倾角对涡旋压缩机运行特性影响的实验研究

针对空间蒸汽压缩热泵系统中压缩机的润滑问题,对不依赖重力回油的汽车涡旋压缩机进行改变倾角的实验,研究重力方向对涡旋压缩机及热泵系统运行的影响。结果表明压缩机在0°~360°范围内改变角度时,热泵系统均能正常工作;当吸热量为2500~3500W时,蒸发温度最大变化量为1.3℃,蒸发冷凝温差以及热泵系统性能系数（COP）的最大变化量分别为3.2%和6.3%,重力无关性较好。压缩机的性能与循环油量有关,本实验中压缩机在倒置的角度下,沉积的润滑油与冷却剂一起进入热泵系统参与循环,使其性能略有提高。     

一种航天器热平衡试验温度稳定判据确定方法

针对典型航天器热控设计与传热过程特点,建立了设备与舱体动态耦合换热集总参数模型。提出了一种基于热时间常数的航天器热平衡试验温度稳定判据确定方法,给出了双节点耦合换热型航天器系统的热时间常数定义,建立了热平衡温差与温度变化率的对应关系。提出了基于Levenberg-Marquardt最小二乘法温度曲线拟合的热时间常数实时修正方法,该实时修正方法可用于多节点耦合换热航天器热平衡温度稳定判据确定。讨论了目前广泛采用的航天器热平衡试验温度稳定判据的适用性,研究结果可用于指导航天器热平衡试验中温度稳定判据确定。     

相变装置二维方腔内空穴分布规律研究

为了解微重力条件下空穴对相变传热过程的影响,在焓法的基础上增加了基于温度排序算法的空穴模型,在求解过程分析了温度场和空穴之间的相互作用;建立了相变装置的二维模型;研究了空穴在周期外热流条件下的移动规律。结果表明,从初始时刻到第8个轨道周期,低温区空穴逐渐消失并在高温区出现,空穴沿等温线方向扩散并最终积聚在高温边界附近,空穴的移动使传热路径上的热阻增大,导致相变装置冷热边界的传热温差增加了3℃。     

紫外成像光谱仪主动热控系统的设计与实现

为了确保紫外临边成像光谱仪的温度水平和温度梯度满足指标要求,分析了其所处空间环境并结合其光机电的特点,设计了整机的主动热控方案和被动热控方案。首先,总结了成像光谱仪热设计的基本原则,介绍了主动热控方案和被动热控方案。接着,利用最坏情况分析法分析了主动热控系统测温电路的测温精度。然后,根据主动热控方案的要求,对主动热控系统的硬件和热控策略进行了设计和实现。最后,规划了主动热控系统的验证试验,并对主动热控系统进行了试验验证。分析和实验结果表明：主动热控系统的测温精度满足≤±0.5℃的指标要求,主动热控系统能够保证紫外临边光谱仪13℃～18℃以及紫外环形成像仪8℃～18℃的温度水平要求,主动热控方案合理、可行,满足高可靠性的要求。     

自适应控温冷板的设计与性能分析

为改善航天器热控系统的控温可靠性,基于石蜡感温相变体积发生变化的特性,构建了自适应控温冷板,并给出了自适应控温冷板内的石蜡和复位弹簧的设计模型。在此基础上,为了开展自适应控温冷板的性能分析研究,建立了采用自适应控温冷板的航天器单相流体回路热控系统,并基于集总参数法构建该单相流体回路热控系统的热网络模型。结果表明,所设计的自适应控温冷板在不同的热载荷条件下具备可靠的自适应控温能力,合理选择石蜡参数和优化结构设计可改善控温性能,自适应控温冷板在地面电子设备及空间热载荷的控温领域有较好的应用前景。     

面向空间应用的单向微膨胀型热开关特性分析

为了提高探测器等航天器的温度控制精度,降低热波动造成的影响,基于金属的热胀冷缩原理设计了一种单向膨胀型热开关,利用二维稳态导热原理进行建模分析,得到热开关热特性参数。搭建了试验平台模拟热开关工作环境,测定不同功率条件下热开关的工作状态以及相关性能参数。当加热功率为04W时开关断开热阻为23046K/W;功率为30W时开关的导通热阻为03022K/W,开关控制比为7626。结果表明,试验数据与理论计算数据吻合较好,进一步说明了热开关的结构合理性以及适用性。     

低温推进剂热分层研究

通过详细分析热分层产生的机理,阐述了低温流体热分层所引起的流体温度分布、气液界面现象以及箱体压力增加过程。对有关流体热分层的试验研究以及数值模拟的文献进行了整理;对不同低温流体工质、箱体初始设置参数及尺寸参数、箱体形状、壁面曲率大小、壁面是否加肋片以及箱体晃动旋转等对热分层的影响进行了分类总结;对不同热分层数学物理模型进行了系统对比。介绍了不同重力水平下,流体流动状态与热分层的关系。归纳了有关热分层现象的一些重要结论,阐明了我国在该领域开展研究的必要性。最后指出低温流体热分层对推进剂箱体优化设计及安全运行的重要意义。     

Review on active thermal protection and its heat transfer for airbreathing hypersonic vehicles

Hypersonic vehicles with turbojet, ramjet, and scramjet engines are expected to be widely applied to future transportation systems. Due to high-speed flight in the atmosphere, body outer surfaces suffer strong aerodynamic heating, and on the other hand, combustion chamber inter walls are under extremely high temperature and heat flux. Therefore, more efficient and stable active cooling technologies are required in hypersonic vehicles, such as regenerative cooling, film cooling, and transpiration cooling, as well as their combinations. This paper presents a comprehensive literature review on three active cooling methods, i.e., regenerative cooling, film cooling, and transpiration cooling, and deeply analyzes the mechanism of each cooling method, including the fluids flow, heat transfer, and thermal cracking characteristics of different hydrocarbon fuels in regenerative cooling, the heat transfer and flow mechanism of film cooling under supersonic mainstream conditions, and the heat transfer and flow mechanism of transpiration cooling.     

62Sn36Pb2Ag 焊料和63Sn37Pb 焊料在硅光电池电极焊接中的对比

分别使用62Sn36Pb2Ag焊料和63Sn37Pb共晶焊料焊接模拟式太阳敏感器硅光电池电极,通过力学试验和加速热循环试验,对比分析了两种焊料形成的焊点性能和显微组织结构。研究表明,由于Ag元素的加入,与63Sn37Pb焊料相比,62Sn36Pb2Ag焊料焊点显微组织内部颗粒状的Ag3Sn有效起到了位错钉扎的作用,在强化焊点的同时,也提高了焊点抗热失配能力和抗蠕变性能。在经历力学试验和-105~+105℃循环试验后,62Sn36Pb2Ag焊点裂纹扩展率远低于63Sn37Pb焊点。在给定的试验条件和温度循环范围内,62Sn36Pb2Ag焊料的抗热失配能力和高温抗蠕变性能较63Sn37Pb焊料表现更加优异。     

空间推力器用铠装热控器件技术研究发展概况（空间推进专刊）

空间推力器是调整宇航飞行器运行轨道和姿态的推进系统中的关键部件,为保证推力器启动温度和可靠运行,必须采用专门的热控设施。本文介绍了各类空间推力器的不同热控需求,重点阐述了目前空间推力器用铠装热控器件技术以及种类、性能和应用,总结了铠装热控器件的考核试验及判定指标,并提出了铠装热控器件技术的发展方向。