SiO2气凝胶隔热性能的影响因素研究

目的 在不同热流条件下,通过调整SiO2气凝胶的孔隙率、涂层厚度等,以满足合适的隔热要求。方法 针对中短程飞行器飞行时外壁面承受短时高热流的特点,在分析孔隙率对SiO2气凝胶热导率影响规律的基础上,通过数值仿真研究不同气凝胶孔隙率、气凝胶厚度及热流作用下的温度响应。结果 得到了不同条件下满足隔热要求的气凝胶最小厚度,以及气凝胶表面的最高温度。高温情况下,气凝胶孔隙率为96%时,有效热导率最低,孔隙率超过96%时,隔热性能变差。结论 当飞行器内壁面温度满足要求时,增大气凝胶的孔隙率,则需要减小气凝胶的厚度,相应的气凝胶表面温度会升高,但升幅很小。当飞行器外壁面承受长时间大热流时,仅调整气凝胶的厚度和孔隙率不能达到结构的隔热要求。     

热防护系统热真空模拟试验技术

介绍了一种能模拟可重复使用运载器热防护系统内、外表面气动热和压力环境的热真空模拟试验装置,该装置不仅能模拟TPS外表面所受气动热和气动压力条件,还能模拟TPS内表面的真空压力环境。其外部环境压力4．0×10^2-2.0×10^5Pa,内部环境压力4．0～1．013×10^5Pa,热面温度可高达1100℃。利用该装置可以对热防护系统的传热性能进行稳态和瞬态测试。简要介绍了该装置的构成及功能,以及用其进行材料和结构的传热性能测试的试验方法。该装置的研制将为我国高超音速飞行器热防护系统的验证提供必要的技术手段。     

临近空间飞行器防隔热/承载一体化热结构设计及力/热行为

目的满足临近空间飞行器对结构/热防护系统质量指标的苛刻要求,研制兼具轻量化与高效防隔热/承载一体化的热防护结构及系统。方法根据临近空间飞行器承力和防热两方面的要求,设计一种全复合材料防隔热/承载一体化热防护结构,采用地面高温环境试验,考查复合材料一体化热防护结构的抗烧蚀性能。建立一体化热防护结构的热响应和力学响应预报方法,以某飞行器机翼为研究对象,开展一体化热防护结构在机翼部位的应用研究,利用有限元方法进行热力耦合分析。结果一体化热防护结构高温热暴露后表面出现热解,但结构性能保持良好。结论设计的一体化热防护结构满足防热和承载两方面设计要求,是新一代飞行器的理想热防护方案。     

喷丸强化对超高强度钢耐腐蚀性能的影响

目的提高舰载机结构疲劳关键部位的主体材料超高强度钢的耐蚀性能。方法基于实测的环境数据编制加速腐蚀试验环境谱,针对喷丸和未喷丸超高强度钢试验件在实验室条件下开展加速腐蚀试验,从宏观/微观形貌、质量损失、腐蚀速率和表面粗糙度等方面表征腐蚀行为,分析讨论喷丸强化对超高强度钢耐腐蚀性能的影响。结果超高强度钢腐蚀初期为局部点蚀,然后转变为全面均匀腐蚀。喷丸强化延缓了腐蚀形态转变的时机,喷丸试验件腐蚀速率约为未喷丸试验件的75%,加速腐蚀当量为3 a,未喷丸和喷丸试验件表面平均粗糙度分别为5.67mm和4.16mm,前者为后者的1.36倍。结论通过质量损失率、腐蚀速率和表面粗糙度的对比分析知,喷丸强化明显提高了超高强度钢的耐腐蚀性能。     

新型长时热流测量装置的研制及应用

目的设计一种新型热流测量装置,使传感器满足长时间热流测量的需求,且传感器外表面可以适量打磨,与飞行器的气动外型面完好随型。方法采用铜和钢作为备选材料,施加相同的表面热流边界,对比敏感端内外壁温差情况。优化热流辨识传感器传热路径、敏感端厚度,通过有限元模型分析打磨对热流辨识结果的影响。基于优化结果,研制出热流测量装置,并通过地面试验验证该装置的有效性。结果从热响应获取时间延迟角度来看,Cu比钢具有较大的优势。综合考虑敏感端外表面需要与飞行器外表面随型打磨,选用5 mm的厚度具有一定的安全可靠性。敏感端的适度打磨基本不影响温度测量结果。辨识获得的热流数据与实际控制热流吻合较好,最大偏差约15%。结论成功研制了热流测量装置,并通过地面热试验证明了热流测量的有效性。     

再入飞行器振动环境工程预示方法

目的为再入飞行器振动环境设计提供方法支撑,并为结构设计和地面环境试验条件制定提供载荷输入。方法分析再入飞行器振动环境主要特征及其诱导因素,结合飞行试验实测振动数据研究小攻角对飞行振动环境的影响规律,辨识出脉动压力与动压、马赫数以及攻角的关系式。在传统脉动压力预测方法基础上,建立涉及攻角影响的再入飞行均方根脉动压力预测模型,并给出再入振动环境工程预示方法。结果构建模型计算的脉动压力变化趋势与实测振动量值变化趋势基本一致,辨识出来的脉动压力与攻角、动压以及马赫数之间的关系式是基本合理的。结论基于实测数据及脉动压力特性建立了再入飞行器振动环境工程预示模型,结合实测振动数据和气动载荷数据可预测出再入飞行器振动环境,能够实现再入飞行器振动环境载荷的精细化设计,并为结构设计提供载荷输入。     

再入飞行器超高温陶瓷防热应用研究

目的探索尖锥外形高超声速飞行器超高温陶瓷防热设计约束要求。方法基于计算流体力学有限体积数值求解方法研究高超声速层流状态尖锥形飞行器的气动热环境,通过不同攻角下热流及辐射平衡温度分布规律研究获得防热设计约束要求。针对典型尖锥飞行器超高温陶瓷防热设计要求开展几何尺寸、攻角范围影响研究,最后探讨超高温陶瓷高性能热导率对防热设计影响。结果尖锥飞行器高热流仅限于驻点附近很小的区域,迎风面热流随着攻角增大迅速提高。满足防热设计约束的极限飞行攻角与端头长度呈正比,端头长度增加0.1m,极限攻角增大10°。超高温陶瓷热导率对端头防热设计影响较大,随着材料热导率增大50%,驻点辐射平衡温度降低205 K,端头连接结构温度增大50 K。结论尖锥体超高温陶瓷端头防热设计的重要约束指标为端头连接结构温度限制,设计时需要合理优化飞行攻角剖面,选取热导率性能适中的材料。     

不锈钢板式热沉传热特性的实验与模拟研究

目的 研究流量、胀高及焊点排布方式对不锈钢板式热沉传热特性的影响。方法 搭建实验平台,加工出结构参数不同的板式热沉实验件,同时采用静力隐式算法建立相应的几何模型,通过实验与数值模拟相结合的方法,研究流量、胀高和焊点排布方式的变化对板式热沉热阻的影响规律,并分析热沉流道内部流场状态。结果 首先计算了6个工况下的热阻,发现实际换热量为540 W时,数值模拟与实验结果的最大相对误差不大于25%。然后分析了误差来源,最后得到了热沉全流道速度场与温度场的分布情况。结论 实验与模拟结果有较好的符合程度,证明了数值模拟方法的可靠性。在换热量相同时,板式热沉的热阻随流量与胀高的增大而减小,焊点为菱形排布的热沉传热性能相对更好。板式热沉内部的流场具有周期性,焊点使流体扰动增强,并形成射流和旋涡,起到了强化传热的效果。     

隔热涂料在高功率重型车辆上的应用

目的 开发一种低导热系数的功能涂料,应用于某重型车辆,以阻隔动力舱与驾驶舱之间的热量传递.方法 研究聚酯多元醇树脂与多异氰酸酯固化剂的配比、低导热系数功能填料与成膜物的配比以及两种不同粒径的空心微珠复配比例对漆膜导热系数、附着力、断裂伸长率等性能的影响,确定阻隔型隔热涂料的最佳配方.采用自制隔热测试装置对涂料的隔热性能进行测试.结果 选用多异氰酸酯作为固化剂,实现漆膜常温固化.聚酯多元醇中羟基(—OH)与多异氰酸酯(—NOC)的最佳物质的量的比为0.8～1.0,低导热系数功能填料与成膜物的最佳质量比为1.5～2.0.漆膜附着力不小于4 MPa,断裂伸长率不小于50％,导热系数小于0.06 W/(m·K),漆膜密度小于0.5 g/cm3.隔热涂层经120℃/2 h的测试,涂层冷面温度未超过45℃.结论 研制的阻隔型隔热涂料具有优异的隔热性能,在某型车辆动力舱与驾驶舱之间进行应用与隔热性测试(涂层厚度1.5～2.0 mm、车辆持续工作3 h).结果 表明,驾驶舱一侧隔板的表面温度未超过38℃,隔热效果显著.     

宁夏地区太阳能采暖热水工程应用分析研究

太阳是地球表面的大热库,对于中国西部高海拔地区冬季采暖季是很好的热源,利用好这部分能源,并不断地降低使用成本是当前主要问题。文章通过在宁夏银川市郊两处住宅楼连续两年采暖季室内外温度实测数据,且利用日-地半照面光照度和银川市1997年-2016年来大气环境温度气象统计资料,及宁夏地区房屋建筑结构导热性能,建立了宁夏地区房间保温传热性能的内热源平板二维稳态导热模型,计算该地区太阳能的利用,完成一种采暖供热水工程补充热源理论和应用分析。     

包装箱用碳纤维增强复合材料贮存寿命研究

目的研究碳纤维增强复合材料贮存条件下的性能变化趋势和寿命评估。方法对碳纤维增强复合材料开展四个不同温度条件下的热氧老化试验,按试验周期定期取样开展冲击性能测试,对试验数据采用寿命预估方法进行处理,对材料性能进行预估。结果通过数据计算分别得到我国热带海洋、干热沙漠等典型气候条件下的碳纤维增强复合材料贮存寿命分别为17.21~35.89年。结论碳纤维增强复合材料具有较好的贮存性能,在较为严酷的热带海洋气候和给定的失效判据条件下,寿命预计为17.21年。试验和数据处理方法可以较好地预计材料的性能变化趋势和开展寿命评估。     

基于双热阻模型的典型芯片封装热分析及评估方法

目的研究基于双热阻模型的芯片封装热分析及评估方法,并对比分析芯片封装不同建模方式对热分析结果的影响。方法采用双热阻模型建立某ECU产品的芯片封装模型,并与"集总参数法"建模法的计算结果进行对比分析与评价。根据案例中典型的实测环境(试验箱),建立等效环境模型,并进行对比分析。结果采用双热阻模型建模的器件热仿真结果更精确,且能较好地反映芯片封装的实际热分布,从而便于发现芯片散热措施的热设计缺陷。集总参数法在应用与芯片封装建模分析时,计算误差相对较大,且无法准确表现芯片的实际散热情况。另一方面,是否建立实测环境的等效模型对计算结果影响较大。结论双热阻模型能较好地适用于芯片封装简化建模,在应用于封装芯片热分析时具有更高的精确度,且参数获取难度不大,具备较大的工程应用价值。     

地源热泵热响应试验方法优化及应用

在地水源热泉系统中，地热换热器的研究一直是地源热泵技术的难点，同时也是该项技术研究的核心和应用的基础。本文在前人研究的基础上，以安定医院作为工程实例，采用打测试井实测，并对实测数据进行整理分析的方式进行热响应实验，通过分析土壤导热性能，得出该工程打井深度、间距等数据，对设计进行校核与优化。通过本课题的研究，提出了一种热响应实验的优化方法，通过此方法获取土壤导热性能参数，并对设计进行校核与优化的方法，同时对该工程实例进行经验总结，希望对其他工程有所帮助。     

空间站应用系统电子设备热设计研究

目的针对以往载人航天应用系统中电子设备热设计的仿真分析方法不准确的问题,提出一种基于热平衡试验测量发热元器件温度数据验证热仿真分析结果的电子设备热设计方法。方法通过对应用系统电子设备在轨实际热工况条件的深入分析,结合电子设备的物理特性、电气特性及其技术特点,利用计算机应用技术和数字仿真技术建立电子设备热模型,并进行热仿真分析,再将仿真计算得到的发热元器件壳温与实际热平衡试验测量得到的元器件真实壳温比对,检验热仿真分析结果的准确性。结果某电子设备在真空度为1.0×10~(-4) Pa,温度为45℃条件下开展热平衡试验,实测得到的发热元器件温度值与热仿真分析温度值之差小于1℃。热平衡试验过程中,切换电子设备的不同工作模式时,通过器件的工作电流和电压计算出其热负荷指标与仿真得到的热耗值之差低于0.1 W。结论基于热平衡试验的发热元器件实测温度数据,验证了热仿真分析结果的电子设备热设计方法科学有效,有助于后续空间站应用系统电子设备热设计工作。     

烧结多孔管的制作及其沸腾传热研究

目的研究烧结多孔管表面多孔层的制造工艺,并对铜粉烧结多孔层表面的传热性能进行测定。方法利用烧结模具在铜管外面烧结铜粉层,并通过实验计算出多孔烧结管的热通量和强化换热系数。结果铜粉烧结后的铜管在酒精中的强化传热效果达到了光管的10倍左右。结论烧结铜粉粒径越小,烧结管的热通量越大,其传热性能越好。     

高能装药飞行器试验安全风险分析

目的梳理分析高能装药飞行器试验场试验安全影响因素,以提高试验安全性。方法利用危险性预先分析方法 PHA对高能装药飞行器试验场技术准备进行危险源辨识分析,利用爆炸相似律相关经验公式计算飞行器爆炸冲击波超压。结果分析获得了飞行器安全事故的主要原因,重点针对试验操作人员、技术文书、仪器工具、试验环境等进行了风险源辨识分析,计算获得了不同装药量飞行器的意外爆炸安全距离。结论可为试验过程中飞行器潜在风险降低及防护措施改善提供技术支撑。     

热电池失效分析及等效加速贮存试验技术

目的建立基于实测环境载荷的热电池等效加速贮存试验技术,掌握其在环境载荷作用下的性能退化规律。方法在分析热电池组成和所受环境载荷情况的基础上,分析热电池的主要失效模式,设计基于实测环境数据的等效加速贮存试验,开展热电池等效加速贮存试验,分析热电池性能和热图像的变化情况,利用粒子滤波算法对电池剩余电容量进行预测。结果随加速循环次数(时间)的增加,热电池的电容量下降。热图像表明,热电池经过等效加速贮存试验后,其放电过程表面温度要高于初始放电表面温度。粒子滤波算法能够有效模拟电容量的退化过程,电池剩余电容量预测结果与试验结果误差在10%以内。结论等效加速贮存试验得到了热电池的性能退化规律,从而为热电池的贮存试验提供一种解决方案。     

不同高温条件下中性斯蒂芬酸铅的寿命预测

目的 获得中性斯蒂酚酸铅(N-LTNR)在不同高温条件下的贮存寿命,建立一种基于N-LTNR表观活化能和某恒定温度加速性能退化试验的贮存寿命预测模型.方法 以热失重作为N-LTNR性能退化参量,利用恒定温度加速试验方法,获得N-LTNR在某恒定加速温度下的热失重性能退化试验数据,采用线性回归法,获得该温度下N-LTNR...     

内嵌式蒙皮散热器气动阻力影响研究

目的 开展内嵌式蒙皮散热器对小型飞行器气动阻力影响研究,探明气动阻力产生的原因及影响因素。方法 利用数值仿真技术,对气动阻力增大的诱因进行理论分析,分别研究蒙皮散热器引流口半径、导流口半径和翅片厚度等结构参数对飞行器气动阻力及散热性能的影响,进而平衡蒙皮散热器散热能力和飞行器气动阻力等设计指标。结果 配置蒙皮散热器为电子设备提供热沉会导致小型飞行器气动阻力增大,原因是配置散热器诱导产生了额外的压差阻力和摩擦阻力。结论 增大引流口、导流口半径可减小压差阻力,增加翅片厚度,则可减小摩擦阻力,进而减小飞行器气动阻力。增加翅片厚度,可使气动阻力减少20%以上,同时也会导致传热性能的显著降低,增大引流口、导流口半径则可在一定程度促进传热。     

热/自然交变环境下玻璃纤维增强SiO2气凝胶复合材料模拟使役工况试验研究

目的 研究装备动力舱在热/自然交变环境下玻璃纤维增强SiO2气凝胶复合材料性能随模拟使役工况试验时间的退化规律,提升装备动力舱热/自然交变环境效应控制水平。方法 以玻璃纤维增强SiO2气凝胶复合材料为研究对象,以湿热、盐雾和高温试验为热/自然交变环境试验谱,以振动试验为加速因子,开展5个周期的实验室模拟使役工况加速试验,对比分析样件初始状态和每一个周期试验后的性能。结果 经模拟使役工况试验后,玻璃纤维增强SiO2气凝胶复合材料的颜色由白色逐渐变成黄色,SiO2气凝胶含量逐渐减少,纤维元素组成变化不明显,导热系数升高,隔热性能下降,且均在4周期模拟使役工况试验后出现明显变化。结论 玻璃纤维增强SiO2气凝胶复合材料经5个周期的模拟使役工况试验后,其常温导热系数仅为0.026 4 W/(m.K),热面温度为200 ℃时,冷面平均温度仅为68.5 ℃,热/自然交变温差为43.5 ℃,具有良好的环境适应性。