空間低溫制冷技術(shù)

1 緒論
1.1 高超聲速飛行器防御系統(tǒng)的發(fā)展及現(xiàn)狀
1.1.1 國家高超聲速飛行器防御系統(tǒng)（NMD）的組成及其技術(shù)依托
1.1.2 戰(zhàn)區(qū)高超聲速飛行器防御系統(tǒng)（TMD）的組成及其技術(shù)依托
1.1.3 動(dòng)能攔截彈的發(fā)展與現(xiàn)狀
1.1.4 俄羅斯國家反高超聲速飛行器防御系統(tǒng)
1.2 高超聲速飛行器技術(shù)的發(fā)展及現(xiàn)狀
1.2.1 美國高超聲速飛行器技術(shù)
1.2.2 俄羅斯高超聲速飛行器技術(shù)
1.2.3 其他國家高超聲速飛行器技術(shù)
1.2.4 中國高超聲速飛行器技術(shù)的發(fā)展及現(xiàn)狀
1.3 高超聲速飛行器空間隱身飛行技術(shù)方法
1.3.1 高超聲速飛行器隱身技術(shù)特性
1.3.2 高超聲速飛行器紅外隱身飛行技術(shù)
1.4 高超聲速飛行器低溫冷屏蔽系統(tǒng)的研究現(xiàn)狀
1.4.1 國外研究現(xiàn)狀
1.4.2 國內(nèi)研究現(xiàn)狀
1.5 主要研究內(nèi)容及意義
2 高超聲速飛行器紅外隱身技術(shù)方案
2.1 研究內(nèi)容
2.1.1 紅外低溫冷屏蔽系統(tǒng)冷蒸氣排放控制研究
2.1.2 紅外低溫冷屏蔽系統(tǒng)空間低溫流體運(yùn)動(dòng)狀態(tài)研究
2.1.3 紅外低溫冷屏蔽系統(tǒng)分層蓄液制冷過程研究
2.1.4 紅外低溫冷屏蔽系統(tǒng)飽和蒸氣出口擴(kuò)壓分流技術(shù)研究
2.1.5 紅外低溫冷屏蔽系統(tǒng)近三相點(diǎn)制冷過程研究
2.2 研究目標(biāo)
2.3 輸入條件
2.4 系統(tǒng)模型初步方案
2.4.1 基本原理
2.4.2 基本物理模型
2.4.3 空間制冷過程分析
2.5 空間紅外低溫冷屏蔽系統(tǒng)模型
2.5.1 冷屏基本結(jié)構(gòu)模型
2.5.2 主要構(gòu)件物理參數(shù)計(jì)算
3 高超聲速飛行器冷屏蔽系統(tǒng)低溫吸附特性研究
3.1 可用于低溫吸附的毛細(xì)材料分類
3.1.1 低溫吸附實(shí)驗(yàn)用毛細(xì)材料
3.1.2 毛細(xì)材料內(nèi)部孔隙結(jié)構(gòu)
3.2 毛細(xì)材料低溫吸附特性
3.2.1 低溫流體毛細(xì)滲流基本概念
3.2.2 立方結(jié)構(gòu)毛細(xì)吸附提升模型分析
3.3 毛細(xì)材料中流體流動(dòng)控制方程
3.3.1 單相滲流過程
3.3.2 兩相滲流過程
3.3.3 通用控制方程的離散
3.4 毛細(xì)材料中低溫流體流場數(shù)值模擬
3.5 毛細(xì)材料對(duì)低溫流體物理性能影響實(shí)驗(yàn)研究
3.5.1 真空度變化時(shí)液氮飽和溫度變化規(guī)律
3.5.2 真空度變化時(shí)液氮穩(wěn)定性實(shí)驗(yàn)研究
3.5.3 真空度變化時(shí)毛細(xì)材料內(nèi)帶絕熱過熱沸騰實(shí)驗(yàn)
3.5.4 真空度變化時(shí)毛細(xì)材料內(nèi)無絕熱過熱沸騰實(shí)驗(yàn)
3.6 毛細(xì)材料吸附提升液氮實(shí)驗(yàn)過程
3.6.1 實(shí)驗(yàn)方法及裝置
3.6.2 實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)整理及分析
3.6.3 毛細(xì)材料吸附提升液氮高度
3.7 本章小結(jié)
4 冷屏蔽系統(tǒng)單元模型數(shù)值模擬及實(shí)驗(yàn)研究
4.1 單元模型對(duì)象的選取
4.2 單元模型傳熱數(shù)值模擬
4.3 單元模型表面溫度及熱流分布規(guī)律
4.3.1 蓄液高度變化時(shí)表面溫度及熱流分布
4.3.2 系統(tǒng)壓力變化時(shí)表面溫度及熱流分布
4.3.3 聯(lián)結(jié)冷卻管路時(shí)表面溫度及熱流分布
4.3.4 輻射強(qiáng)度變化時(shí)表面溫度及熱流分布
4.3.5 冷屏蔽系統(tǒng)底部表面溫度及熱流分布
4.4 單元模型流場數(shù)值模擬
4.4.1 單元模型內(nèi)無填充材料
4.4.2 單元模型內(nèi)填充毛細(xì)材料
4.5 單元模型表面溫度分布實(shí)驗(yàn)
4.6 本章小結(jié)
5 高超聲速飛行器冷屏蔽系統(tǒng)數(shù)學(xué)模型及數(shù)值模擬
5.1 紅外低溫冷屏蔽系統(tǒng)物理模型簡化
5.2 系統(tǒng)數(shù)學(xué)模型基本形式
5.2.1 蒸氣出口管路局部參數(shù)關(guān)系式
5.2.2 絕熱起動(dòng)過程中系統(tǒng)壓力與時(shí)間對(duì)應(yīng)關(guān)系式
5.2.3 絕熱起動(dòng)過程中空間環(huán)境壓力與時(shí)間對(duì)應(yīng)關(guān)系式
5.2.4 中段飛行過程中系統(tǒng)內(nèi)部流量關(guān)系式
5.3 風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)的數(shù)值模擬
5.3.1 穿越大氣層時(shí)彈頭表面流場數(shù)值模擬
5.3.2 穿越大氣層時(shí)排氣管路流場數(shù)值模擬
5.4 系統(tǒng)模型內(nèi)部流場數(shù)值模擬
5.4.1 空間雙進(jìn)口加注系統(tǒng)模型流場數(shù)值模擬
5.4.2 中段飛行過程中系統(tǒng)模型流場數(shù)值模擬
5.4.3 2000型無底通用系統(tǒng)模型流場數(shù)值模擬
5.4.4 控制節(jié)流效應(yīng)出口截面與系統(tǒng)壓力對(duì)應(yīng)關(guān)系
5.5 系統(tǒng)模型節(jié)流減壓制冷過程
5.5.1 節(jié)流制冷過程分析
5.5.2 雙壓閥模型及其流場數(shù)值模擬
5.5.3 雙壓控制減壓閥實(shí)驗(yàn)研究
5.6 本章小結(jié)
6 高超聲速飛行器冷屏蔽系統(tǒng)實(shí)驗(yàn)研究
6.1 真空實(shí)驗(yàn)裝置
6.2 靜態(tài)實(shí)驗(yàn)研究
6.2.1 控制系統(tǒng)壓力35.0kPa時(shí)表面溫度分布
6.2.2 控制系統(tǒng)壓力12.5 kPa時(shí)表面溫度分布
6.3 動(dòng)態(tài)實(shí)驗(yàn)研究
6.3.1 垂直旋轉(zhuǎn)時(shí)表面溫度分布
6.3.2 水平旋轉(zhuǎn)時(shí)表面溫度分布
6.4 大氣環(huán)境中系統(tǒng)模型靜態(tài)實(shí)驗(yàn)表面溫度分布
6.5 地面實(shí)驗(yàn)過程與空間運(yùn)行過程的差異
6.6 本章小結(jié)
7 高超聲速飛行器低溫紅外隱身關(guān)鍵技術(shù)方法
7.1 紅外低溫冷屏蔽系統(tǒng)冷蒸氣排放控制技術(shù)
7.2 紅外低溫冷屏蔽系統(tǒng)毛細(xì)材料低溫吸附提升技術(shù)
7.3 紅外低溫冷屏蔽系統(tǒng)分層蓄液制冷技術(shù)
7.4 紅外低溫冷屏蔽系統(tǒng)飽和蒸氣一次擴(kuò)壓分流技術(shù)
7.5 紅外低溫冷屏蔽系統(tǒng)過熱蒸氣二次擴(kuò)壓分流技術(shù)
7.6 紅外低溫冷屏蔽系統(tǒng)低溫流體自密封加注技術(shù)
7.7 自增壓空間低溫紅外輻射冷屏蔽系統(tǒng)
7.8 空間寬頻譜隱身飛行技術(shù)方法
8 結(jié)論與展望
8.1 結(jié)論
8.2 展望
參考文獻(xiàn)
附錄
后記