搜索结果: 1-15 共查到“航空、航天科学技术 温度场”相关记录24条 . 查询时间(0.212 秒)
圆柱状卫星侧表面温度场均匀化设计
卫星 温度场均匀化设计 仿生优化方法
2016/2/10
温度场均匀化设计因有利于航天器的稳定高效运行而获得越来越多的重视。本文针对简化的圆柱状卫星，采用仿生优化方法对给定量的高导热材料进行优化分布，以均匀化卫星侧表面温度场。
水下航行器发动机排放的高温废气进入海水中热特征明显，研究水下排气的速度与温度场对控制其热特征有重要的理论和应用价值；建立水下排气的质量、动量和能量守恒方程，采用气液两相流混合模型和k－ε紊流模型，利用有限体积数值计算方法，对水下排气的速度场和温度场进行了研究；研究结果表明：在温度均匀的海水中水下排气羽流浮升时，气相速度和温度不断减小，每一个纵截面都存在一个速度和温度最大的中心区域，中心区域的形状由...
高速飞行器结构气动热计算与温度场模拟
超声速 工程算法 气动加热 温度场
2015/4/28
以某超声速导弹弹头为研究对象，采用一种既简洁高效的气动加热工程算法求解弹头表面热流分布情况，并将其作为弹头温度场有限元模拟的热边界条件，通过与钝双锥体气动加热实验数据进行对比验证了气动加热工程算法的可靠性，在考虑材料热物性参数非线性效应的情况下，通过有限元模拟最终得到不同飞行时刻弹头的温度场分布，为飞行器的结构设计、热防护设计、材料选择以及飞行安全性评估提供参考依据。
用格林函数法求解了考虑移动介质轴向导热影响的稳态温度场，推导了第1类和第2类非齐次边界条件下求解稳态温度场的数学表达式，利用特征值和特征函数获得了格林函数解，证实格林函数法可以解决非齐次边界条件下的稳态传热问题.以平行板间和圆管内均匀速度移动介质的稳态传热为例，获得了在半无限长壁面和在有限长壁面有均匀热流密度两种情况下所对应的温度场的无量纲解析解，分析了移动介质轴向导热与Pe和x/H之间的关系.结...
提出了在热风洞中利用红外热像来测量涡轮叶片表面温度场的方法.针对热风洞特有的干扰因素,即石英玻璃窗口的透射比随着叶片表面温度变化以及燃气中的二氧化碳和水蒸气等组分参与热辐射所带来的干扰,在取得红外热像后按照燃气工况对温度场测量结果进行综合修正.考虑到叶片表面曲率的变化,通过几何上的变换重现了实际叶片表面上的温度场.结果表明:在热风洞的叶片温度场的红外热像测量中存在着110~140K的修正量.高温燃...
提出了在热风洞中利用红外热像来测量涡轮叶片表面温度场的方法.针对热风洞特有的干扰因素,即石英玻璃窗口的透射比随着叶片表面温度变化以及燃气中的二氧化碳和水蒸气等组分参与热辐射所带来的干扰,在取得红外热像后按照燃气工况对温度场测量结果进行综合修正.考虑到叶片表面曲率的变化,通过几何上的变换重现了实际叶片表面上的温度场.结果表明:在热风洞的叶片温度场的红外热像测量中存在着110~140K的修正量.高温燃...
提出采用等效半径来描述锥形轧辊(驱动辊和芯辊)及锥形环坯的呈线性变化的径向尺寸,进而建立了确定锥形环件辗轧关键工艺参数合理范围的方法。基于ABAQUS软件平台,研究建立了TC4钛合金锥形环热辗轧三维热力耦合有限元模型,进而模拟阐明了TC4钛合金锥形环热辗轧过程应变及温度场对轧辊尺寸(等效半径)的响应规律与机理。主要结果表明:随着驱动辊等效半径增大,环件内侧等效塑性应变及温度明显增大,环件温度分布越...
试验研究了某型燃气轮机燃烧室掺混孔孔径比、相对孔距对出口温度场的影响.试验结果表明:随孔径比的增加,出口温度分布系数逐渐减小,但过大的孔径比易形成局部阻塞,使热点温度升高;孔径比对径向温度分布系数影响较小,仅使温度分布曲线位置移动而不会改变其形状.相对孔距与径向温度分布系数相关性较强,过大(大于0.33)、过小(小于0.29)均不利于掺混.该研究情况下,相对孔距为0.31、孔径比为0.32左右基本...
针对类乘波体防热壁板,采用松耦合算法推进气动热和传热迭代计算,研究气动加热-温度场的耦合特性.结果表明:在壁板达到辐射平衡前,冷壁热流和辐射平衡热流与真实气动加热的误差分别达+55.1%和-15.4%以上,必须将气动加热和温度场进行耦合分析;当地绝热壁面温度不随时间变化,表面传热系数是耦合效应的关键参数;采用平均表面传热系数进行瞬态气动加热-温度场耦合计算只进行2次气动加热计算,壁面温度预测误差在...
超音速导弹温度场建模与仿真
温度分布 超音速导弹 特征线法 绝热等熵
2012/5/5
超音速导弹温度场的计算对其红外辐射特性研究具有重要的参考价值。对超音速导弹的两个主要辐射源蒙皮和羽流进行了深入分析，建立了超音速导弹温度场模型，仿真验证了模型的可行性。采用理论模型与半经验公式对导弹温度分布进行了计算，将羽流近似成超音速轴对称无伴随绝热等熵流，利用特征线法计算气流参数分布。此外，建立了超音速导弹尾焰形状的理论模型与计算方法。最后进行仿真，计算了导弹各部分的温度分布，并与实验结果比较...
基于I-DEAS的非线性多热源温度场反演研究
温度场反演 I-DEAS 二次开发 非线性
2011/9/15
本文对I\|DEAS进行了二次开发，完成了脚本与I\|DEAS软件TMG模块的数据交互并自动控制计算流程，采用自适应算法和加权算法求解航天器热平衡试验中多热源非线性温度场反演问题，并研究了迭代初值、循环运算次数、迭代步长等参数对反演误差的影响规律。两种方法的反演结果吻合良好且精度满足设计要求，其求解思路和算法可为航天器件内部温度场的热平衡试验及热源的优化设计提供参考和依据。
为了解得合理的直升机整机温度分布,在直升机机身表面温度场建模中综合考虑了机身蒙皮、排气系统、旋翼下洗和太阳辐射等方面的影响,并进行了数值模拟和排气系统-后机身一体化局部缩比模型的实验验证。研究结果表明:①由于辐射换热的影响,后机身内部混合管附近的表面温度升高了15 K左右;②单层蒙皮的表面温度受内部高温部件的热辐射影响较为显著,带遮挡板的双层壁结构蒙皮温度接近环境温度;③考虑太阳辐射时,受照侧机身...
基于传热学基本理论，给出了潜望式激光通信终端二维转台在轨运行过程中的传 热控制方程，分析了二维转台的温度场分布，得出了不同材料反射镜在轨运行过程中温度场 随时间变化规律和升交点时刻的热形变分布。分析过程中二维转台外表面采取氧化处理，没 有采用其他温控措施，分析结果表明，对于四种不同材料反射镜，激光通信终端在轨运行一 个轨道周期的时间内，SiC材料温度波动范围最小，并且温度不均匀性也最小，因此SiC...
为保证飞机着陆安全，避免热衰退现象影响制动性能，研究了飞机刹车副表面粗糙度对温度场的影响。将Cantor集理论应用到接触形貌分析中，按照体守恒原理建立刹车副粗糙表面接触模型，考虑其对刹车副材料热物理性能的影响，建立极坐标下刹车副温度场有限元模型。用ANSYS对其进行仿真分析。仿真结果更接近刹车副经验温度，证明了所建立的刹车副温度场模型合理、可行，为刹车副温度场分析、计算和研究提供了理论支持。