探路者号火星探测器气动热和传热耦合分析

本文建立高超声速气动热和结构传热的松耦合计算方法,以探路者号火星探测器为研究对象,开展了探测器高超声速气动热和结构传热的耦合计算研究,分析了探测器进入条件下某轨道点上气动加热和结构传热机理。耦合计算表明,随着时间的推进,表面结构温度逐渐升高,壁面热流相对降低,表面趋向辐射平衡温度。因热防护系统结构传热时间尺度长于飞行器进入过程总时间,探测器进入的真实过程滞后于辐射平衡过程。耦合研究表明,使用耦合计算方法能较好地再现真实的气动加热和结构传热过程。     

金属蜂窝结构的稳态热性能

采用MCM、FVM方法数值模拟金属热防护系统蜂窝内辐射导热耦合换热,研究了一正六角形蜂窝的稳态热性能及其影响因素,定量分析了各种热量传递机制的作用.结果表明,金属蜂窝表面辐射换热和侧壁导热是主要热量传递方式,对所研究的蜂窝结构,在750 K以上蜂窝内表面辐射换热成为热量主要传递方式.     

低超声速飞行器瞬态热状况解耦算法

针对低超声速飞行器非稳态飞行条件下内外流固耦合一体化计算的复杂性,将飞行器外部流场的实时气动热转化为浮动的第三类边界条件进行解耦.以加速俯冲的超声速三维头锥体为例,分别采用浮动温差法和辐射平衡法提取表面对流换热系数进行解耦计算,并与直接耦合计算结果进行比较,验证两种解耦算法的可靠性.结果表明,将非稳态飞行过程离散为不同飞行状态点,通过提取对流换热系数解耦计算得到的不同状态点的锥体表面温度分布与直接耦合计算得到的结果吻合较好.两种解耦算法在计算效率方面均要优于耦合计算方法;在外界气动环境发生剧烈变化的过程中,最大相对误差均不超过2%.     

红外窗口辐射导热耦合换热研究

针对高速飞行器典型红外窗口材料及气动加热外部热环境特点,建立红外窗口辐射导热耦合换热模型,采用光线跟踪法及有限差分法研究了红外窗口内部温度分布。考察了材料的物性、热边界条件等因素对温度分布的影响。研究结果表明,壁面对流换热系数、光谱吸收系数对红外窗口内部温度分布影响很大。     

定热流加热管湍流入口段的耦合热流分析

对圆管内物性随温度变化的吸收-各向同性散射介质的湍流入口段,数值研究了定热流加热下辐射与湍流正在发展流耦合换热的稳态热流特征．采用低雷诺数k-ε模型与SIMPLEC算法求解湍流流动与对流换热,采用蒙特卡罗法求解辐射换热;根据耦合换热温度场,采用等权抽样的蒙特卡罗法计算辐射热流。通过模拟计算,给出了介质内的耦合换热辐射热流与导热热流分布。通过分析介质光学厚度、散射反照率、壁面黑度对热流的影响,得出一些有价值的结论．     

管内耦合换热的辐射热流特征及抽样模式比较

通过数值模拟,研究了圆管层流入口段辐射与对流祸合换热中的辐射热流分布特征,提出并比较了采用蒙特卡罗法计算辐射换热的两种抽样模式。结果表明,在圆管入口段的耦合换热中,同一截面的径向辐射热流密度与轴向辐射热流密度数量级相当,世分布形态差别很大。用蒙特卡罗方法计算辐射换热时,采取等权能束的抽样模式,可消除因抽样能束的能量不同而造成的计算误差、降低计算量、提高计算精度。     

电磁脉冲作用下地面铺设屏蔽电缆蒙皮电流分布的时域计算方法研究

为克服传输线理论方法求解电磁脉冲电缆耦合问题存在的不足,对电磁脉冲电缆耦合问题进行了时域求解方法的研究。引入了适用于电磁脉冲电缆耦合问题数值求解的基于细线散射的时域有限差分(FDTD)法,将Gedney's PML进行了扩展,使其可以用于各向同性有耗计算域截断问题的处理。利用建立的数值方法,模拟了电磁脉冲作用下地面铺设屏蔽电缆引起的蒙皮感应电流分布规律及波形特征,并利用辐射波电磁脉冲模拟器对该问题进行了实验研究。计算与实验结果在误差范围内的一致性证明了数值结果的可靠性,以及该时域计算方法在处理电磁脉冲电缆耦合问题的可靠性。     

运输机迎头飞行状态红外辐射特性测量及分析

为分析研究运输类飞机的红外辐射特性及辐射亮度分布,用3.7～4.8μm中波、7.7～10.3μm长波红外热像仪对空客A320飞机迎头飞行状态的红外辐射亮度进行了测量,并用相对对比度对红外辐射进行描述。结果表明,该状态下飞机红外辐射主要来源为气动加热造成的蒙皮辐射。涡轮风扇高速旋转状态下的中波、长波辐射亮度对比度分别达到了0.61、0.37,高于机身其他部位的蒙皮辐射亮度;机翼和尾翼中波、长波辐射亮度对比度分别在0.04～0.05、0.02～0.10,为该飞机蒙皮辐射亮度最低的部位;机腹、机头部位中波辐射亮度对比度高于长波辐射亮度对比度,对比度分别在0.30～0.33、0.16～0.18。研究结果对目标特性研究、红外侦察探测、红外侦察设备研制及检测等工作具有一定的参考价值。     

考虑太阳辐射影响的飞机实时红外探测成像仿真

针对飞行器红外探测过程的成像仿真,有助于红外隐身效能的评估,进而提高应对红外探测的反侦察能力。建立了飞机红外成像仿真模型,并针对不同的飞行姿态、速度以及不同的探测时间,求解其蒙皮温度与红外辐射亮度,结果表明当飞机从低速到高速运行时,太阳辐射条件与气动加热层温度分布分别成为影响其成像结果的主要因素。建模方法及仿真结果对飞行器的隐身设计具有指导意义,为飞机实时红外成像场景的生成提供理论基础     

热网管道热损失现场测试方法探讨

国外热网管道热损失测试多半采用热流计、红外测温仪、点温计等测试手段来实现。但现场测试时往往受到风、日照等非稳态影响。为探讨现场测试方法的可行性,采用了热流计法、表面温度法、温差法和焓降法来测量热网管道热损失。a.热流计法:用热流计直接测量管道保温层外表面热损失。b.表面温度法:测量管道保温层外表面温度、环境温度和风速,按对流换热和辐射换热公式来计算管道热损失。c.温差法:根据管道保温层内、外表面温度,内、外径以及实验室测得的保温材料导热系数,按径向一维导热计     

气动加热下高温陶瓷材料内的瞬态耦合换热

采用控制容积法结合蒙特卡罗法与谱带模型,数值模拟了气动加热下高温陶瓷内的辐射与导热瞬态耦合换热.分析了冷却边界条件、各向同性散射和表面特性对高温陶瓷内瞬态温度分布的影响.结果表明,高温下陶瓷内的辐射换热作用十分明显,陶瓷材料的表面特性对瞬态温度分布影响很大,各向同性散射也有明显影响.     

吸收-透射界面下正弦折射率介质内辐射换热

对具有吸收-透射性边界面的梯度折射率半透明介质层,建立了介质内热辐射传递与边界面辐射换热的数理模型,并采用数值弯曲光线跟踪法求解介质内的热辐射传递。通过数值模拟,分析了正弦折射率下,边界面的反射特性、吸收率以及介质层光学厚度对介质内热辐射平衡温度场及热流分布的影响。结果表明,边界面的反射特性与吸收率对介质内辐射换热均有重要影响,吸收率的影响与边界面反射特性、介质层光学厚度及环境条件相关,呈现特征不同的作用。     

壁面轴向导热对微细管内对流换热的影响

本文通过数值解析的方法研究了考虑壁面轴向导热时微细管内的对流换热。结果表明,当管外为对流换热边界条件时,管内充分发展对流换热的Nu依然在3.66～4.36之间。但若忽略壁面轴向导热,采用一维热阻模型整理微细管内对流换热的实验数据将会导致错误的结论。     

碳遮光石英气凝胶传热机制与热性能数值模拟

建立了碳遮光石英气凝胶传热机制及热性能数值模拟方法,在交叉立方阵列导热模型、热辐射传输谱带模型、辐射导热耦合传热模型基础上,采用蒙特卡罗方法与有限体积法数值模拟了气凝胶内的热辐射传输及辐射导热耦合传热,并以表观导热系数描述气凝胶传热性能.以某石英气凝胶为例,定量模拟了热性能、各种传热方式的作用及温度依赖性,分析了应用Rosseland扩散近似引起的误差.     

管内两层介质入口段扩散混合的耦合换热研究

对圆管内辐射物性不同的两层介质层流入口段,采用SIMPLEC算法与蒙特卡罗法数值模拟了二维稳态流动与扩散混合时的辐射-对流耦合换热。通过计算,分析了介质层几何参数、介质物性与流动参数对组份分布与耦合换热的影响。结果表明,介质组分的扩散混合对耦合换热存在明显的影响区域,且该影响区大于组分的扩散混合区;外层介质的吸收系数、入口截面的相对厚度对耦合换热的影响基本一致;质扩散系数对耦合换热的影响很小,入口雷诺数的增加会抑制质扩散。     

R134a管外强化沸腾实验数据处理新方法

在水平管外沸腾换热实验中,热流密度沿管长方向的变化幅度较大,采用Wilson方法所得到的管内对流换热系数偏高,而管外沸腾换热系数偏低.为解决这一问题,本文提出了一种新的数据处理方法-局部换热系数法,并采用这种方法对实验测定R134a在水平放置的机械加工强化表面沸腾传热管的实验数据进行分析和处理,得到了较合理的结果.     

Study on Heat Transfer Performance of Skin Heat Exchanger

Cooling technology is facing new challenges with the increase of electronic equipment power onboard aircraft. The traditional heat sink based on high-altitude bleed air does not satisfy this increase of cooling demands. In this article, an air/air-type skin heat exchanger is studied for cooling aircraft electronic equipment. It uses outside high-altitude cold air rather than bleed air as a heat sink. This cooling technology can effectively remove the heat load of high-power electronic devices without greatly increasing aircraft performance penalty. To assess its high-altitude heat transfer performance, an experimental prototype was designed and made. Some experiments were conducted on a ground experimental test. The heat transfer criteria formulas were obtained for both the side air in the skin heat exchanger and its convective heat transfer coefficients. Based on these experimental analyses, the heat transfer performances of the skin heat exchanger in a high-altitude cruise condition are deduced when it is assumed to be installed at an unfavorable position and a favorable position, separately. This work tries to provide a technical support for its future onboard application.     

管内高温介质层流入口段中的热辐射作用

数值研究了高温介质密度随温度变化时,管内层流入口段耦合换热中的热辐射作用。采用离散坐标法、控制容积法耦合求解辐射传递方程、能量方程及N-S方程。考察了中等大小光学厚度下,热辐射作用对介质内速度分布、温度分布以及换热的影响。结果表明,即使在不大的光学厚度下,热辐射作用对管内高温介质层流入口段耦合换热的速度场与换热强度都有明显影响。     

A real-time infrared radiation imaging simulation method of aircraft skin with aerodynamic heating effect

Real-time infrared radiation simulation technology can provide effective support for rapid design and evaluation of a system which integrates infrared imaging technology. Considering the aerodynamic heating effect, this paper presents a real-time infrared radiation characteristic simulation method of aircraft skin based on the panel element method, which can help to assess the infrared radiation impacts of different environment factors and materials. A 3-D model of an aircraft was established and its surface was divided into different parts and panel element meshes to attach material properties. For each mesh, its heat exchange equation is solved so as to obtain the whole skin’s temperature and infrared radiation distribution. The simulation results reveal the influence of different factors on the skin surface radiation, including environmental radiation, aerodynamic heating and material properties. And the credibility and efficiency of the proposed aerodynamic heating simulation method were confirmed by comparing to the CFD simulation results.