航天器热控材料的应用和发展

介绍了航天器热控系统对材料的要求以及应用的情况，并根据航天器总体和热控技术的需求，对热控材料的发展提出初步的建议。     

载人航天器主动热控系统流体回路的轻量化设计

建立载人航天器热控系统内各组成部分传热和质量的数学物理模型,对热控流体回路进行轻量化设计,并讨论相关参数对优化结果的影响。研究发现,在回路散热任务给定时,回路各组成部分的结构参数和辐射器内的散热管道数都存在最佳值,在该值下回路系统质量达到最轻。随着辐射器散热面积的增加,最优的辐射器内散热管道数减少;在给定辐射器散热面积时,当回路散热任务增加时,回路最优设计质量和辐射器内的最优管道数均增加。     

基于正十四烷微胶囊和微封装技术的相变材料技术研究

针对航天器对相变强化传热技术的需求,以及对热控系统的技术要求,开展了基于正十四烷为代表的低温相变材料微胶囊包覆技术和相变温控装置研制,通过表面封装和导热增强技术处理,提高了相变材料在热控领域应用的稳定性和可靠性;依据航天器热控系统运行条件,分别通过了鉴定级的热真空、辐照、热循环等环境试验,及随机振动、正弦振动和冲击等力学试验考核,为实现航天器轻质、高效、高精度的热控形式提供新的技术方法。     

热致变色涂层技术研究进展

热致变色涂层技术是航天器热控分系统的一项重要技术,对于未来航天器执行多任务、适应空间复杂多变的热环境具有重要意义。文中分析了航天器热控对热致变色涂层技术的需求,介绍了热致变色涂层的技术原理和国内外研究情况。在此基础上,总结了热致变色涂层技术的发展规律及趋势,并对我国热致变色涂层技术的后续发展提出了建议。     

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.      

发射率可调型智能热控涂层的发展现状

介绍了用于航天器热防护的电致变色和热致相变2种智能热控涂层的基本原理、制备方法及目前的研究现状，对我国智能热控涂层的发展进行了展望。     

卫星光机载荷热模型参数高效修正方法研究进展

卫星光机载荷的光学效能与热设计密切相关,热控系统的模型修正是热设计必不可少的环节。近年国内外涌现出许多基于深度学习和寻优算法的提高热模型修正效率和精确度的方法可供参考,但没有进行系统的归纳。本文针对新出现的修正方法进行了总结,重点分析了在卫星光机载荷热控模型修正这一特殊问题中提高修正效率的几种手段——合适的寻优算法、构建代理模型和开发自动修正工具等。具体分析了这3种手段各自的研究进展及其适用条件和局限性,并提出了对于修正工具开发的思考。最后,对卫星光机载荷热控模型修正领域进行了展望,为后续提高热模型精确度和修正效率提供了方向。     

基于泵式流体回路的小卫星姿控/热控一体化执行机构设计

 主要研究了小卫星姿控/热控一体化执行机构的设计问题.首先,根据流体回路中液体流速变化对小卫星产生力矩实现姿态控制、液体流动吸/散废热实现热控制的原理,提出一种姿控/热控一体化执行机构设计方案.然后针对该设计方案,利用以电机转速为变量的流体回路内压强和电磁力矩方程,推导了一体化执行机构姿控力矩模型;利用散热量随流体回路流速的变化,建立了一体化执行机构热控模型.最后,针对某小卫星设计了基于姿控/热控一体化执行机构的闭环控制系统,并针对该一体化执行机构设计了一种姿控/热控解耦算法,对其姿控/热控能力进行数学仿真验证,仿真结果证明了该一体化执行机构的有效性.     

空间推力器用铠装热控器件技术研究发展述评

空间推力器是调整航天器运行轨道和姿态的推进系统中的关键部件,为保证推力器启动温度和可靠运行,必须采用专门的热控设施。本文介绍了各类空间推力器的不同热控需求,重点阐述了目前空间推力器用铠装热控器件关键技术以及种类、性能和应用,总结了铠装热控器件的考核试验及判定指标,并提出了铠装热控器件技术的发展方向。     

返回舱/空间探测器热防护结构发展现状与趋势

针对中国天地往返和深空探测领域对热防护结构的需求，综述了国内外返回舱和空间探测器热防护材料/结构的发展现状，着重介绍了包括蜂窝增强热防护材料、纤维增强热防护材料、组合式热防护结构以及展开式热防护结构等在内的代表性热防护材料/结构的设计理念和性能特征。在系统总结热防护结构发展趋势的基础上，分析了返回舱和空间探测器热防护结构发展中存在的关键问题，可以看出：纤维增强热防护材料在热防护结构重量方面表现出了突出优势，材料拼接设计成为结构发展的重要阻碍；组合式热防护结构设计在现有材料发展水平的基础上，将成为提高热防护结构效率的有力途径；展开式热防护结构有望使航天器有效载荷重量显著提升，但受限于柔性热防护材料性能和结构工艺，仍有待发展。更加频繁的天地往返运输和深空探测项目的开展必将对热防护结构发展产生巨大的推动作用。     

航天器返回地球的气动特性综述

航天器返回地球的飞行过程中,气动特性是实现将宇宙飞行速度减到落地前速度、保证再入飞行得到有效控制以及再入防热安全可靠的关键因素。针对简单旋成体气动外形、半弹道式再入控制、烧蚀防热类返回航天器,综述了返回地球过程中变化的空气流域特性、航天器周围的气体绕流环境、空气与航天器作用产生的动力学与热效应等。系统地给出了该类航天器的再入气动特性参数与飞行性能的共性规律,包括:气动阻力与再入减速、气动升力与再入轨迹控制、配平攻角与飞行稳定性、气动加热与防热,以及再入过程中不同气动特性航天器、气象条件变化等对再入飞行性能的影响规律。为航天器开展返回飞行过程的跨流域气动性能工程研制提供设计参考。     

一种新型弱撞击对接机构运动学分析

目前各国在轨应用的对接机构属于硬碰撞式对接机构,在此构型下两航天器在空间进行碰撞接触时撞击能量较大,并且此结构下目标飞行器的对接范围较窄。随着空间探测任务的深入,需要对对接机构提出更高层次的设计要求,因此弱撞击对接机构也将成为空间探测任务中一项重要的研究方向。本文对弱撞击对接机构运动学的正解和反解进行了研究分析,得到了相应的推导公式,并通过MATLAB软件对其进行了算例校验。求解出了对接环运动速度和执行推杆伸出速度的关系,这对弱撞击对接机构的工程研制有很大的应用价值。     

An equivalent ground thermal test method for single-phase fluid loop space radiator

Thermal vacuum test is widely used for the ground validation of spacecraft thermal control system. However, the conduction and convection can be simulated in normal ground pressure environment completely. By the employment of pumped fluid loops’ thermal control technology on spacecraft, conduction and convection become the main heat transfer behavior between radiator and inside cabin. As long as the heat transfer behavior between radiator and outer space can be equivalently simulated in normal pressure, the thermal vacuum test can be substituted by the normal ground pressure thermal test. In this paper, an equivalent normal pressure thermal test method for the spacecraft single-phase fluid loop radiator is proposed. The heat radiation between radiator and outer space has been equivalently simulated by combination of a group of refrigerators and thermal electrical cooler(TEC) array. By adjusting the heat rejection of each device, the relationship between heat flux and surface temperature of the radiator can be maintained. To verify this method,a validating system has been built up and the experiments have been carried out. The results indicate that the proposed equivalent ground thermal test method can simulate the heat rejection performance of radiator correctly and the temperature error between in-orbit theory value and experiment result of the radiator is less than 0.5 C, except for the equipment startup period. This provides a potential method for the thermal test of space systems especially for extra-large spacecraft which employs single-phase fluid loop radiator as thermal control approach.     

Spacecraft engineering and research at Saint Louis University

Parks College of Engineering and Aviation of Saint Louis University [1i] has a tradition of offering an outstanding aerospace engineering education to prepare students at the undergraduate and graduate level for careers in commercial aviation, defense systems, and space systems fields. Courses are offered across the engineering spectrum (aerospace, electrical and computer engineering, and physics departments) ranging from an introduction to aerospace engineering to spacecraft design, spacecraft communications, and space physics. Students participate in courses that include orbital mechanics, space dynamics, spacecraft engineering, and space systems. Senior capstone project work is also included. A separate Astronautics Engineering track as well as a Minor in Space Systems Engineering for non-aerospace engineering students is currently being developed. A, number of student-driven space systems projects are in process that involve design, development, and test of small satellites similar to those recently highlighted in the March 2009 Systems article entitled The First one Hundred University-Class Spacecraft 1981 - 2008. Reference [4] identifies student spacecraft launched over the past 27 years.     

磁悬浮反作用飞轮热设计方法与实验研究

 作为新型航天器姿态控制执行机构,磁悬浮反作用飞轮工作在高真空环境下且转子完全悬浮,使得热量不易散出,故需要对飞轮进行温度场计算并进行热优化设计。为此,提出一种有限元与热网络模型相结合的优化热设计方法:首先利用有限元法计算温度场分布;然后对不符合温度要求的部件建立热网络模型,分析影响温度的因素,提出优化措施。该方法具有计算精度高、优化速度快的特点。将该方法应用于某样机的热优化设计中,使飞轮的最高温度由121.6 ℃降到了52.7 ℃。对经热设计前后的两台磁悬浮反作用飞轮的实验研究证明了热设计的正确性,从而为磁悬浮飞轮系统的结构设计和热设计奠定了基础。     

天文光谱测速导航技术与应用思考

随着我国航天技术的发展,航天器对导航系统的精度、自主性、实时性等综合性能需求越来越高。天文光谱测速导航作为近年来提出的新型自主导航技术,具有直接获取航天器速度信息且实时性好、测速精度高等特点,具有广阔的应用前景。在梳理近年来天文光谱测速导航研究进展的基础上,结合天文光谱测速导航的特点,深入思考并提出了若干天文光谱测速导航技术应用组合。基于当前航天任务的需求和研究的难点,结合国内外技术趋势和我国实际工程需求,指出了天文光谱测速导航技术未来的重点研究方向及内容。天文光谱测速导航为我国航天探测工程任务导航提供了一条崭新的技术途径,对天文光谱测速导航技术的持续研究将有力促进我国航天领域导航技术的发展,提升天文导航理论研究能力和工程研制技术水平。     

空间推力器用铠装热控器件技术研究发展概况（空间推进专刊）

空间推力器是调整宇航飞行器运行轨道和姿态的推进系统中的关键部件,为保证推力器启动温度和可靠运行,必须采用专门的热控设施。本文介绍了各类空间推力器的不同热控需求,重点阐述了目前空间推力器用铠装热控器件技术以及种类、性能和应用,总结了铠装热控器件的考核试验及判定指标,并提出了铠装热控器件技术的发展方向。     

Investigation on Thermal Contact Conductance Based on Data Analysis Method of Reliability

The method of reliability is proposed for the investigation of thermal contact conductance (TCC) in this study. A new definition is introduced, namely reliability thermal contact conductance (RTCC), which is defined as the TCC value that meets the reliability design requirement of the structural materials under consideration. An experimental apparatus with the compensation heater to test the TCC is introduced here. A practical engineering example is utilized to demonstrate the applicability of the proposed approach. By using a statistical regression model along with experimental data obtained from the interfaces of the structural materials GH4169 and K417 used in aero-engine, the estimate values and the confidence level of TCC and RTCC values are studied and compared. The results show that the testing values of TCC increase with interface pressure and the proposed RTCC model matches the test results better at high interface pressure.