基于蜡式自驱动温控阀的在轨卫星热控方法分析

为了提高航天器热控系统的控温适应能力,介绍了一种基于蜡式自驱动温控阀的卫星单相流体回路热控方法,提出了蜡式自驱动温控阀控温和机械泵、蜡式自驱动温控阀联合控温两种控制策略.利用集总参数法建立蜡式自驱动温控阀、热源载荷以及辐射器等部件的数学模型,运用数值仿真方法计算了某卫星在轨飞行中外热流周期性扰动和电气设备热耗阶跃扰动下该热控系统的温度动态特性,分析了两种控制策略的控温效果.结果表明:机械泵、蜡式自驱动温控阀联合控温既能利用蜡式自驱动温控阀的优势,达到系统的可靠性要求以及减少能源消耗,又能够克服蜡式自驱动温控阀的温度限制以及稳态误差等不足,实现回路系统的精确控温.      

30cm离子推力器在轨环境下的工作点及热控措施研究

栅极间距变化是影响离子推力器在轨环境下从冷态条件正常点火启动的重要因素,同时也决定了离子推力器的在轨工作时机和热控实施策略。本文采用有限元仿真与地面热平衡试验验证相结合的方法,建立起30cm离子推力器有限元分析模型并进行了模型校验,之后对离子推力器在轨受太阳光照影响的栅极温度场分布和间距变化,以及推力器在5kW工况下的三个典型温度点所对应的栅极间距变化进行了仿真分析,最后考虑了主动热控干预对推力器最恶劣工作点的栅极间距变化影响。结果显示：纯太阳光照影响下的栅极组件存在周期性温度变化,栅极最大温差可达到100℃,栅间距缩小量在0.06mm~0.16mm范围内波动;在太阳光照基础上实施60W的主动热控后,栅极最大温差降低至60℃,栅间距缩小量波动范围则变为0~0.03mm;栅极最高温度点和最低温度点分别是推力器冷态启动最容易和最困难的两个工作时机点,两点所对应的启动后屏栅和加速栅最小间距分别为0.22mm和0.04mm;在10W、70W和120W的热控加热功率下,从最低温度点启动后的屏栅和加速栅最小间距分别为0.06mm、0.20mm和0.29mm;采取主动热控措施能够有效降低推力器工作过程中的栅极热形变位移峰值,且加热功率为120W即温控点温度为50℃的主动热控可以满足30cm离子推力器在轨冷态启动时的0.25mm安全栅极间距要求。     

双组元150N发动机头部热控组件温度适应性研究

为获得双组元150N发动机头部热控组件在低温工况下的加热能力以及发动机长程点火期间头部热控组件各处的温度分布、性能变化，应用有限元分析软件I-DEAS/TMG在给定的温度边界条件下进行了仿真分析，分别获得了低温工况下头部稳态平衡温度以及发动机长程点火期间头部瞬态温度。搭建了试验装置，通过电热炉对头部烘烤，设定控温点为400℃，恒定时间45min，获得了头部热控组件各处的温度分布及加热器阻值的变化。通过仿真计算和地面试验，得出以下结论：（1）热控组件能保证发动机在最恶劣低温工况下温度高于0℃；（2）在地面试验工况包络发动机在轨最长工作时间2500s的情况下，包含加热器、热敏电阻、导线等在内的热控组件均处于有效工作状态，为热控组件的高温耐受能力提供了有力支撑。     

卫星单元肼推进系统轨控过程不确定性研究

以卫星单元肼推进系统轨控过程为研究对象，利用数值模拟手段研究了轨控过程中推进系统贮箱压力、贮箱温度、轨控时长等参数对轨控效果的定量影响，考察了在轨标定推力系数对于轨控模型的修正效果。选取某近地卫星对其轨道控制历史数据进行分析，通过在轨实测数据对轨控模型进行了验证。结果表明，采用在轨标定推力修正系数能够有效地降低轨道控制模型的平均误差，平均误差值从3.615%减至1.924%；通过参数敏感性分析，得出贮箱温度的总体影响不超过0.2%，贮箱压力的总体影响不超过5%。通过对点火时长的影响分析发现，在不同的贮箱压力下，存在一个特定的临界点火时长；轨控时长低于临界点火时长时，贮箱压力的变化将不会被压力传感器识别。针对某低轨卫星，寿命初期箱压1.8MPa时，临界点火时长为8.5秒；寿命末期0.5Mpa时，临界点火时长为319.8秒。     

石英挠性加速度计组件精密温控系统热分析

在捷联惯性导航系统中石英挠性加速度计是其核心器件,加速度计的温度 特性直接影响其测量精度。在高精度的惯性系统中,需要对加速度计组件进行精度优于 0.05℃的温度控制。为了研究加速度计组件精密温控系统,利用有限元分析软件ANSYS 建立石英挠性加速度计组件温控系统的有限元模型,仿真计算其有限元模型的温度场。 首先根据组件的结构特性建立了其有限元模型,介绍了热分析中求解条件的确定方法。 通过仿真得到温控系统的温度场模型,根据温度场模型计算温度梯度并且确定系统的测 温点、控制方式,最后利用加速度计输出数据验证分析结果的正确性。研究结果可以为 加速度计组件精密温度控制系统中的测温点选取、控制方式确定以及捷联惯导系统中温 度补偿、温度控制与热优化提供参考依据。     

卫星热控涂层地面模拟试验与在轨验证比对分析

卫星在轨运行期间，热控涂层要经受空间复杂环境效应的影响，其光学和热控性能逐渐下降，影响卫星可靠性和寿命。本文利用卫星搭载技术，完成热控涂层5年的在轨试验，验证空间多因素环境对热控涂层的影响。同时，利用地面模拟试验装置，模拟空间质子、电子、紫外等5年的辐照剂量对热控涂层的作用。对在轨试验结果进行解读和分析，并与地面模拟试验结果进行比对。结果显示，在搭载试验和地面试验前，热控涂层太阳吸收比（α_s）为0.12，经5年在轨搭载试验后，α_s退化为0.23。经地面模拟试验后，α_s退化为0.22。搭载试验和地面试验的热控涂层性能均呈现线性退化规律，表明在确定的轨道环境和固定的剂量率条件下，热控涂层的退化与环境作用时间正相关，同时验证了地面试验的有效性。     

液浮惯性仪表温度场的仿真分析

液浮惯性仪表精度跟温度场有关联,温度分布不均匀和温度波动都会对仪表精度产生影响,因此研究液浮惯性仪表内部的温度场分布尤为重要。利用有限元方法对液浮惯性仪表进行温度场仿真计算,根据仪表的结构特点合理的设置了测温点,通过试验的方法提取了特征点的温度值,验证了仿真结果的正确性,为液浮惯性仪表的热设计提供了基础参数。     

空间站核心舱俯仰机组热设计及在轨验证

为验证核心舱俯仰机组热控设计能满足空间站任务期间任何工况对机组温度的要求,运用I-DEAS/TMG软件,通过仿真分析确定了核心舱俯仰机组所需的加热功率及被动热控措施,预示了极端高温工况下的最高温度。在轨飞行情况表明：（1）俯仰机组飞行温度验证了理论计算的正确性,二者之间的偏差约3.2%,为后续在轨任务的圆满完成提供了保障。（2）喷管受太阳照射面积越大,头部及电磁阀温度越高。在太阳角为60°时,喷管受照面积最大。（3）低温工况下,有推进剂流道的机组头部和电磁阀温度高于8℃,满足高于0℃的指标要求。（4）惯性飞行姿态对俯仰机组而言,属于高温工况。跟以往飞船系列俯仰机组的被动热控设计不同,核心舱俯仰机组被动热控设计保证了电磁阀温度低于40℃,为电磁阀在合适的温度范围内可靠工作提供了保障。     

某航天器发动机机组热分析及在轨应用研究

为给某航天器机组热控设计、飞行任务中各种新工况下机组的温度适应性分析和飞控判据提供有效数据支撑,以该航天器某发动机B机组模块作为研究对象,采用IDEAS软件建立了有限元模型,在航天器三轴对地姿态下对该发动机机组温度进行了计算并对热模型进行修正,对飞行数据和热分析结果进行了比对。之后应用该热模型,完成了高温工况1下热控适应性设计工作,开展了组件温度与在轨数据比对工作;并进行了高温工况2中不同太阳入射角下B机组氧阀温度研究。结果表明:B机组热分析得到了在轨飞行的验证,有限元模型有效并且合理;该热模型应用于不同热控状态、位置以及工况下来解决实际热控难题,并可预示不同太阳入射角下的氧阀温度;航天器的运行轨道、飞行姿态以及机组安装位置都是影响机组温度的重要因素,在热控设计中应引起足够重视。     

飞机环控温控系统的半物理仿真及在机电综合管理技术研究中的应用

机载机电系统综合控制管理(简称公管系统)是机载机电设备发展的必然趋势,为了研究公管系统对机电子系统的控制、管理功能,需要对子系统进行建模仿真。本文针对某型飞机环控温度控制系统工作过程对环控温度控制系统关键附件进行了数学建模,同时针对某课题研究内容的需要,研究如何采用半物理仿真的方法对飞机环控温度控制系统进行系统建模和环境仿真并进行了系统仿真验证试验,最后给出结论。     

民用飞机机体外部对流换热系数计算方法研究

飞行条件下,飞机外部对流换热系数的计算需考虑气体压缩性和热交换的影响。目前工程上通常采用的参考温度法忽略了飞机结构的影响,将飞机各部位的外部对流换热系数视为一个数值,势必会严重影响计算结果的准确性。通过对民用飞机外部对流换热系数计算原理的研究,提出一种可用于求解飞行条件下飞机机体各区域外部对流换热系数的仿真计算方法——极限温差法。以STAR-CCM+软件为计算平台,基于某民用飞机,从仿真计算角度对其可行性进行分析,采用理论的参考温度法和传热公式法对极限温差法计算结果的准确性进行验证。结果表明,传热公式法和极限温差法得到的模拟值基本相同,且不同模拟值与参考温度法的理论值之间的差值均约为理论值的8%,极限温差法计算结果与理论值基本吻合。     

中国股市涨跌停板制度的实证分析及政策建议

通过对深圳股市2001年上半年前后两个时期A、B两种股票涨跌停现象的统计分析,发现两种股票的涨跌停频率较高, B股的涨跌频率更是远高与A,并且涨停明显地多于跌停.因此本文认为我国股市当前10%的价格限制比例偏小,同时应该对涨跌设置不同的限制幅度.     

地球资源技术卫星地面轨迹控制原理及调轨周期的选择

1.引言 在整个任务执行期间,要求资源卫星在一个复盖周期里的地面轨迹中心线与另一个复     

三轴稳定式卫星的热特性研究

热特性研究是卫星热控制系统、红外辐射特性研究、红外隐身设计的基础和重要组成部分。建立卫星运行轨道计算模型,获得不同时刻卫星三维坐标及轨道高度。根据太阳、卫星、地球三者位置关系,建立三轴稳定式卫星空间热流计算模型。综合考虑空间热流、向外辐射、内部热载荷等因素,对卫星进行传热分析计算,获得各时刻卫星各面温度分布。分析了太阳吸收系数和卫星内部热载荷对表面温度分布的影响。研究结果表明:卫星在地球阴影区各面温度明显降低;除了散热面,太阳吸收系数对卫星表面温度影响显著;可以根据散热面大致地判断卫星运行状况。     

高超声速飞行器热环境与结构传热的多场耦合数值研究

为了准确预测高超声速飞行器面临的严峻气动热/力环境以及结构的热力响应,发展了高超声速流动与结构传热耦合框架。采用分区求解方法,通过耦合界面的实时数据传递,实现了基于Navier-Stokes方程的高超声速化学非平衡计算流体力学（CFD）求解器与结构的热力全耦合有限元法（FEM）求解器的多场耦合计算,建立了高超声速飞行器的多场耦合数值分析方法。首先对经典高超声速圆柱绕流实验进行了耦合计算,结果与实验值吻合良好。然后针对典型的超高温陶瓷（UHTC）材料的耦合传热问题进行了数值研究,考虑热传导效应对气动热环境和结构热响应预测的影响,结果表明对于复杂外形且热导率相对较高的UHTC材料,结构内部热传导对热环境和表面温度分布的影响不可忽略。最后针对UHTC材料热物性（比热和热导率）非线性对高超声速流动传热过程的影响进行了研究,结果表明当比热和热导率处于合理的误差范围内时,材料表面温度响应对其变化并不敏感。     

旋转盘腔盘罩间隙比的敏感性分析

为保证寿命限制件之一的涡轮盘满足适航性要求,采用单向流固耦合(fluid structure interaction,简称FSI)数值方法,研究转静系旋转盘腔盘罩间隙比的变化对转盘安全性的影响机理.并且,由流阻、换热效果和应力分布三方面构成的工程评价体系对盘罩间隙比的影响进行评价以及敏感性分析.结果表明:盘罩间隙比的变化能够影响旋转盘腔内流动结构的强度,从而改变盘面换热效果和转盘温度分布,导致与温度梯度相关的热应力也发生变化.随着盘罩间隙比的增加,旋转盘腔的流阻损失基本不变,转盘迎风面平均换热效果呈现先增强后减弱的趋势,转盘整体应力水平上升,以及出现在盘心处的最大等效应力值增大.盘罩间隙比的变化能够从材料许用应力和实际使用载荷两方面影响涡轮盘的失效概率,因此,在涡轮盘腔设计阶段,需考虑盘罩间隙比对涡轮盘安全性的影响.      

发散冷却最小冷却介质注射量的数值研究

充分发挥材料本身的抗高温能力, 以最小的冷却介质注射量, 确保推进器不被烧蚀是发散冷却系统的设计目标.本文用一维可压缩、非稳态、局部非热平衡模型, 数值研究了瞬态冷却过程及最小冷却介质注射量的依赖参数.数值研究表明:研究瞬态的冷却过程十分重要, 因为尽管当冷却过程达到稳态以后热端温度在烧蚀点以下, 但在进入稳态之前可能已经发生烧蚀;多孔介质骨架材料的初始温度越高、特征尺寸越大, 冷却介质需要量越大;在仅考虑冷却效果的前提下, 孔隙率越大, 冷却介质需要量越大;相反, 骨架材料导热系数越高, 冷却介质需要量越小.      

重力测量卫星三轴稳定模型预测控制方法

基于卫星重力测量姿态控制任务需求,提出了一种基于模型预测控制的三轴姿态稳定控制方法.给出了将控制力矩和扰动力矩分别作为控制变量和测量扰动的线性化方程,并将推力大小及其变化量作为约束条件.基于离散化状态方程,提出了满足多种约束条件的预测控制方法.通过数学仿真表明了模型预测方法对内编队卫星三轴稳定控制的有效性和可行性.     

航空发动机叶片-机匣碰摩摩擦热效应仿真分析

为了分析航空发动机叶片-机匣碰摩摩擦热对叶片的影响,基于有限元法建立了叶片-机匣碰摩摩擦的热-结构直接耦合模型,分析了不同偏心距和转速对模型应力场和温度场的影响,并与未考虑摩擦热效应的碰摩模型进行对比。结果表明:当叶片与机匣之间发生摩擦时,需考虑材料参数随温度变化的影响;摩擦热主要分布在接触表面较小的区域,温度分布沿接触面向四周呈递减趋势,且温度梯度越来越小。并在该区域产生了较大的热应力;随着偏心距和转速的增大,叶片-机匣的摩擦热效应越发明显。在实际工程问题中,需考虑摩擦热效应对叶尖表面损伤的影响。