用光学显示方法研究被动房的气流组织

本文介绍了利用差分干涉仪对暖廊式被动太阳房气流组织的实验研究,并提出了合理的隔断结构型式。     

半直线上矩量问题的唯一性

对右半平面内的满足一定条件的复数列{λn}的矩量问题的唯一性给出了充要条件.     

载人航天器密封舱内空气压力的动态分析

为了给载人航天器密封舱压力制度的建立提供依据,采用数值分析的方法,分析了小型载人航天器密封舱内的动态压力变化。使用集总参数模型和理想气体模型推导出舱内气体组分的分压力及总压变化的数学模型,用此模型计算了正常作息制度、极端作息制度以及各种氧气补充方式下的压力变化,并对比了2人和3人乘员组的压力波动幅度。结果表明,航天员的新陈代谢强度变化引起的压力波动一般不超过允许值。     

功率型发光二极管芯片的温度场与应力场

发光二极管(LED)的结点温度和应力分布对它的发光效率、可靠性和寿命有着至关重要的影响。为了优化器件的性能,该文利用有限元方法对功率型LED芯片在不同输入功率、基板材料、换热条件下的温度和热应力进行了模拟与分析。结果表明,目前广泛应用的Sapphire基板效果不是很好,如果能减小晶格不匹配的影响,采用硅基板是较好的选择。当基板导热系数、换热系数大于一定值后,单纯的改进基板的导热系数或强化基板换热,对提高器件的性能已经没有明显的效果。     

载人航天器SPE水电解制氧系统的轻量化研究

为了减小载人航天器中制氧系统及其相关系统的质量 ,在所建立的系统质量、功耗构成的数学模型基础上 ,对系统进行了轻量化计算 ,分析了影响系统当量质量的主要因素 ,并进行了系统当量质量的全局优化计算与分析。结果表明 ,在氧产量和其它参数一定的前提下 ,电解小室数目、电解面积、电流密度等都存在最佳值。研究结果对载人航天器环境控制与生命保障系统的优化设计有一定意义。     

航天器热控和环境控制生命保障系统热网的优化

为了对航天器热控、环境控制生命保障系统进行减轻质量化研究 ,建立其热网络优化模拟的实验系统 ,研究不同布局下热网络工作特性 ,以寻求热网络中热组件布局对系统质量的影响规律。实验结果表明 :热组件布局方式对系统换热有明显影响 ;热组件的优化布局能使系统质量下降 ,其幅度与平均换热温差有关。实验结果同理论分析及数值模拟结果相吻合。     

直埋管道的热力分析

为了对直埋管道保温层及其土壤邻域的温度场进行较精确的分析 ,采用保形映射、分离变量和边界离散法对地下直埋管道的温度场进行分析 ,得到了级数形式的解。其中确定级数项系数的边界离散法适于解决某些可分离变量的非正交问题。对工程实例的计算表明 ,在直埋管道保温层及其周围土壤邻域的温度场计算方面 ,使用边界离散法得到的结果更加精确可靠     

用Lagrange乘子法优化并联液体冷却网络系统

对于并联网络液体冷却系统,现有的优化设计方法存在计算量大、不适应复杂系统的问题.为解决此问题,该文采用Lagrange乘子法求解各支路的最佳流量分配系数,在复杂系统中也能很快得到精确解.同时,该文还对系统的数学物理模型进行了讨论,研究结果表明,模型中换热系数关联式的指数对计算结果的影响小于4%, 数学物理模型是可靠的.该文还给出了分配系数与支路权重因子之间的近似关联式,并对其进行了分析和讨论.     

用于烟气全热回收的全开式吸收式热泵

提出一种新型全开式吸收式热泵技术用于烟气余热回收,利用燃烧器产生的高温烟气在发生器中驱动稀溶液再生,降温、加湿后的烟气经冷凝器被冷却水冷却到饱和状态,再与待回收的目标烟气混合进入吸收器,被浓溶液吸收.其中,冷凝和吸收过程放出的热量可用于供热.系统的3个主要部件均为喷淋塔结构,节省了传热管材,有效降低初投资;同时,这种全开式常压结构对强度要求不高,可进一步降低制造和维护成本.该技术在热网回水温度较高时仍能有效回收烟气余热,而且烟气最终被处理到过热状态,避免了排出过程中结露腐蚀的问题.采用欧拉-拉格朗日方法建立了细致的液滴动力学和耦合传热传质模型,根据该模型理论计算,设计并搭建了实验样机,结果表明,系统COP最高达到1. 621,排烟露点最低达到36. 2℃,相对湿度为62. 4%.仿真与实验结果吻合较好,理论模型得到了验证.     

多温度限制点条件下燃油热管理系统热回油特性分析

热回油是提高飞行器燃油热管理系统性能的重要途径。为研究多温度限制点条件下燃油热管理系统的热回油特性,该文基于Python语言自主开发了燃油热管理系统稳态仿真模型,并进行了实验验证。首先分析了热回油流量对各温度限制点温度的影响规律,结果表明热回油流量的增加并不一定使得全部温度限制点的温度均下降,甚至导致了供油箱出口温度和热回油阀出口温度的升高,这说明过大或过小的热回油流量均可能引发燃油热管理系统的失效,热回油流量存在满足温度限制要求的变化区间。对于飞机热载荷加热器出口温度和燃油喷嘴出口温度,存在热回油临界流量,当热回油流量达到临界值时,进一步增加热回油会提升系统超温的风险。随后探究了热回油作用下系统的飞机热载荷极限,发现飞机热载荷极限对应于热回油流量限制区间的大小突变为0的临界状态,且此时限制区间的下界是系统的热回油临界流量。进一步研究发现,当飞机热载荷加热器出口温度和燃油喷嘴出口温度在极限状态下同时达到各自的限制值时,系统达到正常工作时的总热载荷极限。为了充分利用系统的总热载荷极限,该文提出了可以实现系统热载荷之间相互传递的中间回路并给出了潜在方案,为飞发一体化热管理提供了一种优化途径...