热防护

摘要： 在对热电制冷原理研究的基础上,通过对“人体-降温服-环境”的传热分析,设计了一款基于热电制冷技术的降温服。搭建实验测试平台,通过实验获得了不同工况下受试者的生理参数,对所研制的降温服性能进行了测试。实验结果表明,热电制冷降温服对于在高温环境下的工作人员具有一定的降温效果,有助于减少人员的热诱发疾病,可为热害防护提供支持。

摘要： 针对高超声速飞行器面临的严苛工作环境,近年来利用超临界CO2作为冷却介质对飞行器进行传热保护成为一种很有发展前景的方法,本文结合高超声速飞行器飞行过程中有可能出现的不同迎角,采用了一种基于k-ω SST模型的湍流Prt模型(TWL模型),选择9个特殊角度(0˚ ≤ θ ≤ 180˚),定义流动方向和重力方向相同时倾斜角为0˚,对加热管内超临界CO2的流动传热进行了数值模拟。研究结果表明:相同工况下,流动方向对超临界CO2与壁面间的换热特性影响较大,当倾斜角大于90˚时将伴随传热恶化现象,且随着倾斜角的增大传热恶化现象愈发明显;当倾斜角小于等于90˚时将强化传热,但并非随着角度的减小传热现象持续改善,在30˚时获得最佳的传热表现而非0˚,所以重力是影响超临界CO2传热的重要因素,但并非唯一因素。

摘要： 目的在不同热流条件下,通过调整SiO_(2)气凝胶的孔隙率、涂层厚度等,以满足合适的隔热要求。方法针对中短程飞行器飞行时外壁面承受短时高热流的特点,在分析孔隙率对SiO_(2)气凝胶热导率影响规律的基础上,通过数值仿真研究不同气凝胶孔隙率、气凝胶厚度及热流作用下的温度响应。结果得到了不同条件下满足隔热要求的气凝胶最小厚度,以及气凝胶表面的最高温度。高温情况下,气凝胶孔隙率为96%时,有效热导率最低,孔隙率超过96%时,隔热性能变差。结论当飞行器内壁面温度满足要求时,增大气凝胶的孔隙率,则需要减小气凝胶的厚度,相应的气凝胶表面温度会升高,但升幅很小。当飞行器外壁面承受长时间大热流时,仅调整气凝胶的厚度和孔隙率不能达到结构的隔热要求。

摘要： 研究轰燃条件下燃烧假人测试系统的开发技术。按照GB/T 23467—2009《用假人评估轰燃条件下服装阻燃性能的测试方法》要求设计,采用6组12支燃烧器同时点燃产生轰燃,120个传感器测量模拟人体表面温度,测算假人二度、三度烧伤面积及总烧伤面积。介绍了供气系统、燃烧器系统、燃烧假人、传感器系统、数据采集系统、测试软件、电控系统及异常处理等子系统的技术要点,用燃烧假人测试系统对芳纶阻燃消防服和纯棉劳保工作服进行了测试对比。结果表明:设计开发的燃烧假人测试系统通过逐级缓冲、逐级降压等技术,配合冗余设计,实现供气系统的闭环控制;利用多线程、并发处理机制实现轰燃瞬间大数据流的处理;融入异常报警、燃气泄漏报警、报警切断气源等安全措施。测试样品芳纶阻燃消防服的二度及三度烧伤面积指标明显优于纯棉劳保工作服。认为:测试系统安全稳定,服装在轰燃条件下的阻燃性能测试结果可以直观反映其在火场环境下的性能。

摘要： 针对消防机器人底盘工作环境不低于300°C的要求,以及对底盘型腔进行多点测温的需求,开发了基于Labview的消防机器人底盘热防护8通道温度采集软硬件系统;实现了基于串口Modbus RTU协议的温度数据采集与传输,系统具有用户注册、串口配置、温度曲线实时显示、超温声光报警、数据显示与保存、历史数据回放、数据表显示与小波降噪等功能;通过该系统对底盘型腔进行了4种工况的热防护温度检测试验,验证了系统的可靠性;此外,针对温度曲线中出现的噪声干扰,引入了小波分析,采用Labview与Matlab混合编程方法,通过小波阈值滤波算法对采集到的数据进行了降噪处理,并与各通道温度原始数据进行了对比,达到了较好的滤波效果;该系统可视化效果好,数据采集实时且准确,对工业现场多点温度的实时检测具有借鉴意义。

摘要： 为了缓解重型汽车因热源产生的高温对行车安全的影响,保证布置在热场区域的零部件在安全温度范围内工作,文章对重型汽车的热源进行了识别,对热源区域零部件的热伤害进行了测试,并提出了避免热伤害的方法。文章以热场分析为基础,通过试验验证识别出影响热伤害的主要因素和特征。同时借助仿真分析工具对热场进行分析,并设计优化以避免整车热伤害的发生,对重型汽车在设计开发过程中零部件的热防护具有一定的指导作用。

摘要： 针对发射车热发射时支腿活塞杆存在表面烧蚀、变形的恶劣工况,该文采用一种金属螺旋钢带对活塞杆进行热防护,对其进行了防卡滞设计,并开展了可靠性试验和扬沙试验,最后通过装车进行发射试验验证,证明螺旋钢带能够对支腿活塞杆实现全方位保护,具有一定的工程应用价值。

摘要： 作为一种主动冷却方式,逆向喷流结构对高超声速飞行器的热防护具有显著效果。为了对头锥逆喷的防热特性进行准确预测,采用流热耦合方法,对6马赫下的头锥逆喷结构的流动和传热进行数值研究。通过数值计算和实验对比,验证了湍流模型和流热耦合算法的准确性,获得了不同逆喷总压比下的流动特性,并且对不同逆喷总压比对流动和传热的影响进行了分析。此外,讨论了攻角和固体材料对结构防热的效果影响。研究结果表明:逆喷总压比的提高使得气动加热降低,并且固体结构内的温度分布更加均匀;随着攻角的增大,经过60 s的热考核计算,结构内温差显著增大,导致逆喷冷空气进一步流向背风面,强化了背风面上的头部冷却效果;对于IN718和C-103两种不同材料,在头部冷气流回流区和再压缩激波影响显著的区域,气动加热的差异可以忽略,而采用C-103作为结构材料时结构内的温度分布更加均匀。

摘要： 针对直升机发动机舱复合材料整流罩存在高温焦化的问题,该文从明确整流罩的结构形式出发,阐述了热防护技术的有关内容,分析了发动机舱热能的传递过程,构建了发动机舱简要的热能传递物理模型和复合材料整流罩热能传递的数学模型,并结合热防护技术的应用对其发展趋势进行展望,以期为整流罩焦化分层问题的处理方案提供一些参考。

摘要： 我国航天事业的不断发展对航天器热防护材料提出了更高的要求,气凝胶作为一种纳米网络多孔材料,因其纳米尺度效应,具有超级隔热性能,是近年来超级隔热材料研究的热点和前沿。本文以航天热防护应用为背景,综述了气凝胶隔热材料近十年来的研究进展,包括无机氧化物气凝胶、有机气凝胶、炭气凝胶、碳化物气凝胶隔热材料等,以及其制备方法、隔热性能和热防护应用现状,结合当前航天领域需求和气凝胶隔热材料研究的难点问题,提出气凝胶隔热材料的未来发展方向。

摘要： 乘波体构型是克服高超声速升阻比"屏障"的有效途径.如何维持气动力和气动热的平衡,解决获得高升阻比所需的尖前缘和气动热防护要求的钝化前缘的矛盾,一直是相关领域重点关注的问题.本文以基于乘波飞行器长时间巡航飞行为背景,对其关键前缘的热防护与热能利用进行方案研究.在前缘钝化的基础上,采用主动热防护方案,通过冷却通道内工质循环将气动热严重区域的热带走,高温工质通过涡轮膨胀做功,将吸收的气动热转变为涡轮的输出功,驱动发电机发电或另作他用.合理设计各项参数,选取合适工质,以水为例对循环过程进行理论分析和计算,在入口压力6MPa,入口温度873.15K,出口压力10KPa,流量0.255Kg/s时,循环热效率为36.2％,气动热吸收率为33.95％. 研究表明，实际改进的郎肯循环热效率一般不超过40％。但本文研究的热能利用方案背景不同，飞行器状态参数有诸多限制，要想吸收尽可能多的热，提高做功能力的同时，保证较高的循环热效率，应考虑提高入口参数，即涡轮入口压力和温度，在材料热力性能和强度性能允许范围内，尽量保持较高的和。而气动热吸收率还较低，热防护效果不够明显，需要进行参数设计优化，不断提高气动热吸收率，使涡轮输出更多的有用功。

摘要： 在国防科学技术快速发展的今天,冲压发动机正在发挥着它的重要作用,在导弹与空天飞行器的工作包线不断扩大,飞行高度越来越高的情况下,作为动力装置的液体冲压发动机工作范围也相应扩宽,几何尺寸固定不变的尾喷管已经不能满足发动机高性能的要求,因此对尾喷管提出了调节技术要求.可调尾喷管作为冲压发动机的重要部件,有多项关键技术需要解决,由于它处于发动机的后端,处于温度较高的环境内,因此它的冷却与热防护技术在各项关键技术中具有重要的地位. 文中简要阐述了其冷却与热防护的重要性，并简要介绍了几种冷却与热防护方法，主要有主动冷却方法、被动热防护方法、热障涂层方法、复合热防护方法，它们各自有不同的特点和适用条件，选用时要视具体情况而定。

摘要： 随着高超声速飞行器的快速发展,飞行器及发动机所面临的热防护压力越来越大.传统的被动热防护系统已很难满足设计要求,因此主动冷却热防护系统受到了越来越多的关注. 主动冷却热防护系统因为管道密布、结构复杂,传统的分析方法需要花费大量的精力和时间来建模和计算分析.本文针对管道阵列排布的主动冷却系统,提出了集成单元边界元算法,仅需针对一个含冷却通道的胞元结构建立边界元集成单元,组集系数矩阵;采用子结构消去法逐步消去集成单元间的公共边界变量,最终得到只含最外部边界变量的纯边界元系数矩阵.由于集成单元的系数矩阵只需形成一次,且最终方程只含边界节点未知量,计算效率显著提高.最后,用超然冲压发动机主动冷却燃烧室算例验证了本文算法的正确性及计算效率.

摘要： 随着先进民机发动机增压比的提高,燃烧室进口温度越来越高.同时燃油作为冷源冷却飞机的电子、座舱、液压、滑油等装置的作用增强,燃油自身温度也随之升高.过高的燃油温度最终会导致燃油结焦沉积,严重影响发动机正常运作.本文对燃油结焦机理及预防结焦措施进行研究,针对某型先进民机发动机燃烧室供油系统进行热防护设计和探讨.

摘要： 为了降低燃烧室进气温度对喷油杆内燃油温度的影响,采用试验的方法,针对所设计的高温升燃烧室喷油杆装置进行热防护试验特性研究,分别研究了燃烧室进气温度、进气速度及燃油供油压力等气动参数和不同的喷油杆布置方式、不同的隔热屏方案及不同的油道尺寸等结构参数对燃油温度的影响,研究结果表明随着进气温度的降低、进气速度的降低、供油压力的提高以及油道尺寸的减小,都有利于降低燃油温升;采取隔热屏方案二,燃油温升最小;喷油杆采取横向布置方案时,燃油温升最小.

摘要： 发展航天，动力先行。液体火箭发动机作为航天动力装置主要的动力来源，对人类载人航天事业的发展、登陆月球的实现和深空探测任务的完成等具有重大意义。液氧/气甲烷针栓式发动机具有结构简单、无毒、高比冲、燃烧稳定和推力调节范围大等优点,具有广阔的应用前景.而针栓喷注器的雾化特性一直是影响发动机性能的关键因素,本文利用数值仿真的方法,在流体域内模拟出类似发动机燃烧室内高温高压的环境,在这种环境下液氧和气甲烷经过针栓喷注器喷入流体域内,从而观察针栓喷注器的雾化特性.通过改变液氧和气甲烷之间的撞击角度、动量比和针栓喷注器的开度,来观察这些参数对雾化锥角、索泰尔平均直径等雾化参数的影响.结果表明,撞击角度和动量比对喷注器的雾化锥角有直接影响,撞击角度越小雾化锥角越小,动量比越大雾化锥角越小;针栓的开度越小液氧的索泰尔平均直径越小.这些雾化参数会对发动机的燃烧效率和热防护等产生影响,通过本文的研究可以为液氧/气甲烷针栓式发动机的设计提供一定的理论依据.

摘要： 高超声速溢流冷却是一种新型的飞行器热防护方法,在高热流区布置溢流孔,冷却液以溢流方式流出后通过飞行器表面摩阻作用展布为液膜,形成热缓冲层降低飞行器表面热流.目前,溢流冷却技术还处于探索阶段,还需开展大量的实验验证和机理研究工作.本文采用热流测量、液膜厚度测量及液膜流动特性观测技术,搭建了完善的溢流冷却风洞实验平台,验证了溢流冷却应用于高超声速飞行器热防护的可行性,并对高超声速条件下液膜流动特性进行了初步分析.

摘要： 材料是人类生活必不可少的物质基础,现代社会的发展对材料特殊性能的需求层出不穷.光子晶体是一类具有周期性排列结构的新型材料.与传统材料相比,光子晶体能够赋予原材料所不具备的光学性能,最具有代表性的是对特定波段的光具有高反射率.本文从构建光子晶体的微球合成,蛋白石结构光子晶体和反蛋白石结构光子晶体的制备及光谱性能研究开始;然后介绍下光子晶体在热防护和智能窗方面的应用,最后通过以上的研究表明光子晶体能够通过对不同波段光的调控,进而对热进行有效的调节.

摘要： 内置于RBCC流道内的一次火箭喷管因内外壁面均受高温气流冲刷而热环境较为恶劣.本文采用Standard k-e湍流模型对RBCC一次火箭喷管的水冷热防护进行数值研究.冷却结构设计为内外双冷却通道分别对内外壁面进行冷却.通过数值模拟探究壁面材料以冷却水流量分配对一次火箭喷管水冷效果的影响.结果分析认为:其一,喷管喉部必须采用铜合金等高导热系数材料;其二,冷却水流量的80％需用来冷却喷管内壁面以防止喉部烧毁;其三,增大喉部冷却水流量可以有效防止沸腾现象.

摘要： 本文从冷却流道设计方法、冷却流道内煤油的流动与传热特性、积碳结焦特性及结焦抑制技术三方面介绍了本课题组超燃冲压发动机煤油再生冷却技术的相关研究进展.论述了定壁温、定流阻、分区热流匹配三种流道设计方法;阐述了煤油在亚临界压力、临界压力以及超临界压力下流型的差异,分析了煤油在超临界压力下的传热特性;提出了一种新的基于疏水表面结构抑制结焦的技术.

摘要： 本发明属于声疲劳试验领域，具体涉及一种用于多场耦合试验测量系统的热声防护装置及热声防护方法。本发明提供一种用于多场耦合试验测量系统的热声防护装置，能够降低或消除强噪声、强振动、高温环境对测量系统造成的干扰，确保多场环境下测量设备的安全及正常工作。

摘要： 本发明公开了一种柔性热防护涂料、乙丙橡胶用柔性热防护涂层及其制备方法，属于防热涂层技术领域，室温硫化的硅橡胶可在‑65～250°C温度范围内长期保持弹性，而含氢硅油在低温下可交联成膜，常常用作柔顺剂，两者在催化剂作用下，硅橡胶中羟基与含氢硅油的活泼硅氢键反应，形成的交联体系具有非常好的柔性。甲基含氢硅油和室温硫化硅橡胶配合使用可改善单一硅橡胶涂层的柔韧性，再通过调节交联剂和催化剂的比例，涂层在柔韧性方面性能突出，能够很好的适应乙丙橡胶的表面。

摘要： 本发明涉及一种热防护组件及热防护系统，其中热防护组件，包括盖板(111)，以及设置于所述盖板(111)上的盖板支承(112)，以及与所述盖板支承(112)相连接的隔热结构(113)；所述盖板(111)为陶瓷基复合材料板，且其远离所述盖板支承(112)的一侧设置有抗氧化涂层。本发明的热防护组件具有可重复使用、结构模块化、质量轻、成本低、易更换的优点，使本发明在高超声速飞行器领域具有广阔的应用前景，满足飞行器同时对于防隔热、轻质、承载和抗冲击性能等方面的严格要求。进一步使本发明的应用范围广适用性更高。

摘要： 本发明公开了一种热防护壁板块，涉及热防护技术领域，热防护壁板块包括通道层，通道层内沿通道层纬度方向设置有若干个并联的整流单元，整流单元为由多个沿通道层经度方向设置的经度通道和多个沿通道层纬度方向设置的纬度通道交叉组成的网格状通道，各整流单元内的经度通道和纬度通道的交叉位置相互连通，在各整流单元底部设置有整流单元进水口，在各整流单元顶部设置有整流单元排气口；本发明还公开了一种板状热防护系统，板状热防护系统包括如上所述的热防护壁板块；本发明还公开了一种环状热防护系统，包括环形壁板和如上所述的热防护壁板块，环形壁板由两个热防护壁板块并联组成，能够实现大面积带曲率的壁板块表面温度的均匀性和稳定性。

摘要： 本发明提供了一种热端部件的热防护涂层制备装置及方法，其通过在基体表面沉积前躯体纤维的形式来形成热防护涂层。使用该装置、方法所制备的热防护涂层具有热防护性能好、寿命长等特点，且实现成本低。

摘要： 本发明提供一种高速靶机热防护装置和热防护方法，包括涵道电机、电调、PWM接收机、PWM生成器、电池、导线和石棉网，所述涵道电机包括涵道电机一、涵道电机二、涵道电机三和涵道电机四，所述电调包括电调一、电调二、电调三和电调四，该高速靶机热防护装置和热防护方法设计合理，能够解决现有技术中高速靶机舵机安装处热量高，不容易冷却，自然散热性能不匹配，危机飞行安全的技术问题。

摘要： 本发明公开了一种柔性热防护涂料、乙丙橡胶用柔性热防护涂层及其制备方法，属于防热涂层技术领域，室温硫化的硅橡胶可在‑65～250°C温度范围内长期保持弹性，而含氢硅油在低温下可交联成膜，常常用作柔顺剂，两者在催化剂作用下，硅橡胶中羟基与含氢硅油的活泼硅氢键反应，形成的交联体系具有非常好的柔性。甲基含氢硅油和室温硫化硅橡胶配合使用可改善单一硅橡胶涂层的柔韧性，再通过调节交联剂和催化剂的比例，涂层在柔韧性方面性能突出，能够很好的适应乙丙橡胶的表面。

摘要： 本申请公开了一种热防护层及电动汽车电池用热防护结构，热防护层包括：硅基陶瓷微纳米纤维气凝胶毡和包覆在所述硅基陶瓷微纳米纤维气凝胶毡表层的碳纤维布，其中，包覆开口处通过碳纤维线或玻璃纤维线缝合连接。热防护层设置于各电芯之间、各电池模组之间或设置于电芯和电池模组之间、电池仓和其他空间仓之间。本申请的热防护层，利用碳纤维布包覆微纳米纤维硅基陶瓷气凝胶毡，无需粘结剂胶黏，能避免气凝胶复合材料毡掉粉问题，既能为电芯散热，又能防止电芯急剧热扩散影响到其他电芯，具有良好的隔热能力和稳定性。

摘要： 本实用新型涉及热防护技术领域，具体涉及一种热防护结构及应用热防护结构的设备。热防护结构包括：隔热层，贴设于待隔热设备的外侧，隔热层采用泡沫材料；防热层，贴设于隔热层的外侧，防热层采用耐烧蚀材料。通过在待隔热设备外贴设隔热层，并在隔热层的外侧贴设防热层，能够在外界环境对待隔热设备传热时，防热层能够首先起到防热作用，再经隔热层的隔热作用，以保证待隔热设备内介质的低温环境，由于将防热层设置为耐烧蚀材料，能够使得热防护结构起到较好的防热作用，进而使得内部的隔热层设置为常用的泡沫材料，即可满足隔热的需求，且由于防热层设置为耐烧蚀材料，使得热防护结构能够重复使用，可适用于重复使用火箭的低温推进剂贮箱。

摘要： 本实用新型涉及运载火箭热防护领域，具体提供了一种火箭底部热防护面板和液体火箭底部热防护系统。火箭底部热防护面板，设于火箭底部，包括：内壁板，位于靠近待防护物的一侧；外壁板，位于靠近高温环境的一侧，内壁板和外壁板之间填充有导热介质，导热介质用于与外壁板换热；和冷却管路，设于内壁板和外壁板之间，且冷却管路外部由导热介质包裹，其内部具有流通的冷却介质，用于与导热介质换热。本实用新型的热防护结构采用主动冷却，热防护效果相较传统被动式防护更好，且利用高效导热和主动冷却的结合提高换热效率，以较少管路实现热防护结构的高效冷却。