硅转化;气相SiO2高温下由无定型转化为方石英晶体,并与碳发生碳热反应生成碳化硅。     

基于人体热调节模型的民机座舱热舒适性分析

民机座舱热舒适性研究对我国研制的大型飞机市场竞争力具有重要意义.在舒适性研究中人体热模型的合理性是影响舒适性分析与评价的关键.在开展的有限空间人员热特性实验测试基础上,建立了一种具有热调节行为的人体热模型,将人体复杂传热过程抽象为高温核心区、血液灌注区和等效组织区三者间热传递,很好地克服了常规定壁温或定热流密度人体模型的局限性,计算结果与实验结果吻合较好.将该模型结合文中提出的无迭代PMV(Predicted Mean Vote)热舒适性方程,在保证计算速度的前提下,可实现高人员密度的民机座舱舒适性分析.仿真结果表明:该方法既能够满足复杂空间的计算速度要求,又能较准确地体现人体生理热调节过程,仿真结果可靠性高.     

热控涂层搭载飞行试验进展综述

文章对国内外航天器热控涂层在轨搭载飞行试验进行了调研,综述了利用和平号空间站、＂国际空间站＂、美国航天飞机、＂长期暴露装置＂等航天器进行的相关试验工作及主要的研究成果等。在此基础上提出了我国开展热控涂层搭载飞行试验的建议。     

单相流体回路地面试验研究

为了对流体回路系统设计参数确定提供指导,通过地面试验方法,研究了低温和外界环境变化时单相流体回路的阻力特性、工质补偿、控温算法等。介绍了地面试验系统的组成、试验方法和相关试验结果,并重点对外界环境突变时的控温结果、控温目标点与控温装置作用点分离时的控温震荡以及低温下补偿器的补偿能力测试结果进行了分析。试验结果表明,在外界环境剧烈变化时会出现温度过冲,过冲可达到10 oC;此外,由于控温点和控温装置作用点的分离引起的相位差,会导致系统控温失败。这些结果对载人航天器流体回路的泵、换热器设计以及工作状态分析具有一定的参考作用。     

增强RRAM可靠性的热通量压缩算法

为提高阻变存储器(RRAM)的可靠性,研究了RRAM中的热串扰问题,提出了一种热通量压缩(TFC)算法,通过在RRAM读写电路之前加入TFC算法,降低在RRAM中产生的焦耳热,从而减弱RRAM中的热串扰问题,提高RRAM的可靠性。TFC算法通过分析计算写入数据流产生的真实焦耳热热量进而判断是否对写入数据流进行翻转编码,即TFC算法会在原始写入数据流和翻转编码数据流二者中选择热通量较小者通过算法层,从而达到减小RRAM存储器中焦耳热热量的目的。理论分析和仿真结果表明:以字节为单位数据块条件下TFC算法平均可降低30%以上的写入焦耳热,阻变单元的保持时间估值平均增加了35%以上。      

基于IVI驱动的真空热试验数据采集系统软件开发

目前国内大型空间环境模拟器配备了多种型号的数据采集系统,主要负责完成对多种数据信号的综合测试。文章以Keithley 3706数据采集系统为设计对象,在VB6.0的开发环境中设计了基于IVI驱动的数据采集软件,给出了IVI驱动的设计过程及软件代码。实践表明,IVI驱动的引入提高了数据采集系统的开发效率,降低了研制成本,实现了数据采集系统的硬件无关性。     

钨铼热电偶在航天器真空热试验中的应用

目前国内在航天器热试验温度测量方面还没有开展超过1400℃的超高温测量技术研究。文章基于航天器热试验常用热电偶测温原理,分析了钨铼热电偶的结构及制造工艺,并搭建一套热试验测量系统以验证其在航天器真空热试验温度测量系统中的应用。试验结果及数据分析表明,在真空低温环境下钨铼热电偶能够实现1600℃温度测量。     

辐射器构型对载人航天器主动控温回路热负荷性能的影响分析

文章针对载人航天器主动控温回路系统中采用的分布式和集中式两类辐射器构型,分别建立了仿真分析模型,对它们在正常工作模式和辐射器支路故障工作模式下的工作性能进行了对比分析。结果表明,采用集中式辐射器的主动控温回路系统所能承受的热负荷水平要优于分布式辐射器对应的主动控温回路系统,且随着故障辐射器支路数目的增加,这两类流体回路所能承受的热负荷水平差异愈加明显。对于文章所设定的模型,正常工作情况下二者差异达到7.4%,单条支路故障时差异达到11%,2条支路故障时差异达到31.5%。