内嵌定向高导热层疏导式结构热防护机理分析

针对飞行器高超声速飞行时严重的气动加热环境, 提出内嵌定向高导热层的疏导式热防护系统. 运用数值方法分析了特定条件下内嵌定向高导热层的疏导式系统的防热效果, 外壁面最高温度下降了9.1%, 内壁面最高温度下降了31.5%, 高温区和低温区都被封闭在外层区域, 内层温度更加均匀, 实现了热流由高温区向低温区的转移, 削弱了高温区的热载荷, 强化了整体结构的热防护能力. 研究表明, 随着气动热流密度比与辐射散热面积比的增大, 疏导结构的冷却效果增强. 本文还对疏导防热系统的结构参数和材料参数对冷却效果的影响进行了分析, 为结构的设计和材料的选取提供一定的依据.     

热流传感器传热特性电弧风洞实验及数值模拟

高超声速飞行器面临剧烈的气动加热环境, 电弧风洞是飞行器防热材料地面考核筛选的主力设备。热流密度是电弧风洞重要的模拟参数之一, 需要进行准确有效的测量。针对电弧风洞气流环境特点, 开展传统塞式量热计和新型同轴热电偶的对比测热试验, 并采用数值模拟对两种热流传感器的传热特性进行了分析。在电弧风洞平板自由射流试验热流密度分布在0~1 100 kW/m2范围内, 同轴热电偶的热流密度测试试验结果相对塞式量热计偏低10%~15%。数值模拟结果表明, 塞式量热计本身结构热物性参数不匹配会导致热流密度测量数值偏高至少10%, 而同轴热电偶测量数值偏高最大仅为2.19%, 相对塞式量热计具备更高的测量精度。同时, 电弧风洞中不同材质热流密度测试模型使用同轴热电偶进行测热试验时, 需要在同轴热电偶同模型之间增加适当厚度的不锈钢套以满足传感器周围环境的热匹配。      

类ITER偏滤器瓦片表面热流沉积的粒子模拟

使用热侵蚀沉积粒子程序(HEDPIC)模拟了由小块沿环向表面倾斜的瓦片组成类 ITER 偏滤器的极向 缝隙附近瓦片表面的热流密度分布,研究了不同倾斜高度对热流密度分布的影响。研究结果表明,当瓦片设置成 合适的倾斜角度时,瓦片上表面靠近缝隙附近的电子热通量为零;离子热流密度小于上表面远离缝隙的热流密度, 棱边处热流密度过高的问题得到解决。      

高超声速飞行器前缘疏导式热防护结构的实验研究

针对高超声速飞行器前缘疏导式防热结构的特点,设计前缘内嵌高导热率材料结构和一体化层板热管结构两类对比实验,用于验证前缘疏导式防热结构的可行性.利用球形短弧氙灯作为辐射热源模拟气动加热,分别对钢质前缘、内嵌铜材料的钢质前缘和一体化层板式热管前缘进行加热,测量前缘驻点区域和尾部翼面区域的温度变化.实验结果表明:内嵌高导热率材料的前缘疏导结构能够降低头部驻点区的温度,提高尾部低温区的温度,实现对前缘结构的热防护;以蒸馏水作为工质一体化层板式热管前缘结构,在较低热流条件下也能够实现对前缘驻点区的疏导式热防护,但在较高热流条件下,由于水蒸气压力过大使得层板式前缘结构发生破坏,体现出热管内部工作介质对结构防热效果和应用范围都起到的关键作用.     

三终端原子环的弹道热整流

提出并通过非平衡格林函数法验证了一个弹道热整流理论模型——以原子环为中心散射区,非对称连接三条半无限长原子链作为左热极、控制热极和右热极。对三终端六元环结构的计算发现控制热极与左右热极之间的声子透射率有显著差异。左右热极之间的热整流比随着温差的增加而显著上升,正向热流可以达到反向热流的几倍以上。另外对该模型中弹道热整流的形成机理也做了详细说明。     

固体火箭尾舱对流加热机理

对某型固体火箭尾舱热环境进行了研究,发现尾舱热环境存在明显的天地差异,通过数值仿真结果分析了对流热环境产生的机理.在真实飞行环境下,火箭尾舱外部绕流产生的激波和发动机喷流激波之间存在剪切层,剪切层与尾舱连通,在激波与剪切层的相互作用下形成非定常漩涡结构,是尾舱内对流加热的来源.剪切层的强弱与对流热流的大小密切相关,根据对流热流产生机理,对一种减小对流热流的结构形式进行了研究,通过减弱火箭尾部的剪切层,大幅减小了对流热流,固体火箭尾舱热环境得到明显改善.      

三终端原子环的弹道热整流

提出并通过非平衡格林函数法验证了一个弹道热整流理论模型——以原子环为中心散射区,非对称连接三条半无限长原子链作为左热极、控制热极和右热极.对三终端六元环结构的计算发现控制热极与左右热极之间的声子透射率有显著差异.左右热极之间的热整流比随着温差的增加而显著上升,正向热流可以达到反向热流的几倍以上.另外对该模型中弹道热整流的形成机理也做了详细说明.     

高超声速飞行器磁控热防护系统建模分析

针对高超声速飞行器防热, 搭建了螺线管磁控热防护系统的物理模型. 采用低磁雷诺数磁流体数学模型, 分析了外加磁场强度及磁场形态对磁控热防护效果的影响. 对比了三种磁场类型(磁偶极子、螺线管、均布磁场)下磁控热防护效果的差异, 分析了螺线管几何参数对磁控热防护效果的影响. 研究表明, 磁场降低表面热流作用存在“饱和现象”; 三种磁场形态的磁控热防护能力从小到大依次为磁偶极子、螺线管、均布磁场; 相同驻点磁感应强度条件下, 增大螺线管半径有利于提高磁控热防护效果, 缩短螺线管与驻点距离不利于驻点和肩部防热, 螺线管长度对磁控热防护效果影响相对较小.     

疏导式结构在头锥热防护中的应用

针对高超声速飞行器工作时头锥恶劣的热环境,为了保证飞行器头锥的尖锐外形, 提出疏导式热防护结构,利用内置高导热碳材料结构为飞行器头锥提供热防护. 采用流固耦合方法对头锥疏导式防热结构进行了分析,验证了头锥内置高导热碳材料具有较好防热效果, 其中来流马赫数(Ma)为9时头锥前缘壁面最高温度下降了21.9%,尾部最低温度升高了15.2%, 实现了热流由高温区向低温区的转移,削弱了头锥的热载荷,强化了头锥的热防护能力. 本文对外蒙皮结构参数、材料参数以及内部高导热碳材料导热率对头锥热防护性能的影响进行了分析, 其中头锥最高温度随着蒙皮材料导热系数的增加而降低到一个稳定值; 随着蒙皮材料表面黑度的增加而降低;随着蒙皮厚度的增加而升高;随着高导热碳材料导热系数的 增加而呈抛物线下降.     

温库边界对布朗热机性能的影响

研究了单势垒锯齿势中,布朗粒子在外力和空间周期温度场作用下构成的布朗热机的热力学性能.考虑布朗粒子动能变化以及高、低温库之间热漏引起的热流.用Smoluchowski方程描述粒子在黏性介质中的动力学特性,推导出高、低温库的热流以及热机功率和效率的解析表达式.通过数值计算分析势垒高度、外力和温库边界对热机性能的影响.研究表明:由于动能变化和热漏引起的不可逆热流的存在,布朗热机为不可逆热机,热机的功率效率特性为一闭合的关系曲线;势垒边界与温库边界重合时,热机的功率达到最大值;通过改变温库边界的位置,可以在一定范围内提高热机的效率,但同时减小了热机的输出功率.     

喷雾冷却的热逆转现象及其传热强化特性

针对高热流密度激光介质散热问题,利用实验方法研究了以十二烷基硫酸钠水溶液作为工质的喷雾冷却传热特性。结果表明,在特定的热流密度范围内,随着热流密度的增加,加热面温度不升反降,称之为热逆转。热逆转现象对对流换热系数的提升作用可高达94.0%,提升大小与热流密度有关。热逆转对应的热流密度区间为80～130 W/cm2,与浓度关系较小。热逆转现象与实验过程有关,该现象仅在热流密度逐渐升高的过程中出现,降低和任调热流密度过程中未发现此现象。热逆转具体原因还有待研究。     

High Heat Flux Tests of Small-scale Be/Cu Mock-ups for ITER

High temperature HIP joining technology of Be/CuCrZr alloy or DS-Cu has been applied by Europe and Japan for the frabrication of ITER first wall. At the first stage of our research, high temperature HIP joining of Be/CuCrZr alloy was investigated by referencing their successful experience and Ti was selected as interlayer. Since the first wall will receive high heat flux during ITER operation, the heat load resistance capabilities, in particular thermal fatigue property is a crucial criterion of FW mock-ups. In order to test the heat load resistance capabilities of Be/CuCrZr joints, an electron beam heat load facility with beryllium handling capability has been constructed and heat removal performances and thermal cycling tests of Be/CuCrZr joints were carried out.     

高超声速飞行器热管冷却前缘结构一体化建模分析

针对高超声速飞行器工作时前缘恶劣的气动加热环境, 为了保证飞行器前缘的尖锐外形, 提出内嵌高温热管前缘结构. 针对热管内部复杂流动与换热情况, 对内嵌高温热管前缘结构进行一体化建模, 将模型的核心部件液态金属热管工作状况的计算与实验进行对比以验证模型的可靠性. 本文还分析了给定工况下内嵌高温热管前缘结构的热防护效果, 其中壁面最高温度下降了11.6%, 最低温度上升了8%, 高温区和低温区均被封闭在前缘外层区域, 内层温度更加均匀, 实现了热流由高温区向低温区的转移, 削弱了高温区的热负荷. 本文还分析了接触热阻对热管冷却前缘结构效果的影响. 关键词： 热管 前缘 疏导式热防护 气动热     

液滴撞击液膜的流热耦合界面追踪方法数值模拟

采用界面追踪方法研究蒸馏过程中液滴撞击高温薄液膜的流动和传热特性,将数值结果与解析解和实验进行比较验证模型的正确性,研究气液界面和热流分布的演变过程.同时,分析液滴We数和无量纲液膜厚度对传热的影响.液滴撞击后的热流密度分布显示：液膜可分为撞击区、过渡区和静态区.由于液滴的撞击作用,强制对流是撞击区内主要的传热机制.增大液滴的韦伯数或减小无量纲液膜厚度会加强热量传递.随着液滴韦伯数的增加,冲击引起的扰动增强,在动量和能量共同作用下,平均热流密度明显增大,撞击区冠状水花越明显.无量纲液膜厚度越小,平均热流密度越大,且有更长的时间保持高热流密度换热.     

Quantum wire network with magnetic flux

The charge transport and the noise of a quantum wire network, made of three semi-infinite external leads attached to a ring crossed by a magnetic flux, are investigated. The system is driven away from equilibrium by connecting the external leads to heat reservoirs with different temperatures and/or chemical potentials. The properties of the exact scattering matrix of this configuration as a function of the momentum, the magnetic flux and the transmission along the ring are explored. We derive the conductance and the noise, describing in detail the role of the magnetic flux. In the case of weak coupling between the ring and the reservoirs, a resonant tunneling effect is observed. We also discover that a non-zero magnetic flux has a strong impact on the usual Johnson–Nyquist law for the pure thermal noise at small temperatures.     

ITER第一壁铍铜连接部件在高热负荷作用下的热性能分析

对ITER屏蔽包层第一壁板铍铜连接件在高热负荷作用下的传热性能进行了分析,模拟了第一壁铍铜连接手指部件的热应力和热应变,得到其对应的热疲劳寿命.计算结果表明,在局部4.7MW?m-2高热负荷作用和ITER水冷条件下,现有设计方案中的铍铜连接件的热性能和热疲劳性能均满足设计要求.     

复杂构型前缘疏导热防护技术

针对前缘驻点区热流密度高、热流梯度大的特点，基于疏导式热防护思想，研制了一体化疏导式热防护前缘结构.根据力热承载要求，设计了一体化薄壁结构方案，内部充装碱金属工质，在气动加热条件下形成工质相变及输运的热管式闭式循环，实现驻点区热量的快速疏散.通过结构封装、热管充装等工艺流程，实现结构样件，最终通过了飞行试验验证.结果表明，疏导结构启动时间约为94.5 s，疏导效率达到23.4%.      

空间光学遥感器热试验外热流模拟及程控实现

以某太阳同步轨道空间光学遥感器为例,阐述了空间外热流分析计算、热平衡试验外热流模拟以及外热流程控加载的全过程.首先,总结了空间光学遥感器外热流模拟的完整流程.其次,简要介绍了太阳辐射、地球反照、地球红外辐射三种空间外热流的计算方法.然后,对该空间遥感器进行了空间综合吸收外热流计算,获得了阳照区及阴影区外热流平均值.最后,确定了热平衡试验外热流的模拟方法和策略,利用LabVIEW语言编写了程控电源开环控制程序,实现了热试验外热流的准确加载.试验结果表明,外热流值加载偏差在±2.5%以内,满足热平衡试验要求.     

空间太阳望远镜主镜精密温度控制方案介绍

通过光-机-热集成分析，用简单可靠的热控方法，对空间太阳望远镜直径为1m的主镜进行了热设计：采用周边绝热、将热量从正面传导到背面，再设计装有控温回路和热管的集热板，以及与卫星平台辐射器冷板连接散热，保证了主镜的温度水平和稳定性；在主镜压紧结构前设置挡光板，减少压紧结构引起的主镜温度不均匀．结果表明，利用智能型高准确度控温仪和加热回路的优化设计实现主构架均匀性热设计，采用高传热性能热管排散准直镜热反射面极高热流密度，可以消除主镜周围热环境对主镜温度影响的结论．