喷注压降对Al/AP粉末火箭发动机工作特性影响研究

为研究喷注压降对Al/AP粉末火箭发动机工作特性影响,在考虑喷管两相流动损失的情况下,通过理论计算分析了压强、氧燃比对Al/AP粉末火箭发动机比冲、绝热燃烧温度及凝相产物质量分数的影响。以此为基础确定了Al/AP粉末火箭发动机工作参数,搭建了Al/AP粉末火箭发动机试验系统,通过改变流化气质量流率和粉末推进剂储箱出口通流面积的方法研究不同喷注压降下Al/AP粉末火箭发动机的工作特性。结果表明,流化气质量流率大小对Al/AP粉末火箭工作过程存在一定的影响,过小会导致粉末推进剂供给卡顿,过大会导致发动机性能降低。与此同时,Al/AP粉末火箭动机工作过程中存在由粉末推进剂输运时滞导致的燃烧室压力振荡,而通过提高粉末推进的喷注压降可以有效抑制这一振荡。当前技术状态下,由于在Al/AP粉末火箭动机燃烧室设计、粉末推进剂高效喷注和离散等方面存在不足,Al/AP粉末火箭动机的实际性能与理论性能还存在一定偏差,试验中最高燃烧效率为69.79%。     

复杂热环境下平流层飞艇高空驻留热动力学特性

热问题是平流层飞艇高空驻留期间面临的重点问题之一。分析了太阳辐射、地球反照和红外辐射等热环境因素的时变特征,提出了多节点平流层飞艇热动力学分析模型。该模型可较好地实现平流层飞艇昼夜热动力学特性仿真研究。计算结果表明,季节、纬度和大气对流等因素对平流层飞艇的热动力学特性有着重要影响。     

环形液池热毛细对流的线性稳定性研究

对外壁加热的环形液池热毛细对流进行了线性稳定性分析.采用Chebyshev配点法对Pr=6.8、内外径之比为0.5、深宽比A范围为0.25～1.4的数值结果进行分析,发现流动的临界状态均为振荡形式,并且随着A的增大,临界雷诺数减小,相应的临界波数与振荡频率也呈减小趋势.能量分析结果表明,小扰动与基本流相互作用项较小,表面张力在径向做功与周向做功对小扰动的动能变化起主导作用.观察三者与液池深宽比的关系,发现A=0.8时表面张力在径向做功项达到极小值,周向做功项以及小扰动与基本流相互作用项达到极大值.     

飞机隔热结构热桥效应分析与实验

针对飞机隔热结构中金属筋条的热桥问题,设计了两类典型飞机隔热结构构型。为了研究分析热桥效应对隔热性能的影响,对各构型进行瞬态热传导有限元分析,得到在热面温度分别为100℃,200℃,300℃,424℃时考核点的温度,并通过隔热性能实验验证了有限元方法的有效性。结果表明:热桥对隔热结构的隔热性能有较大影响,设计隔热结构时应充分考虑热桥现象;提出了热桥阻断的方法。     

温度载荷对壁板动力学特性的影响

提出了一种新的结构热应力、热模态求解方法。采用多变量有限元方法进行几何非线性单元列式,将温度的影响转化成热载荷进行静力学非线性有限元分析得到结构内部热应力,然后计算受热应力影响的结构非线性热刚度矩阵。由热刚度矩阵和质量矩阵进行广义特征值分析得到结构的热模态及其模态频率。最后,给出了热屈曲的计算方法。针对典型壁板结构计算了热应力和热模态,计算结果与Nastran相差在10%以内,分析了热应力对壁板结构动力学特性的影响。     

螺线管线圈式MEMS永磁电动机的热分析

针对一种螺线管线圈式MEMS（微机电系统）永磁电动机进行了热分析并给出了初步测温方案。介绍了此MEMS永磁电动机的总体设计方案,选用单晶硅衬底内二氧化硅绝缘的绕组达到散热性能优异的目的,利用ANSYS的稳态传热和静结构力学模块进行热固耦合模拟。在此基础上,通过数值模拟验证了电动机静子温度分布均匀,可将绕组和衬底视为无温度梯度。通过热固耦合模拟,得出不发生膨胀失配的最大工作温度为86℃和相应的最大发热损耗功率为2.83 W,据此预估电动机的额定工作性能,验证了本电动机的耐温能力和高功率密度潜力,最终设计的额定输出功率为0.362 W,计算的设计功率密度为0.117 W/g。     

基于再入轨迹和气动热环境的返回舱烧蚀研究简

 针对再入全过程合理预测热防护罩表面材料烧蚀深度和温度的动态变化问题,提出融合再入轨迹、气动热以及Newton-Raphson和三对角矩阵算法（TDMA）构建动态烧蚀的方法。该方法建立直入式和跳跃式三自由度再入轨迹,应用修正的牛顿流体理论估算气动参数,以及修正的Fay-Riddell和Sutton-Grave理论计算驻点区域的热流密度,利用一维非线性热传导方程模拟了热防护材料的烧蚀过程。仿真结果表明：此方法实现了再入全过程热防护材料烧蚀深度和温度连续动态变化的预测,同样适用于更为复杂结构飞行器的动态烧蚀预测,与热平衡积分法（HBI）相比其结果可靠合理,为进一步优化热防护系统（TPS）提供了一定的参考依据。     

国产中温固化热破胶膜性能

考察了一种适用于卫星太阳翼基板的国产中温固化胶膜的胶接性能和热破工艺性,并分别采用国产和进口胶膜,利用胶膜热破施胶方法制备了碳纤维网格面板/铝蜂窝芯夹层结构,对其弯曲性能进行评价。结果表明,国产胶膜的室温拉伸剪切强度（铝基材）为34.9 MPa,150 ℃时拉伸剪切强度降为10.2 MPa,-150 ℃时拉伸剪切强度降为30.4 MPa。碳纤维复合材料作为胶接基材时,室温拉伸剪切强度为17.5 MPa,破坏模式为基材分层破坏和胶黏剂内聚破坏的混合破坏模式。国产胶膜具有良好的热破工艺特性,在合适的工艺条件下,破孔率优于99.9%,90°板-芯剥离强度为15.4 N/cm;采用国产胶膜制备的蜂窝夹层结构的弯曲性能与采用进口Redux312UL的接近,弯曲刚度为1.94×10⁸ N·mm²,弯曲强度为35.7 MPa。     

基于空间环境预判的航天器智能自主热控方法

传统热控技术在空间探测任务确定后,基于特定输入条件设计的控制方案,其自适应能力不足,且存在一定的时滞性。文章从系统工程学的角度,提出了基于空间热环境预判的航天器智能自主热控方法,采用航天器姿态规划实时预测外热流,开展相应的控制措施,实现对温度的前馈控制,并进行了仿真验证,结果表明:该方法可有效弥补传统热控技术在空间探测任务中调温能力的不足。在航天器高精度控温和大功率散热领域,能有效抑制低频噪声,节约热补偿功率,具有广泛的应用前景。     

座舱瞬态热载荷的计算方法

建立了近似数学模型和介绍了近似计算方法。建立近似数学模型的方法是，先把座舱结构按照等温面划分为许多部分，然后把每一部分看作一个等温体导出它的传递函数。近似计算方法是，对于具有内部温度梯度的结构部件，先按照时间常数等于计算步长的原则把它划分为许多部分，然后把每一部分的惯性环节传递函数近似成为延迟环节传递函数，从而使这些部件的温度计算简化为乘和加的运算。