基于混合對流傳熱的航天器熱循環(huán)試驗系統(tǒng)溫度場特性及其控制規(guī)律研究.pdf

1、在地面上進行的空間環(huán)境試驗是檢驗和保證航天器可靠性的重要手段。在航天器的熱試驗方面，常壓下的熱循環(huán)試驗因其在試驗周期和成本上相對于傳統(tǒng)熱真空試驗的優(yōu)勢而在近幾年被世界各航天大國所重視。隨著航天工程的飛速發(fā)展，航天器的尺寸逐漸趨于大型化，對試驗環(huán)境的要求也越來越高。這對更高性能航天器熱循環(huán)試驗系統(tǒng)的研制提出了緊迫的需求，也對高低溫環(huán)境溫度場的控制理論和技術提出了更高的要求。針對這些問題，本文從方法研究、機理研究、應用研究、實驗驗證和優(yōu)化運

2、行五個層面逐步展開研究，形成了一套基于混合對流傳熱的航天器熱循環(huán)試驗系統(tǒng)溫度場控制理論。具體如下。
　　首先，以小型或組件級航天器熱循環(huán)試驗空間為應用對象，通過數(shù)值模擬，分析了三維豎直通道內(nèi)層流混合對流傳熱過程的流場結(jié)構(gòu)、溫度分布、傳熱特性以及熵產(chǎn)特性。揭示了在同向以及反向浮升力混合對流傳熱條件下回流現(xiàn)象發(fā)生的臨界參數(shù)，并將現(xiàn)有的混合對流回流機理研究從二維擴展到了三維模型。同時，明確了該回流現(xiàn)象對溫度場、壁面?zhèn)鳠嵋约跋到y(tǒng)熵產(chǎn)的作用

3、關系，并得出了相應的關聯(lián)式。
　　然后，針對在Rayleigh數(shù)Ra>1012的湍流混合對流數(shù)值模型準確性不明確問題，設計了湍流混合對流實驗系統(tǒng)，并將其用于湍流模型的準確度檢驗。利用熱線傳感器和鉑熱電阻對測試平面上的速度、溫度進行逐點測量，以獲得流場在空間上的時均分布和隨時間的脈動信息。采用三種湍流模型：RNG k-ε模型、L-B低Re數(shù)k-ε模型和SST k-ω模型，對強浮升力湍流混合對流傳熱的實驗工況進行數(shù)值模擬。通過與實驗結(jié)

4、果中的時均速度、時均溫度以及湍流度進行對比，發(fā)現(xiàn)L-B低Re數(shù)k-ε模型較其他模型能獲得更精確的結(jié)果。
　　繼而，利用L-B低Re數(shù)k-ε湍流模型，進行了特征尺寸為10 m的豎直通道內(nèi)湍流混合對流傳熱的研究。分析了在不同方向浮升力下的回流流場結(jié)構(gòu)和溫度場分布，從而將混合對流傳熱的回流特性研究從層流擴展到大空間湍流。通過對溫度分布的分析發(fā)現(xiàn)，由于同向浮升力產(chǎn)生的回流會導致豎直方向的溫度分層，其溫度均勻度遠差于反向浮升力混合對流的情況

5、。進一步地，定量分析了在反向混合對流時不同的送風速度、送風溫度和形狀參數(shù)下通道內(nèi)的溫度標準差和熵產(chǎn)數(shù)，并給出了其相互間的關聯(lián)式，為系統(tǒng)的優(yōu)化提供理論依據(jù)。此外，對熵產(chǎn)的研究表明，對于大空間湍流混合對流過程，由傳熱產(chǎn)生的熵產(chǎn)要遠大于由摩擦阻力產(chǎn)生的熵產(chǎn)（數(shù)量級相差104以上），因此后者是可以忽略的。
　　進而，設計了基于反向混合對流傳熱的大型航天器熱循環(huán)試驗系統(tǒng)循環(huán)流程。針對實際系統(tǒng)固體壁面結(jié)構(gòu)的復雜性，確定了基于固體導熱零維參數(shù)模

6、型和混合對流傳熱關聯(lián)式相互迭代的運行參數(shù)確定方法。此外，提出了一種從目標溫度出發(fā)，基于熵產(chǎn)最小化（EGM）和溫度均勻度最佳化（TDM）的運行參數(shù)優(yōu)化方法。另一方面，在實際大型航天器熱循環(huán)試驗系統(tǒng)中進行運行實驗。實驗證明了所設計的系統(tǒng)在優(yōu)化運行參數(shù)下的溫度均勻度能滿足航天器熱循環(huán)試驗的要求。通過與數(shù)值模擬結(jié)果的對比表明，本文所采用的基于?；瘜嶒災Ｐ痛_定的湍流混合對流模擬方法以及采用的簡化邊界條件能滿足實際大型熱循環(huán)試驗系統(tǒng)溫度場優(yōu)化的要求