Hα太阳空间望远镜热设计

Hα太阳空间望远镜具有对日光谱成像及全日面成像功能,具有多功能、高度集成化的特点。它位于卫星载荷舱内,在轨姿态多变,并且具有连续观测的工作模式,焦平面组件及电单机工作热环境苛刻,对热设计提出较高要求。通过星载一体化设计及相机结构合理布局,在卫星舱板靠近相机处预留辐射散热通道,合理设计散热面将工作热耗快速导出,保证各部组件温度满足指标要求。搭建热平衡试验平台,对高低温工况下的热分析和热平衡试验及在轨数据进行对比,同一工况下各电单机最大温差≤4℃,对热设计的正确性进行了验证。保证了Hα太阳空间望远镜在复杂空间环境下的正常工作,对此类空间太阳望远镜热控设计具有一定的借鉴意义。

数控机床主轴系统热模型参数多目标修正方法

为使数控机床主轴系统热模型更为准确,混合响应面模型和多目标遗传算法,提出一种多参数、多目标热模型修正方法。该修正方法根据热平衡试验所获得的数控机床主轴系统热态特性(温升、热变形等)数据,采用中心复合设计的试验设计方法,在设计空间抽取样本点进行数值模拟,建立了由多个有限元热模型设计参数所决定的主轴系统热态特性的二阶响应面模型,利用多目标遗传算法对响应面模型进行循环逼近优化,取得Pareto最优解集,提高原有限元热模型的准确度。最后,以某精密数控双磨头磨床主轴系统为例进行分析,结合热平衡试验的温升和热变形数据,并以此为目标对其有限元热模型的4个主要参数(1个热流密度,3个换热系数)进行了修正研究。结果表明:提出的基于近似模型的多参数、多目标修正方法,适用于机床主轴系统等复杂结构的模型修正,可以有效地利用试验数据,通过有限次的数值模拟计算获得需修正参数的最优解,减少了模型分析的计算误差,使得修正后的模型结果更为接近实际。

精密数控机床多主轴系统热平衡试验

对现有的精密数控机床主轴系统进行常规工况实验和空运转实验,提出一种数控机床热平衡试验方法,通过该实验方法可以获得数控机床主轴系统的热敏感点、温度场数据和热位移场数据以及热平衡时间等热态特性,以校验理论仿真分析,并建立误差模型,从而实现对主轴系统热特性的快速校核与加工误差补偿.在具有3个独立磨头主轴系统的直线滚动导轨精密曲面成形数控磨床上,开展多主轴系统热平衡试验方法的具体案例研究,获得了其中两个理论上相同的立式磨头的主轴系统温升变化曲线、热变形变化曲线和热平衡时间等不同的热态特性,论证了多主轴热平衡实验对于消除多主轴机床差异性上的重要性,弥补了多轴系统热态特性分析在理论上分析的不足.通过将热平衡试验获得多主轴系统的热态特性结果用于指导热误差补偿工作,减小了机床热误差控制及补偿难度,提高了机床加工直线导轨曲面精度与工作效率.

基于改进的自适应渐消UKF机床主轴热平衡试验

数控机床的主轴热平衡试验是进行热误差建模和补偿的必要手段,是准确获得数控机床主轴的热敏感点、温度场和热位移以及热平衡时间等热态特性的方法。本文提出一种基于改进的自适应渐消无迹卡尔曼滤波(Adaptive fading unscented Kalman filter,AFUKF)的快速辨识机床主轴选点温升的方法。首先,在标准UKF中引入渐消因子,使用残差归一化自动更新渐消因子,并将其引入增益矩阵,增强测量值在计算中的权重;其次,通过使用自适应规则,动态调整过程噪声和测量噪声协方差阵,减少外部扰动对温升预测的影响,以获得更好的滤波性能。仿真结果表明,提出的机床主轴温升快速辨识方法可以在很短的时间内预测选点的温升,且预测结果与热平衡试验结果吻合,验证了本文方法的可行性和有效性。

基于过程神经网络的热平衡温度预测研究

为缩短航天器热平衡试验周期,以降低航天器研制成本,提出了一种基于过程神经网络的热平衡温度预测模型。为简化该模型的学习过程,提出了一种基于正交基函数展开的基本学习算法,利用基函数的正交性不仅可以简化模型中的时间累积运算过程,而且能提高模型对解决实际问题的适应性。同时,为增强模型的外推预测能力,在基本学习算法的基础上给出了一种基于新增样本的学习算法,使模型既能对新增样本进行快速学习又不损失对原有样本的记忆。实际应用表明,该预测模型能够利用某型号卫星热平衡试验中某监测点进入稳定工况后40小时内的试验数据提前42.5-68小时获得该监测点的极限热平衡温度。

油气弹簧热平衡仿真及试验研究

分析了油气悬挂缸的工作原理,应用实际气体状态方程、阻尼孔流量系数方程和热力学相关理论建立了油气弹簧的非线性数学模型,分析了油气弹簧的结构参数和状态参数对其热平衡的影响;进行了油气弹簧动态热平衡试验,研究了激励振幅、激励频率和温度变化等对油气弹簧动态特性的影响规律,并验证了油气弹簧数学模型的正确性.

浅谈发动机冷却系统热平衡整机试验

发动机冷却系统热平衡整机试验作为拖拉机的基本性能,在试验中,如何发现特点、提高发动机冷却系统热平衡整机性能,已成为产品研发中的重要环节。

中空滚珠丝杠副热平衡分析及对比试验研究

为了提高中空滚珠丝杠副的冷却性能,基于传热学理论,对滚珠丝杠副进给系统的主要热源分布及热传导进行分析,建立了中空滚珠丝杠副的温度场和热平衡分析的数学模型,并从中空滚珠丝杠副结构参数和使用参数方面分析影响丝杠温升的因素和热平衡的影响因素,最后设计了滚珠丝杠副冷却润滑性能检测试验台,对试验进行验证并分析。由试验结果可知,随着丝杠运行时间的增加,其温升先急剧升高,然后处于相对稳定状态。通过对比试验表明,中空丝杠可使热平衡时间至少缩短50%,并降低热平衡温度。

空间太阳望远镜热设计

针对空间太阳望远镜工作时间长、工作环境苛刻的热特点,在极端工况条件下对空间太阳望远镜本体框架和导行镜进行热设计。通过在高低温工况下进行有限元仿真分析与热平衡试验,对本体框架和导行镜热分析与热平衡试验结果进行了对比,其温度均控制在22℃,并且同一工况下各组件的温度波动均小于1℃,验证了热设计的正确性。同时本体框架与导行镜有限元仿真与热平衡试验在高温工况下的功耗差为1.2 W,低温工况下的功耗差为0.8 W,仿真分析和热平衡试验吻合,分析正确有效,保证了望远镜在复杂工作条件下的正常工作,为提高空间太阳望远镜本体模块与对日追踪光学系统的可靠性与热设计优化提供了理论依据。

非催化壁材料在非平衡流场条件下的热考核试验方法研究

针对电弧风洞试验条件下非催化壁防热材料在非平衡流场中存在的防热性能"欠考核"问题,提出了有效考核方法。以典型陶瓷基复合材料尖劈外形试件为例,采用CFD数值模拟与试验状态调试相结合的方法,对典型电弧风洞试验条件下完全催化壁和非催化壁材料的热流进行了数值模拟,并结合热流实测结果,确定了风洞试验状态并完成了试验,实现了对该类热防护材料防热性能的有效考核,为非催化壁材料防热性能试验"欠考核"问题提供了解决途径。

非烧蚀防热材料地面模拟试验有效性分析（英文）

流场化学非平衡度与材料表面催化反应的耦合控制着服役于化学非平衡流场中非烧蚀防热材料表面的气动热载荷,若在该类防热材料性能模拟研究中忽略这一耦合效应,地面模拟试验将无法获得材料的有效使用性能。为此,本文依据钝头体高超声速飞行器边界层驻点热流关系式,分析了影响驻点热流的主要流场参数、地面高焓模拟设备所提供的高焓超声速流场特点以及与飞行热环境之间的主要差异,采用CFD分析了"三参数"模拟方法的有效性。针对化学非平衡边界层驻点传热分析,提出"四参数"模拟方法并分析了"四参数"模拟方法中离解焓无法模拟时的防热材料性能并提出初步解决方法。

电弧风洞高焓流场模拟与气动热校核研究

为了在电弧风洞更好地开展高超声速飞行器防热材料或结构热考核试验,基于有限体积离散,建立了针对电弧风洞高焓试验状态的多组分热化学非平衡流场数值模拟方法。针对中国空气动力研究与发展中心20MW电弧风洞不同试验模型的高焓流场进行了模拟,获得了试验状态的流场特性和模型表面热流分布,通过与试验测量值比较验证了计算方法。研究发现在喷管出口和试验模型之间的轴向距离很近的情况下,可以采用喷管流场和模型绕流分开模拟。通过对比数值模拟方法中的热化学模型,表明采用Gupta 7组分和5组分空气化学反应数据获得的模型表面热流非常接近,同时相比单温度模型结果,双温度模型结果与试验测量结果更接近。比较了多个状态条件下计算和试验测量获得的试验模型表面热流,发现二者相差都在15%以内,验证了建立的数值方法模拟该风洞高焓流场的可靠性。

基于风洞试验的重型卡车冷却系统匹配细节分析

以某重型卡车作为试验对象,在风洞试验室进行冷却系统的性能测试,通过单一变量对比试验的方法,分析节温器、环境温度、空调和风扇等冷却系统匹配细节对整车冷却能力的影响,得到了冷却系统匹配分析试验应补充的试验条件与修正方法。

空气幕性能测试分析

基于JB/T 9067-1999《空气幕》的性能试验方法,详细解读了空气幕的空气侧和热水侧的性能,并对空气侧和水侧的热平衡性进行分析,指出水侧换热量与辅侧换热量存在本质区别,空气幕的性能测试均依据0Pa静压进行,同时,对风量和风速的测量方法进行解读,归纳了现行空气幕产品标准中存在的问题和不足,并给出了相应的建议,对于这类年代比较长的标准,建议结合社会需求,考虑产品的发展和检验检测技术的进步,及时对相关标准加以制(修)订。

基于一维/三维耦合分析的某SUV机舱热管理分析与优化

整车机舱热管理的研究与开发对保证汽车高效、可靠地运行有重要意义。运用一维/三维耦合的分析方法,首先使用star ccm+软件进行三维流场仿真,得到机舱的风量情况并以此为边界条件运用FLOWmaster软件进行一维仿真,从而得到冷却模块的换热量等参数,并以这些信息为依据进行三维模型的温度场分析。基于以上分析结果,提出了相应的改进方案,改进后机舱内的关键零部件均能降到许用温度范围内,对改进后的优化方案进行了热平衡试验。结果表明:优化方案切实可行,且仿真结果与试验结果吻合度较高。

载人飞船座舱内空气对流换热地面模拟

为了准确进行地面热平衡实验，验证载人飞船座舱热控制设计，运用相似理论对载人飞船座舱内空气的对流换热进行了相似分析，确定了地面热平衡实验时保持座舱内空气的对流换热与太空飞行时相似的准则是：“降低座舱中的空气压力，保持Ｇｒ相同，同时保持空气的质量流量及边界条件相同。”根据技术条件限制，提出了地面热平衡实验时座舱内空气对流换热的近似模拟方案，阐述了近似实验时座舱内空气状态的确定方法。通过数值求解一个简单的物理模型，说明了近似模拟实验方案的可行性。

清华热力学岩土模型与能源地下结构有限元模拟

能源桩是利用建筑桩基础与周围岩土体进行热交换的新型结构和换热构件,具有高效开发利用浅层地温能和节省地下空间等优点。由于对桩周岩土体温度-应力耦合行为认识的匮乏,能源桩的设计和安全服役面临新的挑战。该文首先总结了饱和黏土温度-应力耦合的体积变化规律,简要评述了现有岩土热力耦合本构模型存在的问题;重点阐述了清华热力学岩土本构模型(Tsinghua thermodynamical soil model,TTS模型)的理论框架,给出了模型参数的物理意义和标定方法;最后开展了饱和高岭土升温排水试验和能源基础的有限元分析。基于TTS模型的有限元分析结果表明:升温过程中,能源基础的承载能力有微小降低,界面正应力、切应力均发生衰减;随着基础深度的增大,界面切应力随温度升高呈非线性增加,而界面正应力变化较小;升温降温后,桩土界面的接触减弱,基础沉降有所增大、承载能力有一定降低。

载人飞船座舱内壁面温度偏差的预测

为了预测载人飞船地面热平衡实验时座舱内壁面温度与太空飞行时的偏差，分析了座舱内空气对流换热的近似实验方法的局限性，指出了空气对流换热系数是影响壁面温度的主要因素。由于重力场的影响，载人飞船地面热平衡实验时座舱内的空气对流换热系数与太空飞行时不同，使壁面温度偏离于太空飞行时的真实情况。为了修正地面实验数据，提出了壁面温度偏差的预测方法。