摘要：二氧化碳动力循环在高效利用内燃机多股余热方面具有很大潜力,基于换热器分流的设计能够显著改善内燃机排气的利用情况。但是,当前研究仍缺少完善的热匹配性及参数分析,来综合权衡基于换热器的分流设计思路带来的热力学性能改变。因此,本文以热源理想匹配过程定义等效比定压热容物性作为出发点,阐述分流设计对于温度匹配机制的影响。结果发现了理想比热具有独特的双峰特性,而分流设计能够有效匹配双峰特性,显著改善外部热源利用率和内部热匹配性,继而提高系统净输出功。

摘要：针对防热层与天线盖板的热匹配及烧蚀匹配开展研究,通过有限元方法,分析了尺寸效应对于天线盖板热匹配的影响,同时结合电弧风洞实验验证了防热层与天线盖板在高温下的烧蚀匹配行为。研究结果表明,按照实验件尺寸20 mm×20 mm,在实验环境条件下,防热层最大热应力为2.98 MPa,小于低密度石英酚醛复合材料在高温下的拉伸强度,不存在热匹配风险。当天线盖板尺寸大于60 mm时,防热层局部接触应力约为5.3 MPa,大于防热层在高温下的抗拉强度,天线盖板与周边防热层保证0.3 mm安装间隙,天线盖板在高温下的最大膨胀量为0.03~0.04 mm,远小于间隙值,因此不存在热匹配风险。天线盖板在与防热层烧蚀过程中,由于耐温较高,在高温下基本无烧蚀,低密度石英酚醛防热层烧蚀量约为1.1 mm,因此在后续防热设计中可在天线盖板前缘处预留台阶,以减小高温下的烧蚀不匹配风险。

摘要：选用6种干工质,在相同低温热源参数下,确定有机工质向心透平设计工况,采用筛选法对透平进行设计参数优选及热力设计,并分析不同工质透平的热力设计方案与热源的匹配性。在参数选取阶段,应结合工质物性避免加速因子过大,有机工质向心透平较为适用的设计参数选择区域与文献推荐的有所不同;由计算结果可知,采用R600a设计的透平相对内效率居中,但系统热效率最高,为9.96%,内功率最大,为80.69 k W,采用R123的系统热效率为8.44%,内功率最低,为68.54 k W;采用R600a和R600工质透平的系统热效率和内功率较高,几何尺寸相对较小,与给定热源条件具有较好的匹配性。

摘要：高超声速飞行中飞行器表面气动加热量是飞行器热防护系统最为关键的设计输入,在理论计算与地面模拟的有限近似条件下,通过飞行试验实时获取真实环境下飞行器表面的气动加热量,并在此基础上完成对计算模型与地面试验的验证与改进具有重要意义。详细列举了20世纪50年代以来,国外具有代表性的飞行试验与测热方案。以"内置式"与"嵌入式"作为测热技术的分类特征,介绍了各类测试设备及相应的飞行试验结果。着重分析了"热匹配性"与"结构匹配性"作为关键因素对飞行测热技术的影响,通过飞行试验实例介绍了该问题的解决方法及工程经验。归纳了飞行测热技术发展的共性、特点与未来趋势,并结合当前我国发展现状,对该领域未来研究提出建议。

摘要：大口径大温差环境下的长条形反射镜沿用传统支撑方案难以满足高结构刚度和高热稳定性,而由于其结构的不对称性,一些广泛用于圆形主反射镜中的支撑方式又难以展开,针对该问题本文提出了一种球铰bipod热稳定结构有效提高了反射镜在自重和热载荷作用下的面形精度。文中对该结构的模态进行了理论分析并得出了解析解,对支撑结构的优化布置以提高组件的刚度起到有效的预测与指导作用。通过结构参数与支撑结构布置的优化,很好的满足了该长条形反射镜组件的高刚度、高热稳定性要求。

摘要：从大功率半导体激光器可靠性封装和应用考虑,利用商用有限元软件Abaqus与CFdesign对微通道热沉材料、结构进行优化设计,结合相应的制造工艺流程制备实用化复合型微通道热沉。微通道热沉尺寸为27 mm×10.8 mm×1.5 mm,并利用大功率半导体激光阵列器件对所制备热沉进行散热能力、封装产生的"微笑效应"进行了测试,复合微通道热沉热阻约0.3 K/W,"微笑"值远小于无氧铜微通道封装线阵列,可以控制在1μm以下。复合型微通道热沉能满足半导体激光阵列器件高功率集成输出的散热需求与硬焊料封装的可靠性要求。

摘要：利用200 MW高温燃气流风洞,开展1∶1全尺寸舱段模型热结构/热匹配试验.围绕风洞试验状态调节、介质影响热流设计评估、多台阶长时间热流校测等技术问题,开展高温燃气流风洞舱段类模型试验设计方法研究.引入新的燃气流风洞试验状态调节方法和考虑燃气介质差异的等效冷壁热流修正方法,并通过长时间变工况表面热流测试方法的建立,实现了多工况同步流场校测.试验设计方法有效应用于全尺寸舱段模型热结构/热匹配试验研究中.经试验验证,所建立的长时间大功率燃气流风洞试验设计方法有效可行,实现了全尺寸舱段飞行热环境的有效模拟.

摘要：以ＣＩＣ多层印制板为主线研究印制板的热设计、热匹配的途径，以满足印制板上功率元器件的散热、热匹配及电磁屏蔽等要求。