研究了某航天相机的热特性，计算了该主镜在特定温度载荷下的温度分布，求解了该主镜的面型变化及达到热平衡的时间；同时对计算结果进行了分析；结合光学设计提出的要求，根据计算结果给出了主镜的温度水平和温度梯度变化范围指标，并提出了主镜热控设计的初步设想。

针对航空发动机附件机匣传动轴端机械密封易提早失效的问题,提出在其端面开设激光脸槽型的改进方法,采用试验手段研究在喷油润滑条件下,激光脸机械密封的摩擦磨损特性、热特性及泄漏情况。自主设计可模拟喷油润滑工况的机械密封试验工装,定制可进行润滑油加热的集成型液压站作为辅助系统,分别进行变工况运转试验和长时稳态工况试验。结果表明:在变工况以及稳态工况运转条件下运转后动、静环端面均无明显磨损;在介质温度较为稳定的情况下,动环和轴套温度均能保持稳定;在整个试验过程中,机械密封均无泄漏发生,表明激光脸机械密封在喷油润滑工况下具备良好的热特性和密封效果。

以具有冷却系统的液压动力站为研究对象,通过测试和仿真,分析各类液压元件的产热和散热特性。根据元件特征参数和物理尺寸,在AMESim软件中建立液压动力站的仿真模型,并根据测试数据对模型进行校准和验证。结果表明,当油冷器中油液流量在40~80 L/min的范围内正弦变化时,油液压降和散热功率以相同的频率分别在0.005~0.030 MPa和9~21 kW的范围内变化。即使冷却风扇不工作,油冷器的散热量仍占系统总散热量的70%以上。当液压管路较长时,管路的散热量较大,不可忽略。研究结果可为液压系统热特性建模仿真和分析提供指导。

机床正向着高速高精度的方向发展，解决机床伺服进给系统在高速运行下产生的大量摩擦热及热变形,成为推进机床发展的突破口。提出采用通入冷却介质的空心滚珠丝杠来抑制温升从而控制热变形。先对轴承副和螺母副摩擦生热、热边界条件及滚珠丝杠变形进行理论计算，运用ANSYS分别对不同载荷不同转速下实心/空心滚珠丝杠的传热进行分析，再对空心/实心滚珠丝杠机床伺服进给系统变形进行分析，通过完整的仿真得出：通入冷却介质的空心滚珠丝杠伺服进给系统可以有效地抑制温升和热变形，为机床伺服进给系统的设计和研究提供理论依据。

针对滚动轴承发热量计算方法进行对比分析,获得更适合高速滚动轴承发热量计算的方法,在此基础上建立了高速圆柱滚子轴承的摩擦发热计算模型、热对流计算模型和热分析计算模型,采用Rumbarger计算模型与ANSYS Workbench相结合研究了不同转速和不同润滑油运动黏度对轴承温度分布的影响规律。

高速条件下,滚动直线导轨副温升将直接影响其运动精度,为探究滚动直线导轨副的热特性及其与运动精度之间的关系,运用能量守恒定律和热对流原理建立了滚动直线导轨副温升模型和热变形模型,使用自主研发的滚动直线导轨副综合性能试验台,对国内某厂家P3级精度重预紧滚柱直线导轨副进行热特性试验研究,得到滚动直线导轨副温升变化曲线、稳定温升值、热平衡时间以及主要热变形区域。试验结果与理论值吻合,验证了所述滚动直线导轨副热特性模型的准确性。

该文提出了一种数字式高温燃油控制阀,可以实现对高温燃油的连续精确控制。首先,针对高温的恶劣工况,进行了方案设计,包括前置级伺服阀的选用、主阀阀口的设计、整阀的冷却设计,介绍了其结构组成及工作原理;之后分别对高温阀的热特性和控制特性进行了仿真分析,结果表明该方案的高温阀能够满足设计要求。

为了得到不同泵源形式对飞机液压系统热特性的影响,建立了飞机不同泵源形式全机液压系统的热特性模型,进行了仿真计算和对比分析研究。分析了飞机液压系统恒压变量泵、双级恒压变量泵、负载敏感泵和智能泵4种不同泵源形式的工作特性,采用基于Modelica的飞机液压系统热特性仿真方法建立了不同泵源形式的飞机液压系统热特性模型,并就防空截击和机动飞行两种任务剖面下飞机液压系统的热特性进行数字仿真和对比分析。结果表明,使用智能泵会显著降低液压系统的温度,特别在功率需求较小的工况下使用时效果更为明显。

针对液压锥阀的热特性问题,考虑油液物理特性变化对锥阀节流损失的影响,采用控制体方法建立了锥阀的热力学模型,对包含锥阀的简单液压系统进行了数值模拟。在不同进口压力下对锥阀的热特性进行了试验研究,得到了锥阀节流损失系数相对油液温度的变化和锥阀进出口温度的变化。结果表明：试验结果与数值模拟结果吻合,验证了热力学建模和仿真的正确性。

针对液压系统热特性建模问题，讨论了功率损失法、结点法、控制体方法、计算流体力学方法、神经网络方法的主要原理与发展，讨论了HYTTHA、HyPneu、EASY5、DSHplus、AMESim、Modelica等液压系统热特性仿真软件的主要特点及应用，最后展望了液压系统热特性建模与仿真的发展趋势。