含铝固体推进剂火箭发动机喷管沉积的实验与传热分析

本文根据含铝固体推进剂火箭发动机喷管沉积现象的实验结果,分析了喷管沉积过程和沉积速率,并提出了一种简化的沉积传热模型——两区域有限平壁、移动的相变边界,变壁温对流换热边界条件的一维瞬态导热。应用热平衡积分法进行求解,获得了沉积情况下喉衬和沉积层内的温度分布函数,并给出了沉积速率为常数和变数两种条件下的计算实例。本文为分析沉积机理提供了一些理论基础。     

基于模糊控制的惯性测量单元温控系统数值分析

针对捷联惯性测量单元(IMU)温控系统的高精度、高滞后性和时变性,提出一种基于CFD技术的捷联IMU模糊PID控制器设计方法.首先,对某型号IMU的热量传递机理进行分析,建立IMU传热特性三维数值计算模型,借助CFD软件Fluent的UDF功能实现对IMU数学模型温控系统的模糊PID控制.最后,通过改变环境温度获得IMU数学模型在瞬态计算条件下的温度分布规律,并将IMU不同部位的温升值与试验结果进行对比,分析温度分布对惯性仪表的影响.研究结果能为IMU温控系统的改进和优化提供依据.     

基于内外传热耦合的热气防冰系统仿真计算

基于内外传热耦合原理,建立了热气防冰系统的AMESim仿真模型,研究热气防冰系统在不同引气状态下,管路流量、压力及蒙皮温度的变化规律.采用所建立的仿真方法,计算飞机机翼热气防冰系统的内部流动特性和内外耦合传热特性,将计算结果与热气防冰系统流量分配试验结果进行对比.结果表明:管路流量、压力和蒙皮温度的仿真计算结果与试验结果最大误差为9%,验证了该仿真模型的正确性.在此基础上,对飞机短舱热气防冰系统进行了仿真,分析了飞行包线下系统内外的换热、温度变化、加热效率等关键参数的瞬态特性.仿真结果为热气防冰系统的设计、分析与优化提供依据.      

基于航空公司运行成本和公平性的停机位指派

缩短航空器在飞行区的滑行距离,可以降低航空公司运行成本,减少大气污染物排放;而均衡各航空公司的滑行距离,可以提高航空公司在机场运行的公平性,提升航空公司整体竞争力。从航空公司运行成本和公平角度出发,建立基于航空公司运行成本最小化和运行最公平的停机位多目标优化指派模型。采用生物地理学算法对模型进行仿真验证,对随机指派、成本最低、最公平、公平指数小于0.1,公平指数小于0.2等五种情况的仿真结果进行比较。仿真结果表明：当公平指数小于0.1时,停机位指派不仅有效降低航空公司运行成本,并大幅度提升航空公司间公平性,说明该模型能够更好的对停机位指派进行优化。     

高温热管性能分析与试验

设计并制备了钠工质、高温合金管壳的丝网型高温热管,测试并分析了在辐射和自然对流散热条件下不同加热功率和不同倾角对热管启动特性和稳态工作后等温性能的影响。结果表明,钠高温热管在不同倾角下都可顺利启动,而且随着加热功率的增加,钠高温热管启动时间越短,但倾角对启动时间影响不大。在倒置45°和倒置90°倾角时,在较大功率下热管的蒸发段出现温度激增现象,分析认为是由于丝网吸液芯毛细力不足导致蒸发段出现工质干涸造成的,说明已经达到了热管的毛细极限。     

基于场协同原理的横排锯齿翅片湍流传热强化机理

通过数值模拟方法分析了横排(TD)锯齿翅片在板翅换热器通道内传热与流动特性.研究了湍流条件下横排锯齿翅片的温度场,速度场以及两场协同性,探索其强化传热机理.在此基础上获得了翅片高度,翅片间距和翅片宽度对传热与流动的影响规律,并给出了横排锯齿翅片的综合传热性能因子.结果表明:横排锯齿翅片通道内流体扰动强烈,形成了周期性纵向涡流;改善了通道内速度与温度梯度场之间的协同作用,强化传热效果,提高了综合传热性能因子.      

Calculation of high-temperature insulation parameters and heat transfer behaviors of multilayer insulation by inverse problems method

In the present paper, a numerical model combining radiation and conduction for porous materials is developed based on the finite volume method. The model can be used to investigate high-temperature thermal insulations which are widely used in metallic thermal protection systems on reusable launch vehicles and high-temperature fuel cells. The effective thermal conductivities（ECTs） which are measured experimentally can hardly be used separately to analyze the heat transfer behaviors of conduction and radiation for high-temperature insulation. By fitting the effective thermal conductivities with experimental data, the equivalent radiation transmittance, absorptivity and reflectivity, as well as a linear function to describe the relationship between temperature and conductivity can be estimated by an inverse problems method. The deviation between the calculated and measured effective thermal conductivities is less than 4%. Using the material parameters so obtained for conduction and radiation, the heat transfer process in multilayer thermal insulation（MTI） is calculated and the deviation between the calculated and the measured transient temperatures at a certain depth in the multilayer thermal insulation is less than 6.5%.     

基于耦合传热的双脉冲发动机热防护层受热分析

针对双脉冲软隔层通道孔径对双脉冲发动机I脉冲燃烧室热防护层热环境的影响开展了数值仿真研究。对雷诺平均Navier-Strokes方程采用了双时间步LU-SGS迭代方法、AUSMPW迎风格式以及适合模拟分离流动的改进剪切应力输运(SST)湍流模型进行求解,通过保证流固耦合界面上的热流密度连续来实现耦合传热仿真。采用算例验证了算法及程序的精度和可信度。计算结果表明: I脉冲燃烧室热防护层表面的对流换热系数随软隔层通道孔径的增大而减小,最大对流换热系数平均减幅达20.3%,再附着点位置和对流换热系数最大值所在位置均向上游移动,分别平均移动24.2%和23.1%;I脉冲燃烧室热防护层表面的对流换热系数先增大后减小,且回流区内的对流换热系数相对较小,并在再附着点上游达到最大值。     

高超声速飞行器多层复杂热防护结构气-固耦合快速热分析方法

为了实现高超声速飞行器多种复杂结构热防护系统的气-固耦合快速热分析,采用热网络法建立非稳态等效一维传热模型;对于具有弧度的热防护结构,提出了驻点和翼前缘热阻等效计算方法,并给出了修正计算公式;结合气动热环境工程算法,实现了对任意多层复杂防热结构外部气动加热与内部结构传热的快速耦合分析。分别对钝锥气动加热和高超声速二维圆管气-固耦合传热问题进行了模拟,得到了与实验符合较好的结果,且计算效率很高;并对Micro-X验证机的全过程进行了耦合热分析,结果表明多层防热结构具有很好的防热效果,显著降低了结构内部温度。和传统耦合算法相比,此算法可快速有效地分析模拟气-固耦合问题,满足高超声速飞行器热防护系统初始设计阶段的使用要求。     

气凝胶中遮光剂的辐射特性计算及优化设计

以TiO2 微米颗粒为例,计算了不同形状遮光剂颗粒的光学特性,表征形状、尺寸对颗粒光学特性
的影响,并考虑实际遮光剂颗粒的粒径分布,计算了不同形状颗粒的平均光学特性。为满足工程需要,针对球
形遮光剂,给出了粒径服从对数正态分布律时使材料高温下辐射热导率最小的遮光剂参数优化设计,由此可使
1 300 K 下遮光气凝胶的辐射热导率降低至纯气凝胶的1/10 左右。