Experimental Study on Indoor Thermal Stratification in Large Space by under Floor Air Distribution System (UFAD) in Summer

A ventilation method of down-supply up-return has grown popular in large space in recent years for comfort ventilation with low thermal load, especially in China, including gymnasium, factory space, and exhibition hall, etc. The undisturbed flow pattern in the space gives a gradient in temperature, and the vertical thermal stratification appears markedly in large space. The object for this paper is to understand the behaviour of an under floor air distribution system in a ventilated space. The thermal stratification characteristics in a real UFAD experimental space were measured. The effects of different supply conditions on the thermal stratification characteristics are investigated based on the experimental results. The relations between space air stratification and the control parameter is predicted. It can be indicated that there are 4 zones composing the vertical thermal stratification. And different zone has different control parameter.

空间平台与分离式载荷一体化热控设计

随着航天探索需求发展,对组合式航天器通过空间平台在轨完成释放,分离出有效载荷或舱段来实现更复杂功能的需求愈加迫切.空间平台为分离前舱段或载荷提供服务保障.在假设的空间平台和分离式载荷条件下,提出一种空间平台与分离式载荷一体化热控设计,进行热控方案设计,并对载荷存储控温、载荷与平台互相影响、分离时平台温度变化进行热仿真,同时开展初步热真空试验,验证稳态工况下热设计的正确性,并校正热模型以开展更多工况的分析.通过热试验和仿真获得了该设计的温度特性和热量传递特性,数据分析表明该设计合理有效,验证了热耦合的载荷和平台进行独立热试验方法的可行性,可为此类航天器热控制提供依据.

安装热控组件对空间液体火箭发动机工作特性的影响

准确掌握安装不同热控组件后对空间液体火箭发动机工作性能和温度特性的影响对其在轨使用可靠性至关重要。对双组元150 N发动机开展高空模拟热试车,依次考察了安装头部法兰下表面热控组件、头部包覆多层隔热材料和遮光板对发动机稳态工作特性的影响。结果表明:安装热控组件后,发动机推力输出稳定;头部法兰下表面安装热控组件可以有效隔离高温身部的热辐射,可降温125~160℃,减少30%~44%的法兰温度增长;后续安装的头部包覆多层隔热材料和遮光板对法兰温度分布基本没有影响,头部包覆多层隔热材料会导致头身焊缝温度升高约40℃;遮光板不影响头身焊缝温度,但会增加头部法兰下表面受到的辐射热流。安装不同热控组件对发动机工作性能没有影响,发动机累计稳态工作4163 s、脉冲工作25000次后,多层隔热材料中心约20 mm区域发生烧蚀,此时热控组件仍能有效降低高温身部的热辐射影响,建议增大多层材料中心开孔直径至100 mm以上。

空间高功率激光二极管泵浦源阵列的相变热控系统

为了实现空间高功率激光二极管泵浦源阵列的快速散热,建立了空间高功率激光二极管泵浦源阵列相变热控系统,对热控系统的热界面材料(TIM)、紫铜热沉、相变材料、相变增强材料、主动加热回路和太空辐射板进行了研究与设计。首先,介绍了激光二极管泵浦源阵列的热特性与热控指标,从而提出热控设计思路,详细设计了热控系统,并在有无泡沫铜填空的条件下制定了两种热控方案。然后,用NX软件分析了两种不同的方案。分析结果显示:不填充泡沫铜方案的整个相变过程在800 s完成,LD上的温度最高达到59.98℃,相变材料上表面温度最高达到47.12℃;填充泡沫铜方案在200 s内完成相变过程,LD最高温度为38.35℃,并且LD在360 s后和相变温度点温度一致。填充泡沫铜方案可以满足10~40℃的温度指标要求。最后,根据填充泡沫铜方案设计加工了激光二极管泵浦源阵列热控系统,通过实验验证,该系统可以满足空间高功率激光二极管泵浦源阵列快速散热要求。

可控源音频大地电磁测深法在地热水找矿勘查中的应用

贵州省荔波县处于扬子准地台黔南台陷贵定南北向构造变形区的有利空间部位,该变形区发育一系列高温地热水资源,具有集中开发绿色清洁能源的优势。针对该区域热源异常区普遍埋藏深的特征,采用可控源音频大地电磁测深法对深部热源场和导热构造等进行了预测。结果表明:①研究区地表无明显的地热异常显示,但根据地质条件等综合认为该区域具有寻找深部热水的条件;②通过可控源音频大地电磁测深验证了该区域深埋的3条断裂构造,其低阻体的空间分布及延伸特征与耕者倒转背斜吻合,下部F 2上盘与其接触部位、低阻碎屑岩层下部存在的宽缓次低阻带,为研究区主要储水储热有利部位,是进一步勘查的重点靶区;③储水有利部位为埋深2000~2800 m的次低阻带,同时钻孔还应充分考虑F_(2)、F_(5)断裂在深部的空间展布情况。

TDI-CMOS焦面组件传热路径优化设计

为解决TDI-CMOS传感器在轨温漂问题,利用相变储能装置对焦面组件传热路径进行优化设计,以更好的控制传感器芯片在轨成像期间的温升,进一步提高空间相机成像品质。首先根据轨道热流环境及焦面组件工作特性确定仿真及试验边界条件;接着利用现有焦面组件结构进行建模仿真分析并开展热试验,得到优化前各部分温度结果;再根据现有结构进行热控优化设计,研究不同的传热路径对CMOS传感器温度的提升效果,确定出辅以相变储能装置的焦面组件热设计方案;最后开展焦面组件热光学试验,验证设计方案的正确性。试验结果表明,采用针脚散热方案与侧面散热相组合的强化传热方式能够满足CMOS传感器在工作期间5℃以内温升要求,且DN值变化小于0.2%,优化方案有效提高了成像品质。

空间摄像机热控系统设计

根据摄像机所处空间环境和结构特点,设计它的热控系统,同时进行了热平衡试验来验证热设计的合理性。首先,总结了摄像机热设计的准则,分析了摄像机所处的空间热环境。然后,对摄像机的各个部分进行了热设计;采用被动热控措施进行热隔离和热疏导,充分利用了摄像机所搭载的卫星平台的热容;采用主动热控措施将温度控制在热控指标范围之内。最后,根据摄像机的热环境和各种工作模式设计了4种极端试验工况,并进行了热平衡试验。试验结果表明,摄像机在存储工况时,其温度与安装面温度相差3℃左右,满足存储温度指标要求;低温工况和高温工况时,其整机温度为-3.1℃和45.7℃,镜头温度为-4.5℃和46.8℃,均满足热控指标要求。试验结果证实设计的空间摄像机热控系统合理可行。

空间摄像机的热设计

根据空间摄像机的所处空间环境和结构特点,对其进行了热设计.采用被动热控措施进行热隔离和热疏导,充分利用了摄像机所搭载的卫星平台的热容;采用主动热控措施进行温差补偿,将温度拉平至热控指标范围之内.根据所采用的热控措施,针对空间摄像机进行了仿真分析,得到了满意的结果.

美国空间同位素能源装置发展现状

介绍了美国空间同位素能源装置的发展历史、主要工作原理和安全方面的考虑,重点介绍了美国已经发展的和正在进行研制的多种空间同位素能源装置的结构组成。

空间望远镜的热设计和热光学分析综述

文章对国内外典型空间望远镜的热设计进行综述 ,并详细介绍了空间望远镜热光学分析的概念 ,讨论了热设计和热光学分析的关系 ,提出了将卫星热控制技术与光学波像差理论相结合 ,以光学指标作为热设计的最终评价标准 ,并应用于我国空间太阳望远镜(SST)

空间光学系统的热分析

利用有限元方法对空间光学系统在各种空间热环境下的传热学及热力学响应进行了模拟仿真，通过对温度梯度分布的分析，采取了相应的热控手段，使系统的温度响应明显减小。

空间相机电子设备热控系统设计

为了解决大功率空间相机电子设备的散热问题，对某空间相机电子设备的热控系统进行了设计。针对需要散热的电子元器件、印制板以及设备机箱采取了加导热片、表面发黑处理、填充导热填料等高可靠性的导热和辐射方式进行散热。然后，以某个器件为例建立了散热通道简化模型，进行了散热效果的估算。最后，根据电子设备的空间环境、结构特点以及采取的热控措施，应用TMG软件建立了热分析模型，对其热控系统进行了仿真分析，同时进行了电子元器件的结温计算。结果显示，电子设备印制板的温度为35．6～45℃，电子元器件的结温温度为45．4～88．5℃，均低于降额热控温度指标，散热效果明显。表明热控系统设计合理，所采取的热控措施能够满足设计要求。

基于温度水平的空间相机主动热控系统

为了让空间相机在适合的温度条件下工作,提出一种基于温度水平的主动热控系统。首先,分析相机达到温度平衡的条件,确定主动热控策略;其次,介绍热控系统的构成及工作原理;然后,将相机图像质量无本质影响作为条件,确定主动热控策略中的各项控温指标;最后,确定温度控制算法。相机在轨工作的实验结果表明:依据主动热控策略,系统能够控制相机温度达到平衡,主镜组件与基准温度的温差不大于1℃,主镜组件的周向温差不大于1℃,主镜与次镜组件的温差不大于2℃,主镜与三镜组件的温差不大于5℃,温度控制结果满足主动热控策略中的各项控温指标要求,满足相机工作时对温度的要求。

我国载人航天器热控制技术发展

载人航天工程推动了我国航天器热控技术的长足发展,载人航天热控系统研制过程中建立了以单相流体回路和通风为核心的主动热控体系。文章回顾了我国载人航天三步走过程中单相流体回路技术、对流通风技术、信息与控制技术、热设计验证技术的发展历程及成果,展望了后续载人月球探测在内的任务对热控系统的需求,建议发展空间热泵技术,以提升在恶劣外部环境下航天器的热排散能力;发展泵驱两相流体回路技术,提升主动热控系统的热传输能力。

深空探测器热控系统设计方法研究

针对国外深空探测器热控系统设计方法进行了调研和综述,并在此基础上提出了深空探测器的热控系统设计特点,为我国深空探测器热控系统的设计提供参考。

美国舱外航天服热控技术研究进展

舱外航天服热控技术已成为载人航天技术研究的重要方向之一,各国先后开发了多种航天服热控系统。本文分析了美国近年舱外航天服热控技术相关研究,论述了美国舱外航天服热控技术的最新研究成果及一些设计方法,如辐射热控,水升华器及辐射器耦合热控等。

某空间站的集成全局热数学模型

为评估某空间站对接飞船后的整体热性能，建立一个集成全局热数学模型。用NEVADA软件建立了空间站在轨运行状态的辐射模型，获得了空间站的外热流及内部辐射交换系数；用FLUENT软件模拟密封舱内部的空气流动情况，获得了舱内空气的速度分布情况及空气与壁面的换热系数；最后用SINDA／FLUINT建立了该空间站的集成全局热数学模型。集成全局热数学模型综合反映了空间站在轨运行时的整体热行为，可以用来评估空间站不同组成部分及不同热控措施对系统整体热性能的影响，也可以用于分析热控系统的地面试验验证方法及系统的故障模式等。

一种应用在航天回路热控系统上的二氧化碳两相冷凝器防冻设计的数值模拟

在航天回路热控系统的设计过程中,由于涉及到复杂的太空热流环境,以及真空,微重力等因素,仅仅依靠地面试验,有时难以真实模拟太空环境,此时就需要利用数值模拟的方法为设计提供参考依据。本文介绍了利用SINDA/FLUINT模拟的方法,对一种应用在主动式热控回路上的冷凝器进行流向择优设计和散热分析,得出对这种冷凝器/辐射器防冻的较优方法。

空间热开关在航天器热控制中的应用与发展

针对空间热开关在深空探测器热控制、空间制冷机等航天器热控制领域中的重要应用,本文综合评述了空间热开关的概念、分类情况、结构组成、关键指标、以及不同种类空间热开关的优缺点。介绍了近年来国内外空间热开关的最新研究成果和进展。对目前已报道的研究工作进行了总结,指出了今后研究工作的几个重点方向。作者认为:考虑空间热开关的不同工作环境和导热需求以及空间探测领域的不断扩展,高开关比、高可靠性的高性能空间热开关将是未来的研制重点。另外,与空间热开关相关的部件和制造工艺也会受到进一步关注,如各种新型驱动器的研制,新的热控涂层和处理工艺以及相关元件的精密加工与装配技术等。

人工神经网络技术在舱外航天服自动温控系统中的应用

介绍了舱外航天服手动温度控制存在的问题，分析了已有的航天服自动温控方案。采用人工神经网络的反向传播算法，以氧气的消耗量、全身出汗量、心率、液冷服的出口水温及出入口的水温差等５个参数作为输入，以液冷服冷却水的入口温度为输出，建立了舱外航天服的自动温控系统的人工神经网络模型。并讨论了反向传播算法及网络构造。结果表明，人工神经网络技术为解决舱外航天服自动温度控制提供了一条新途径。