文档介绍：博士学位论文中国科学技术大学随机近似热模型修正方法及相变;热控关键问题研究⋯⋯~⋯⋯~⋯⋯⋯⋯⋯~—⋯~⋯⋯⋯,⋯⋯~弧籣一~⋯⋯⋯⋯~⋯⋯⋯一⋯—⋯一灰弧弧ā作者姓名:学科专业:刘娜导师姓名:完成时间:工程热物理陈则韶教授程文龙副教授二。一二年五月四日●⋯一~⋯⋯簪簟ā虎鰑,“⋯⋯~⋯⋯⋯一⋯⋯⋯~”⋯⋯~~⋯一⋯⋯⋯一⋯⋯⋯~⋯⋯⋯⋯~⋯一’一●
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导师签名:—弛作者签名:三寸壮签字日期:≯笸签字日期:冱竺堕蘝签字日期:腥:笸中国科学技术大学学位论文原创性声明中国科学技术大学学位论文授权使用声明留公开口保密本人声明所呈交的学位论文,是本人在导师指导下进行研究工作所取得的成果。除已特别加以标注和致谢的地方外,论文中不包含任何他人己经发表或撰写过的研究成果。与我一同工作的同志对本研究所做的贡献均已在论文中作作为申请学位的条件之一,学位论文著作权拥有者授权中国科学技术大学拥有学位论文的部分使用权,即:学校有权按有关规定向国家有关部门或机构送交论文的复印件和电子版,允许论文被查阅和借阅,可以将学位论文编入有关数据库进行检索,可以采用影印、缩印或扫描等复制手段保存、汇编学位论文。本人提交的电子文档的内容和纸质论文的内容相一致。保密的学位论文在解密后也遵守此规定。了明确的说明。作者签名:年
摘要析模型某些输入参数的不确定性,往往需要对航天器热模型进行修正,以使热型修正;进一步研究发现,即使采用混合算法,也不能保证所有参数的修正精热控系统是保证航天器正常工作的重要组成部分。航天器未来任务的发展推动了热控技术的进步,对热控系统的设计提出了新的要求。航天器热分析计算是实现航天器热控设计的必要手段。由于航天器内部换热的复杂性以及热分分析计算能够较准确地对航天器的运行特性和热设计水平进行评估。目前传统的热模型修正方法所面临的主要问题在于:过分依赖修正者的主观经验,修正效率与修正精度越来越难以满足航天器任务发展的需求,以及难以与现有热分析软件同步。因此,研究新的热模型修正方法对提高航天器的热设计水平具有重要意义。同时,作为航天器热控技术之一的相变热控技术虽然具有没有能耗、储能密度大、相变时温度近似恒定和经济性高等优点,但也存在热控相变材料封装困难、易发生泄露和热导率低等问题,因此,为了更好地利用相变材料实现热控,有必要对新型热控相变材料及其热性能进行研究。本文工作重点在于从理论和实践方面研究新的热模型修正和热故障评估方法,解决现有热控相变材料所面临问题,探讨新型热控相变材料的实施方案。首先,本文建立了采用蒙特卡洛随机近似方法结合优化算法的航天器热模型修正方法,并提出采用分层修正来提高热模型的修正精度。研究发现单纯的随机近似方法或局部优化算法都不能满足航天器热模型修正的需要,故本文建立了基于蒙特卡洛随机近似方法并结合优化算法的混合算法来进行航天器热模度,有些参数误差比较大,因此,本文提出通过随机近似多参数敏感性分析的方法对不确定参数对热控的影响程度进行定量分析,发现了多参数同时修正不能保证所有参数修正精度的原因。在此基础上,提出采用参数分层修正来提高修正精度的方法,即先修正对设备温度影响较大、与设备温度相关性较高的全局关键参数,在此基础上再进一步修正局部关键参数,然后再对其它参数进行修正。针对一虚拟卫星的热模型修正结果表明,采用分层修正时,热模型修正的精度远高于常规修正方法。进而针对某一地面试验状态下的模拟热控星,采用稳态工况氖匝槭萁腥饶P托拚⒗盟蔡た龊臀忍た的试验结果来验证修正后的热模型的准确性:修正后的热模型计算温度与试验温度较为吻合,计算温度与试验温度的偏差全部在土嬉阅凇7治霰砻鳎疚乃立的航天器热模型修正方法克服了传统修正方法完全依赖设计经验的缺点,提高了热模型修正的精度和效率,可以很好地满足航天器热模型修正的要求。要摘
度最高,辅助散热面被中强度破坏时的温度升高水平与高强度破坏时相当;非在上述热模型修正方法的基础上,建立了航天器热故障参数评估方法,并对一地面试验模拟热控星的热故障参数进行了评估分析。利用该方法对受到破坏后的航天器热参数进行评估,得出受到不同程度破坏后的表面涂层热光学性质以及材料热物性等参数的分析值和变化规律;将各个工况温度的分析结果与试验结果以及热参数的评估值与试验值进行了对比,以此来验证热参数评估结果的有效性。分析结果表明,通过热故障参数评估方法得到的热参数分析结果能够很好地反映模拟热控星被破坏后的热参数的变化,涂层表面性质计算值与试验测量值吻合良好,最大相对误差小于%,修正后的热模型计算得到的温度结果与试验结果误差较小,计算温度与试验温度的最大偏差为。曜计差最大值为。ヒ陨系纳璞负筒瞻宀獾愕奈露炔罹灾敌∮℃。最后,根据热参数计算结果对模拟热控星在飞行状态