石英灯辐射加热条件下低密度碳/酚醛复合材料高温响应及分析

目的研究低密度碳/酚醛复合材料在不同地面加热实验测试响应的差异性,指导材料在实际应用环境下的高温响应分析。方法对低密度碳/酚醛复合材料开展了热流为400 kW/m~2的单侧石英灯辐射加热实验,利用热电偶测温系统测量试件在加热过程中不同位置的温度时间历程,并对试件的烧蚀形貌和微观结构进行观测。同时与热流为464k W/m~2的氧乙炔加热陶瓷板辐射加热实验结果进行对比分析,并且采用有限元方法对材料的传热传质多场耦合计算进行分析。结果对于石英灯辐射加热,在测量点升温到接近200℃时,温度响应拐点都依次出现。由于加热的辐射热源不同,在不同的辐射波段下,多孔材料吸收和发射的热量不同,短时间内氧乙炔加热陶瓷板辐射加热使材料内部升温速率比石英灯辐射加热实验的要快,但长时间加热时现象刚好相反。结论进行传热传质多场耦合计算材料高温响应时,合理确定材料宏观性能随温度的变化至关重要。     

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。     

基于灰色关联分析的芯片布局和散热器结构参数优化

目的 降低芯片工作温升,提升芯片的热可靠性.方法 利用CFD仿真工具,搭建多芯片共用散热器的热仿真分析模型,确定不同方案的芯片结点温升.以芯片横向和纵向间距、散热器基板厚度、翅片高度、翅片厚度、横向翅片间距、纵向翅片数等7个结构参数与芯片温升之间关系为研究对象,以降低芯片结点温升为优化目标,通过灰色关联分析,筛选出主要影响因素,并利用响应面回归分析优化.结果 其中4个因素的灰色关联度大于0.6,是影响芯片温升的主要因素,排序为纵向翅片数>基板厚度>芯片横向间距>翅片厚度;横向翅片间隔、翅片高度、芯片纵向间距为次要因素.进一步通过响应面分析优化获取了最终组合优化参数,芯片纵向间隔为15 mm,翅片高度为18 mm,翅片间隔为6 mm;芯片横向间距为104 mm,基板厚度为11.2 mm,翅片厚度为1.13 mm,纵向翅片数为10,芯片组最大温升为48.959℃.结论 灰色关联分析能较好地用于散热多因素影响分析,与响应面回归分析相结合,可以构建出较高精度的回归预测模型,该研究为多芯片共用散热器的布局和结构方案评估和优化提供了参考.     

复合蓄热材料的制备及性能测试

本文采用膨胀石墨(EG)作为载体,以不同比例月桂酸与棕榈酸的混合酸为相变蓄热材料来制备混合饱和脂肪酸/膨胀石墨复合材料,制备过程中采用超声震荡处理来使材料均匀混合吸附。然后,通过差式扫描量热仪(DSC)对复合蓄热材料的蓄热性能进行了分析,从而表明该复合材料在配比为1.5:1(月桂酸:棕榈酸)时的蓄热性能良好,在实验样品制备完成后通过肉眼对样品的观察能够得复合相变材料无泄漏的结论。     

波纹结构换热壁面对微细通道流动沸腾不稳定性的影响

为了研究波纹结构换热壁面对微细通道流动沸腾不稳定性的影响,设计安装微细通道流动沸腾不稳定性实验平台,加工制造了3个具有不同波纹结构换热壁面的微细通道,并进行关于换热介质R141b的相变沸腾换热实验。实验主要研究了热流密度、质量通量等变量对3个微细通道相变沸腾换热时进出口总压降波动的影响以及各个微细通道的总压降标准差的变化。结果表明:进出口总压降波动主要受到换热壁面波纹结构、热流密度和质量通量的影响,相同情况下,三角形波纹结构微细通道的总压降波动方差最大,是波动方差最小的普通光滑微细通道的1.37～1.45倍;质量通量的减小和热流密度的增大都会引起系统不稳定性增强;不同波纹结构微细通道导致压降波动方差不同的原因是波纹结构一方面增大对换热介质的加热面积,另一方面也增大了对换热介质的扰动。加热面积的增大增加了换热气泡的生成数量,波纹结构对换热介质的扰动加快了不同相的换热介质的能量传递速度。     

高超声速飞行器翼前缘射流降热研究

目的获得高超声速飞行器翼前缘射流降热机理。方法通过计算流体力学(CFD)方法,针对典型高超声速带翼飞行器开展飞行马赫数为15条件下的射流干扰热环境规律研究,分析无射流翼前缘气动加热特性,确定热流严酷射流开孔区域,分别在翼前缘激波干扰及翼后段布置射流孔,并设计射流流动参数,开展射流总压与来流总压比率在0.002～0.02范围内的流场仿真计算,获得局部流动及表面热流分布特性,针对计算结果进行对比分析。结果随着总压比率逐渐增大,激波干扰以及机翼后段射流孔区域热流均显著降低,降幅达76%～99%。翼中段无射流典型位置总压比率为0.002时热流增高,增幅为11%～24%,随着射流总压增大热流降低,降幅达68%～86%。高射流总压比率局部射流孔前热流增大2倍以上。结论射流影响下降热机理是射流将高温气体推离壁面,局部表面热流显著降低。低射流总压比率亚音速射流作用区域向下游延伸距离短,不会引起局部再附热流增大。高射流总压比率音速射流降热影响向下游明显延伸,增强射流强度可以增加延伸区长度,同时会诱导局部射流孔前再附热流显著增大。     

真空热试验红外加热笼运动驱动系统设计

目的解决在航天器真空热试验中,单纯依靠红外加热笼自身设计,无法兼顾高、低温工况外的热流模拟需求问题。方法设计一套运动驱动系统,并应用于型号试验,通过调整红外加热笼的相对位置,调节不同工况下外热流模拟能力。结果该系统满足空间环境模拟器机械和电接口要求,克服了真空热试验环境高真空、超低温等因素的影响,实现了红外加热笼的平稳可靠移动,使其最大、最小辐射热流密度等指标得到显著提升。结论真空热试验中,通过运动驱动系统适时调整红外加热笼的相对位置,可以使其更好地适应不同工况需求,并提高外热流模拟整体能力。     

矿物包裹体爆裂测温曲线上的“相变峰”及其意义

矿物的相转变曾被认为是矿物包裹体爆裂法测温的影响因素之一。本文从矿物在加热过程中发生相转变和内部气液包裹体爆裂二者不同的作用机理,以及在爆裂曲线上不同的反映出发,通过一些实验和实例对比,探讨了矿物相变对爆裂法测温实际效果的影响,和所谓石英“相变峰”在岩体对比等方面的实际意义,得出矿物相变对爆裂法测温不会产生有害影响的结论。     

发动机燃烧室内壁材料热环境的气动热试验模拟技术研究

利用超声速矩形湍流导管和等离子电弧加热器模拟了发动机燃烧室内流和高超声速飞行器外壁面外流热环境,进行了平板表面冷壁热流测量和燃烧室内壁材料考核试验。结果表明:由于辐射换热的影响,在选取的两个典型来流条件下,发动机燃烧室内流热环境下的冷壁热流比外流热环境下的高出21%和40%,但是冷壁热流的增量基本相当,约为0.70~0.80MW/m²。随着冷壁热流的增加,辐射换热产生的热流增量的影响力会逐渐减小。材料考核时,相同配方的C/SiC复合材料在内流热环境下的表面温度高出约400℃,背面温度高出约90℃,这种差异对于发动机燃烧室内壁面材料考核至关重要,必须在材料考核试验中加以考虑。      

粉煤灰储能复合材料的实验研究

通过吸附、熔融浸滞将粉煤灰、月桂酸复合制备得到复合相变储能材料。通过DTA/TG、SEM测试分析,相变储能材料的相变峰值温度为46.01℃,且在44.0℃～55.0℃范围内有一个较大的吸热峰,可实现相变吸放热,且热稳定性好,粉煤灰基本不影响其热性能。微相结构显示粉煤灰能有效吸入大量的月桂酸,具有较好的吸附结合能力。     

翅片宽度及厚度对管板式热沉传热性能的影响

目的研究翅片宽度及厚度对管板式热沉性能的影响。方法利用Ansys中的Fluent模块,对管板式热沉不同宽度和厚度翅片的传热性能进行模拟仿真,分析翅片宽度和厚度对管板式热沉温度均匀性的影响。结果翅片越窄,热沉温度均匀性越好,且翅片平均温度越接近载冷剂温度。增加翅片厚度,可以强化传热,但热沉质量和制造成本也会上升,且增大到一定值时,传热效果增强不显著。结论热沉翅片的宽度和厚度对热沉的温度均匀性有很大的影响,翅片越厚,宽度越窄,热沉的温度均匀性越好,但不能一味采取增加厚度和减小宽度的方式来提高热沉温度均匀性,在设计热沉时,需结合其他因素综合选取翅片的宽度和厚度。     

二氧化碳介质气动加热环境下碳化热解类防热材料烧蚀机理分析

目的研究轻质热解类防热材料在高焓CO_2气动加热环境下的炭化层烧蚀机理。方法建立考虑化学反应动力学过程影响的材料热化学烧蚀特性计算方法,研究碳化热解类防热材料在二氧化碳介质气动加热环境下的炭化层烧蚀机理,分析与空气介质环境下的材料烧蚀特性差异,计算得出二氧化碳气体离解、热解引射气体质量流率和组分等因素变化对防热材料烧蚀特性的影响规律。结果 3000K温度下,当压力为1.0×10~5 Pa时,二氧化碳组分和地球大气的无因次烧蚀因子分别为0.26和0.17。结论压力或温度升高、二氧化碳离解程度升高、来流扩散质量流率或热解气体流率减小,均会使材料无因次质量烧蚀率更大,同时烧蚀热效应也发生相应改变。     

高热流密度阵列的温度一致性工程化设计研究

目的研究一种提高高热流密度条件下热源阵列温度一致性的工程化设计方法。方法基于微通道内相变传热的原理,在结构上创新的设计保证通道内各处冷却液的温度尽量在工质的相变点附近,从而缩小各热源之间的温度差异。对一体化综合热物理样机进行数字建模,通过数值模拟的方法,对样机进行稳态的流动和传热分析。结果验证了集总参数仿真的可行性,并获得了样机的流场和温度场分布。结论该样机经由微通道相变强化传热之后,各热源间具有较小的温差,可进行工程化应用。     

陶瓷防热瓦间缝隙气动加热规律研究

在分析缝隙内部流动特征的基础上,利用CFD技术对瓦间缝隙气动加热的参数影响规律进行了研究,着重探讨了来流马赫数、攻角、缝隙宽度、倒角半径及瓦间台阶因素对缝隙内部热流分布的影响。研究结果表明,缝隙内部热流呈U形分布,缝隙内部热流随着马赫数的增大而减小,随着攻角、缝隙宽度、倒角半径、瓦间台阶的增大而增大。     

含湿量和CO对3种SO_2监测方法的影响研究

该文通过在实验室和现场不同含湿量和CO浓度条件下,比较含湿量和CO浓度对定电位电解法、非分散红外法(NDIR)和傅里叶红外光谱仪(FITR)的影响。在高含湿量的条件下FITR有更好的准确性,NDIR略低,定电位电解法测得数据最小。这归结于NDIR和定电位电解法的加热/冷凝预处理和传输系统性能;在高浓度一氧化碳浓度情况下,傅里叶红外和非分散红外几乎不受干扰,但是定电位法受到严重的正干扰;在含湿量与CO浓度都高的钢铁烧结炉排放烟气环境下,定电位法受交叉影响,测得数据偏高,此种情况应采用NDIR和FITR方法。     

基体改性抗氧化碳材料的高温氧化性能研究

目的研究ZrB_2-SiC复相组元改性碳材料在1800℃以上氧化气氛中的氧化性能。方法利用感应加热高温氧化测试装置测试抗烧蚀性能,通过SEM,XRD等手段对氧化产物的组成、氧化层的微观结构进行分析。结果ZrB_2-SiC复相组元的引入可以大大降低碳材料的氧化速率,在1800℃和2100℃高温氧化条件下,C-ZrB_2-SiC材料和纯碳材料的氧化动力学均遵循线性规律。结论基体改性抗氧化碳材料具有良好的高温抗氧化性能。     

在0.21—0.55TPa 压力范围对红宝石和金刚石的荧光的观测

<正> 不久前进行的静态高压实验,终于首次实现了在TPa以上的压力下对固体性质的测量。研究对象包括金属、氧化物和几种在固体物理研究方面有意义的物质(特别是氢)以及在地球物理研究方面有意义的材料。发展关于在0.3TPa压力下观测绝缘体-金属的相变并获得高温超导材料的技术是必要的。在如此高的压     

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。     

再入攻角对弹头锥身气动热环境及结构热响应影响研究

目的分析再入弹头锥身气动热环境及结构热响应,研究再入攻角振荡对其影响规律。方法建立基于工程法的气动热/结构热响应耦合计算方法,并采用该方法开展锥身典型位置气动热环境及结构热性计算分析。结果随着再入攻角的振荡衰减,各典型子午面冷壁热流密度曲线围绕90°子午面热流密度曲线振荡,其振幅呈现先振荡增大、后振荡衰减的变化规律。与90°子午面相比,各子午面总加热量均有所增大。再入攻角振荡引起的金属层外壁面温度最大振荡幅值为3K,但对最终时刻结构温度影响较小。结论计算弹道条件下,再入飞行攻角振荡对气动热环境及结构热响应影响较小,可通过增加余量的方式给予考虑。     

远程火箭弹高弹道飞行温度环境分析

目的在不采用防热涂层的前提下,为满足远程火箭弹高弹道飞行的防热需求,提出增加壳体厚度的设计思路。方法通过弹道耦合的气动加热计算,分析不同材料、不同厚度壳体的弹头壁面在飞行过程中的温度变化情况。结果壳体厚度达到20 mm以上时,铝、钢、铜三种材料壳体的外壁面温度均低于150℃,而相同厚度的壳体,钢壳的降温能力最强。结论增加壳体厚度可以有效降低弹头壳体壁面温度。