超燃冲压发动机主被动复合热防护系统方案设计思考

针对当前超燃冲压发动机热防护技术面临的困境,为了突破更高飞行马赫数下的热障限制,提出了一种采用冷却剂与被动材料共同承担热载荷的主被动复合热防护技术。分析了主被动复合热防护技术的设计内涵及总体设计原则,讨论了被动层承担的热载荷和被动复合材料的导热系数、厚度之间的关系,并以C/SiC作为被动复合材料,对比分析了主被动复合热防护方案的优势。研究表明,当C/SiC厚度为4mm时,大致可将马赫数为6.5,当量比0.5工况下的热流密度降低42%。

基于暖体假人代谢模拟的“飞天”舱外服热防护特性试验研究

目的确定在轨空间环境下的舱外服整体系统的极限隔热能力(漏热率),验证系统被动热防护结构设计的正确性、合理性及特定防护结构的性能。方法通过空间外热流仿真计算确定轨道出舱活动可能经历的极限热工况和极限外热流,采用红外笼和液氮模拟舱外服的空间热流和热沉;用暖体假人模拟舱外服内人体代谢和温度控制。结果采用上述方法构建了人-舱外服-外热真空环境试验系统;通过对真空无热沉、冷黑背景和不同外热流施加的热状态比较、外部散热控制法和暖体假人热补偿法的比较,形成了验证和评估系统热防护性能的综合技术方法。对飞天舱外航天服在模拟内外部热环境下进行了极限热防护性能测试和评估。结论对试验精度进行的分析表明试验结果具有很好的测试精度,能够对舱外服热防护性能进行验证和评估。

小功率光伏并网逆变器反孤岛保护的研究

文中针对改进型主动式反孤岛保护会对入网电流电能质量造成影响,改进型被动式反孤岛保护过于复杂,深入分析了逆变器孤岛运行的基本原理。然后提出了主被动式相结合的反孤岛保护检测方法。该方法主要工作过程为:检测公共耦合点处的电压和频率,比较其是否超出了保护阈值范围。若超出则控制逆变器断开防止其孤岛运行,没有超出则采用基于公共连接点处电压应用正反馈的检测法,并与传统基于频率正反馈频移法做出了仿真对比,主要是为了说明,本文所提出的方法相对于传统基于频率正反馈频移法没有在输出电流波形中插入死区,仿真结果不但验证该方法对入网电流的电能质量影响相对较小,并且能够有效地防止孤岛效应的发生。

运载火箭低温推进剂热管理技术及应用进展分析

运载火箭低温推进剂与外界环境的传热是造成汽化的主要原因。为长期贮存和使用低温推进剂,必须采用综合的热管理技术。首先介绍国内外提出的被动热防护技术和主动制冷技术。前者的主要目的是降低贮箱与外界环境的热量交换强度;后者是通过对贮箱内的热量进行转移,以实现低温推进剂的无损贮存,但只适合已具有良好被动热防护的贮箱。其次,对国外典型低温推进剂实验应用系统进行分析,并初步提出多功能液氢实验平台方案设想,方案中通过CZ-3A号搭载多功能液氢实验平台用于验证空间环境下低温推进剂的综合应用技术。通过对低温推进剂热管理技术的调研和论证,为我国低温推进剂在空间环境下的长期在轨使用提供技术参考。

热防护系统的无线温度监测技术发展

阐述了温度无线传感技术在热防护系统健康监测中应用的发展与现状;概括地阐明了被动式SensorTag这种无线微传感装置的工作原理和特点,分析了该装置在高温下的工作能力和设计方面存在的问题;总结了主动式无线传感装置的发展与试验测试,比较分析了被动式和主动式无线传感装置的相同点和不同点,指出了各自的优点和不足,并总结了高温无线温度微传感装置今后努力的方向。

高寒地区主被动式太阳能暖房热性能实测研究

通过对高寒地区一栋主被动式太阳能暖房的现场测试,分析利用围护结构外保温、被动式及主被动结合式太阳能技术对室内热性能影响。在高寒地区,利用围护结构外保温相比未保温可有效提高和维持室内温度;利用直接受益窗以及阳光间被动式太阳能技术能在白天明显改善室内热环境;结合太阳能-空气源热泵技术,利用主被动式太阳能技术能实现室内温度大幅提升,基本满足供暖需求。主被动式太阳能技术适宜用于太阳能资源丰富的高寒地区改善室内热舒适环境,实现清洁供暖。

青海省农牧区低能耗农房室内热环境测试研究

对青海省贵德县一新建农房室内热环境进行测试,分析研究各项太阳能采暖技术在其中的节能特性,对比黑箱模式与主被动结合模式2种采暖模式下室内热环境的差异。结果显示,黑箱模式下,良好的外围护结构能够使室内温度保持基本恒定;主被动结合模式下,南向房间室内外平均温差高于17.34℃,室内重点区域温度基本达到热舒适要求,系统常规能源替代量为4.14千克标准煤。

火箭基组合循环发动机热结构技术研究进展

宽速域、大空域、高比冲的火箭基组合循环发动机作为实现未来水平起降可重复使用天地往返运输系统、临近空间高速飞行平台等新型空天飞行器的主要动力系统之一,近年在宽域燃烧组织、模态过渡控制、高效热防护等关键技术方面取得了诸多进展,但在发动机热结构技术方面,由于新型空天飞行器要求动力系统工作速域更宽、结构系数更低,而发动机热结构设计面临宽域飞发任务耦合特性强、时空非均匀力热环境复杂、薄壁结构轻量化难度大、多次重复使用等难题,因此,必须一方面通过飞发总体参数匹配研究确定合理的发动机热结构指标约束,另一方面多角度提升发动机热结构设计水平和指标能力边界。首先,将国外以典型火箭基组合循环发动机为动力的空天飞行器作为对象,分析了入轨方式对动力系统热结构指标需求的影响规律,并梳理了GTX、Strutjet两款典型发动机的热防护与热结构方案,进而通过发动机燃烧组织与热环境分布特征分析,介绍了主被动结构热防护、高温结构可变可调、结构重复使用与健康管理三类关键技术的研究进展。

原子氧环境下SiC基防热材料主/被动氧化在线识别及演化

当前,高超声速飞行器主流SiC基防热材料在1200~1700℃内的防热机制主要依靠SiC被动氧化生成的SiO_(2)保护层,但高超声速飞行带来的高温气体效应使得防热材料遭受高温、低压、原子氧载荷,原子氧的高活性将改变SiC氧化反应类型,导致材料丧失防护能力。因此,判别不同飞行工况下材料主/被动氧化类型将直接决定材料的使用阈值,对于高超声速飞行器防热设计和新型防热材料研制极为重要。基于此,本文打破通过分析氧化反应后材料微观成分辨别主/被动氧化反应的传统方法,基于光谱诊断、射频等离子放电及高功率激光技术,建立高温、低压、原子氧环境下SiC基防热材料主/被动氧化反应在线识别方法与系统,实现了SiC基防热材料主/被动氧化反应快速在线识别,经过SEM、EDS和XRD等材料分析,验证了在线识别方法的准确性和可靠性,进一步探究了原子氧环境下SiC材料主动氧化的演化规律,并建立了氧化动力学方程,为SiC基防热材料防护阈值及材料性能改进提供了重要支撑。