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针对具有复杂围护结构光学窗口传热特性,建立了高热流作用下的光学窗口及其复杂围护结构的辐射-导热传热模型,分别讨论了窗口的辐射半透明、光谱选择性、外部加热热流以及窗口尺寸对其瞬态温度响应的影响。结果表明,忽略窗口半透明特征会产生最大31.4%误差,忽略光谱选择性会产生最大40.4%误差;窗口外部气动加热热流影响显著,温度响应随热流的增大而急剧增大;窗口厚度对其传热特性的影响较大,随着厚度的增大窗口温度响应减小;而窗口半径产生的影响可忽略不计。 相似文献
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辐射定标光机系统在模拟空间环境下的热变形直接影响定标光学系统成像质量,并决定星载遥感器辐射定标试验精度。文章建立的辐射定标光机系统有限元模型,以某卫星多光谱扫描仪辐射定标试验中的实测温度变化作为温度载荷,计算和研究了该系统在真空低温环境下的热-结构耦合变形的分布情况和分布规律。结果表明:在非均匀稳态低温环境下,该系统光学支架热变形使主镜及主反射镜发生刚性位移,引起垂轴方向位移、倾斜,黑体的离焦和光学系统焦距变化;反射镜表面畸变RMS值均为1/40波长以下,可以满足实际光学系统的面形准确度要求。 相似文献
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为获得非均匀气动加热条件下高超声速飞行器不同部位的合适的热防护系统厚度,发展了一种基于网格变形技术(ASD)的隔热层结构优化方法。以高超声速飞行器的复合材料隔热层结构为研究对象,采用有限元法在局部均布热流载荷、三角形均变热流载荷和二次函数热流载荷等作用条件下建立隔热层结构的热固耦合分析模型,提出了基于ASD技术与热固耦合分析相结合的结构轻量化设计方法。结果表明,基于网格变形技术能够快速有效地解决优化过程中的网格自动更新问题,并得到了光滑柔顺的厚度形状曲线,优化后更充分发挥了隔热层结构各层材料的承载能力。 相似文献
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分析了空间多层打孔隔热材料中导热和辐射的复合传热问题,建立了反射屏的能量方程。结合有限差分法,提出了空间多层打孔隔热材料反射屏温度计算的模型以及内部辐射数值分析模型。分析了层密度、打孔率、反射屏表面黑度和反射屏厚度等主要的多层打孔隔热材料参数对材料隔热性能的影响。该材料性能的研究对提高空间多层打孔隔热材料的隔热效果,实现材料的优化设计具有积极的指导意义。 相似文献
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采用数值方法求解气动热环境,基于蒙特卡罗方法求解内部空腔辐射换热及有限元方法求解三维导热,建立了沿弹道求解导热/辐射耦合的热响应预测方法,计算并获得了沿给定飞行弹道条件下的考虑内部辐射和不考虑内部辐射时的某高超声速飞行器结构部件的热响应特性。研究表明,所发展的耦合计算方法具有较高的精度和较好的工程适用性;考虑内部辐射时,结构部件局部最高温度明显低于不考虑辐射时,最高相差400K以上,且温度分布趋于均匀,温度梯度减小。相关研究对高超声速飞行器防热结构设计与优化具有重要参考意义。 相似文献
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对采用高温陶瓷基复合材料的高超声速飞行器分离式热疏导系统,建立了气动加热下 ,高、低热流区材料内导热-辐射与疏导通道内对流换热的耦合传热模型。采用控制容积法 结合蒙特卡罗法计算两区域陶瓷基复合材料内的导热-辐射换热,并与热疏导通道热平衡方 程耦合求解。通过模拟计算,分析了气动加热热流比、辐射散热面积比、材料光学厚度、导 热-辐射参数、对流-辐射参数对热疏导系统传热性能的影响。初步获得了提高分离式热疏 导系统传热性能的各参数调节规律。
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采用整体求解法求解了控制气流与多层套环之间的耦合传热问题,计算得到了控制气流参量随时间的变化情况,以及迷宫形多层导热套环的温度在不同时间点的分布情况。将计算结果与试验结果进行了比较,分析了传热对流体压强、温度等气流参量的影响。 相似文献
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为了解迷宫形导热套环与流体之间的热交换对控制气流温度及压力的影响,采用整体求解法求解控制气流与多层套环之间的耦合传热问题。为确保计算结果在物理上的真实性,采用“假密度法”求解以温度T为求解变量的能量方程。计算得到了控制气流参量随时间的变化情况以及迷宫形多层导热套环的温度在不同时间点的分布情况,结果表明流场的三维复杂结构使得每个小孔射流与各层套环的传热情况都不同,流体与固体区域之间的换热量随时间变化,其中内套环和中套环对流体的吸热量随时间的增长而急速下降,从而导致控制气体的温度和压力都随时间而逐渐增大。计算所得的控制气流温度和压力与试验测量值的变化趋势相同,验证了计算方法的有效性。 相似文献
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The purpose of this paper is to introduce a new method in the research of radiative and thermal properties of materials with further applications in the design of thermal control systems (TCS) of spacecrafts. In this paper the radiative and thermal properties (emissivity and thermal conductance) of a multilayered thermal-insulating blanket (MLI), which is a screen-vacuum thermal insulation as a part of the TCS for perspective spacecrafts, are estimated. Properties of the materials under study are determined in the result of temperature and heat flux measurement data processing based on the solution of the inverse heat transfer problem (IHTP) technique. Given are physical and mathematical models of heat transfer processes in a specimen of the multilayered thermal-insulating blanket located in the experimental facility. A mathematical formulation of the inverse heat conduction problem is presented as well. The practical approves were made for specimen of the real MLI. 相似文献
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