航天器单机机箱内部压力变化规律探析

航天电子产品在低气压环境下容易发生放电,导致电磁干扰、产品损坏甚至灾难性事故。为确定单机机箱内部压力在轨变化趋势和特点,文章以航天器典型单机机箱为研究对象,首先计算分析了机箱内部压力随时间的变化规律;然后利用特殊工装实际测量了置于真空容器内机箱的内部压力变化。理论计算结果与试验实测结果符合性较好。该研究能够为单机机箱设计、低气压放电防护及评估提供依据和指导。     

星载微波设备低气压放电及其防范

介绍了星载微波设备低气压放电和微放电的机理,以及两种放电试验的异同点.针对风云二号(FY-2)气象卫星微波旋转关节地面试验中发生的低气压放电,通过理论计算和模拟试验验证,确定其产生原因为多余物诱发放电.提出了设计、工艺控制和试验验证等防止低气压放电产生的措施.实践表明,低气压放电、微放电的机理和环境条件各异,两种试验不具互换性.     

单机与部段级试验相结合的可靠性试验方案风险水平研究

随着航天型号可靠性指标要求的提高,按照传统方式确定的单机产品综合环境可靠性试验验证的时间要求越来越长,有的甚至超出了实际所能允许的范围。为了减少单机产品的试验时间,并达到对可靠性指标充分验证的目的,本文以电气产品为例,对单机级试验与部段级试验相结合的试验方案进行了初步探讨,并给出了减少单机级试验时间后部段级试验的风险水平、单机产品在部段级试验时出现故障的风险水平的概率模型和典型算例,以供参考。     

星载大功率固放局部低气压放电的防控技术

文章介绍了星载大功率微波产品低气压放电的机理。选取典型大功率产品L频段850 W固放，对其低气压放电阈值进行计算，对导致产品内部电路低气压放电的因素进行了仿真分析，利用热真空试验验证了仿真计算的正确性。最后从设计、工艺方面提出了有效防控的措施。     

航天器单机内PCB焊点低气压放电试验研究

在轨航天器单机内部存在低气压放电风险,因此对于工作电压等级较高的PCB,需要采用放电防护工艺和措施。文章针对几种现有的放电防护工艺,试验测量了不同工艺条件下的焊点起晕电压。试验结果表明,球形焊点的起晕电压高于正常焊点;焊点之间是否开槽对起晕电压无明显影响;涂三防漆的焊点起晕电压显著高于未涂漆焊电极。试验结果能够为航天器用PCB焊点放电防护工艺评估提供指导。     

腔体滤波器与低气压放电

应用气体放电基本原理，结合滤波器的实际试验和机械结构，论述了滤波器低气压放电的有关因素，并为微波滤波器的设计给出了一些有用的参数。     

一种基于调零理论检测低气压放电效应的方法

随着我国航空航天事业的飞速发展，对微波器件的功率容量要求也变得越来越高，其受低气压放电效应影响的问题也越来越突出，建立有效的低气压放电检测方法也就变得尤为重要和迫切。为提高低气压放电效应检测的灵敏度，文章研究了一种利用调零系统搭建的低气压放电效应测试平台来检测微波器件是否发生低气压放电的方法。首先，基于相位相消理论分析了调零系统应用于低气压放电测试的工作原理；其次，通过同频信号相位叠加实验对理论计算结果进行了验证，结果表明：相比于直接检测待测件反射信号幅度变化的传统低气压放电效应检测方法，调零法具有灵敏度显著增强的优点；最后，在100Pa~4500Pa的气压范围内，利用所搭建的测试平台对S波段的微带带通滤波器进行了低气压放电测试，结果表明：该测试平台可以根据调零信号的变化，有效实现对微波器件的低气压放电效应进行检测。     

空空导弹综合环境可靠性试验剖面研究

为有效地进行空空导弹综合环境可靠性试验，根据试验剖面真实性、合理性和典型性的要求，确定导弹挂飞为主要试验阶段。研究了地面和空中两种试验环境中温度应力、振动应力、电应力和湿度等环境参数的确定，并给出了相应的原则或计算公式。最后讨论了试验剖面设计中循环及小周期确定、采用多个试验剖面等其他问题。     

卫星真空烘烤试验方案及验证

为降低非金属材料在试验中大量出气及产生的分子污染,文章从非金属材料挥发和凝结特性、国内外卫星真空烘烤试验的实施现状等方面进行分析,提出了卫星热真空试验前进行真空烘烤试验的方案,方案中给出了试验剖面、试验温度、试验时间以及试验压力等参数要求。在某卫星上的试验验证结果表明,该方案合理可行,有效改善了星内真空度,降低了星内污染。完成真空烘烤后的卫星在热真空试验中未发生射频组件低气压放电现象,说明真空烘烤试验能够有效防止对真空度和分子污染敏感的设备在试验中可能产生的故障。     

整流罩弹射筒力学特性工程估算

在理论分析和试验的基础上,给出了一种整流罩分离过程中弹射筒分离力的工程估算方法。认为弹射筒达到最大压力后,力-位移关系近似符合等温变化规律。由此可根据地面小车试验的力-时间曲线,通过MSC.ADAMS建模分析获得弹射筒的力-位移曲线,以及整流罩的相关分离参数。整流罩分离地面试验表明,该方法的计算结果与实际较吻合。     

柔性接头弹性件超弹性本构参数拟合和低压摆动非线性有限元分析

依据非线性力学理论,通过单轴拉伸试验获得了柔性接头弹性件超弹性Mooney-Rivlin模型常数,作为有限元计算的输入,同时对柔性接头冷摆时的载荷进行了分析处理,有限元模拟了柔性接头的冷态摆动,重点分析了柔性接头弹性件和粘接面的柯西剪应力和轴向应力。结果表明,0.15 MPa容压下摆动,粘接面的轴向柯西应力大于剪应力,是柔性接头粘接面破坏的主要原因,计算与实际情况吻合性较好。     

贮箱内推进剂微重力下晃动的有限元模拟及试验

采用有限体积(VOF)法 任意拉格朗日．欧拉(ALE)法，建立分析液体火箭贮箱内推进剂大幅晃动的数学模型，给出了计算的基本方程。对常重力和低重力下不同形状贮箱内推进剂的非线性晃动进行了数值模拟，并用落塔法进行了微重力下贮箱内液体晃动试验。结果表明，数值模拟法与落体试验的结果相近，在工程上有一定的实用价值。     

谈谈高低温工作试验中的保温时间

文章介绍和分析了温度试验中的试验箱温度稳定和试件温度稳定的定义,民用标准和军用标准有关试件温度稳定的定义及其区别,温度稳定时间的确定方法,特别是确定试件温度稳定的三种方法及其优缺点和应用情况;介绍了保温时间的概念及其在高低温工作试验中的组成,分析了各组成部分的含义以及GJB 150和MIL-STD-810两个系列标准中这一组成部分的变化情况;最后提出了确定受试产品温度稳定时间一些建议。     

基于有效透气量对火星降落伞气动力系数预测分析

针对火星探测任务中降落伞开伞环境为低密度大气的特点,本文由降落伞气动力系数与透气量关系,提出了通过降落伞有效透气量预测降落伞气动力系数的方法,该方法先由织物透气量试验获取伞衣透气量拟合曲线和透气量常数,再根据风洞试验得到两种有效透气量下的气动力系数,然后由有效透气量插值获取了盘缝带(DGB)伞火星大气条件下气动力系数,并且通过空投试验数据对该方法进行验证。计算结果表明,在火星条件下,降落伞气动力系数与风洞条件下变化趋势基本一致。Ma 0.4工况阻力系数的变化范围为0.583～0.622,Ma 0.8工况阻力系数的变化范围为0.438～0.494。     

用奇异有限元法计算正交各向异性复合材料平面断裂的应力强度因子

将复合材料平板视为正交各向异性平板，把正交各向异性平板裂纹顶点附近的位移展开式迭加在一般的等参数单元上，建立了用于复合材料平板应力强度因子计算的奇异元。并以所做出的公式，对正交各向异性板含单边裂纹和双边裂纹问题进行了计算分析，取得了较好的效果。     

液氧煤油补燃发动机喷注器高频燃烧不稳定性的试验研究

针对液氧煤油高压补燃循环发动机高频燃烧不稳定性这一突出问题,建立了喷注单元的低压高频燃烧不稳定性模拟试验系统,使用气气推进剂。利用相似准则设计了缩比燃烧室,研究了全尺寸气液同轴式喷注器的结构尺寸和工作参数对燃烧稳定性的影响。结果表明,激发高频燃烧不稳定性时火焰变短,燃烧室压力出现大幅振荡并伴随啸叫;喷注器缩进室长度对燃烧稳定性裕量有很大影响并存在相对最佳值。试验结果可以指导发动机燃烧室的燃烧稳定性设计和评估,在发动机研制初期筛选燃烧稳定性相对最好的喷注器结构。     

提高低温压力测量准确度的方法初探

介绍了液氧煤油发动机试验中低温压力参数测量原理、校准方法及存在的问题,重点对低温压力传感器在低温条件下零位漂移问题进行了探讨和研究,提出了基本解决途径和数据修正方法,为提高低温压力的测量准确性奠定了基础。     

真空实验舱数字式压力控制系统设计与验证

针对脉冲等离子体推力器测试所需的容积大于60m3的大型真空实验舱对气压控制的要求,设计了数字式压力控制系统.该控制系统采用旋片泵组和罗茨泵构成两级串联的组合抽气方式对实验舱进行抽真空,具有较高的效率.基于双曲正切函数构建了变增益函数,从而实现对不同压力范围的变增益比例、积分和微分(PID)调节.试验结果表明,这一数字式...     

新型液体火箭发动机试车台起动试验系统方案设计

为满足总体对发动机地面试验入口压力的设计要求,提出了三种试车台起动试验系统设计方案。论证表明,设计方案可行,布局紧凑、合理。综合考虑,确定起动容器与主容器接力试验系统作为新建台的设计方案。