高速飞行器燃油热管理系统飞行热航时

目前高速飞行器机载热负荷呈指数上升趋势，而由于气动加热作用，机身温度随航时增长也持续上升，这两者严重限制了高速飞行器的续航时间和电子设备的使用时长。燃油作为飞行器所必须携带的大比热容液体工质，是机载热沉的优选。燃油热沉利用会受气动加热、耗油量、飞行时长的综合影响。本文以机载燃油热沉为核心，研究高速飞行器燃油热管理系统参数设计对飞行热航时的影响。建立了燃油-消耗性冷却剂热利用系统的动态特性方程，并提出热航时的概念以衡量热负荷作用下燃油不发生超温的飞行时长，详细讨论了上述各影响因素与热利用系统参数对热航时的影响。上述研究可为高速飞行器热管理系统设计选型提供参考。     

载人航天器环热控一体化仿真分析

采用系统建模及仿真方法搭建了一种典型载人航天器环热控一体化系统模型，分析了系统的性能。针对3人7天载人飞行工况开展了仿真分析，结果表明，经过合理设计，该系统可将舱内温湿度、压力、氧分压等参数控制在航天医学指标要求范围内。环热控系统仿真结果较好地预测了系统工作过程，显示了主要参数的变化情况，结果合理，验证了仿真方法、系统仿真模型的正确性。通过控制流体回路外回路旁通阀门开度，可准确控制外回路控温点温度，保证舱内温湿度在合理范围之内。此外，外回路控温点的设定会对环热控系统状态带来影响，通过合理设计外回路控温点，可保证舱内温湿度满足航天医学指标要求。     

航天器舱内环境下非金属增材制造热效应分析

针对未来空间站后续运营与维护发展中对无人自主非金属增材制造技术的应用需求，对空间舱内环境下增材制造过程中的热环境进行了分析，对增材制造装置建模，多热源空间分布与产热特性分析，局部保温及整体强化对流设计热扩散效应与温度场仿真，并对增材制造装置的热控措施开展了试验验证。分析表明：密闭装置功耗72～96 W，在初始温度为20℃条件下装置壁面温度维持在29℃左右，与环境之间的散热效率可达21.6 W·m^-2，满足空间增材制造的温度要求，满足装置的温度稳定性与可靠性，为我国空间在轨试验验证给予了一定的理论指导，也为未来舱外环境下的热控设计提供新的思路与方案。     

高速飞行器机载综合热管理系统设计与优化

先进的高速飞行器面临着气动加热与大功率电子设备发热的双重热负荷，使得机载热沉与能量需求呈指数上升趋势，进而导致发动机性能下降、耗油量增加，严重制约着飞行器的功能和性能提升。机载热管理系统的优化设计，旨在提升系统制冷和供电性能的同时减小发动机性能损失。以Mach数Ma=1~4.4的大热负载高速飞行器为背景，针对三种机载综合热管理系统，开展适应飞行任务的系统优化设计，实现燃油热沉、外涵道引气热沉、冲压空气引气、发动机引气与飞行任务的最优匹配。研究过程采用等效质量方法，将各系统质量、能耗、气源消耗等成本统一等效为燃油代偿损失，并作为目标函数，对多种工况进行优化设计。研究结果表明：在Ma≤2时，采用外涵道空气热沉模式更为合适，但随飞行速度的进一步提高，其制冷循环压比显著上升制冷效率降低，燃油代偿损失急剧上升；基于燃油热沉的综合热管理模式更适用于Ma=2~4.5的飞行任务，其制冷循环功耗和能耗在各飞行工况下性能表现较为稳定，燃油代偿损失仅因飞行速度增大而增大；与发动机引气相比，冲压空气引气更适合Mach数较高的飞行任务规划。因此，对于巡航Ma≤2的飞行器，搭载“外涵道引气热沉+发动机引气”的机载综合热管理系统，发动机性能损失更低；对于巡航Ma=2~4.5的飞行器，搭载“燃油热沉+可切换发动机引气/冲压空气引气”的机载综合热管理系统，发动机性能最优。