一种用于出舱活动的相变储热／辐射器式热沉

首先讨论了出舱活动中的各种散热方案；然后介绍了一种相变储热／辐射器式热沉。给出了闭式散热系统设计的性能要求及相变材料的选取标准和计算方法。     

航天员的产热和散热问题

航天员的产热与散热是确定飞行器生保系统多项部件设计的重要依据，也是判断航天员劳动强度、安排作息制度、实施医学监督的主要指标。文章结合作者以往工作部份经验介绍了国外３种估测航天员代谢热的方法；归纳了航天员舱内外活动时的产热量，并综合分析其变异的原因；并着重论述了低压条件下影响航天服热交换的因素，从而提出了可以由地面实验所获得的服装通风流率，转换成不同低压下带走同样热量所需相应流率的数学方法。     

液冷装备散热能力的工程生理学分析

文章对航空航天活动中使用的液冷装备散热能力影响因素,从工程生理学角度进行分析讨论,以便能够结合实际情况,合理选用有关参数,提出最佳设计方案,从而使制作的装备,具有更高的人-环热交换能力,更好地保证人-机工效,最终圆满完成各种飞行任务. 所讨论的影响因素包括:(1)关于液温与流量问题;(2)致冷部位与液流方向;(3)装备内的水汽压问题;(4)身体不同活动水平以及(5)服装结构、接触面积、隔热性能和使用方法等.     

舱外航天服热控系统仿真

针对人体穿着航天服处于过热状态下的散热问题，在分别建立人体热调节系统、金属氢化物冷源和液冷服数学模型的基础上，将3个模型进行结合，对舱外航天服热控系统在5．5h的时间轴上进行综合的仿真计算，求出人体各节段的温度分布情况，液冷服的入口及出口水温，金属氢化物冷源的出口水温等参数，分析航天员的热舒适性，对航天服热控系统的设计有一定的指导作用，并为今后进一步的研究打下了基础．     

应用“出汗”暖体假人设计,评价航天服调温功能

详细地论述了“出汗”暖体假人在设计与评价防护服中的应用，包括通风服、液冷服及防寒服中关于身体各节段的流量分布、服装隔热值与表面热流以及进口液温和流率对服装致冷能力的影响等问题。目的是为使用“出汗”暖体假人技术在设计与评价航天服调温功能研究中提供启示和借鉴     

暖体假人在设计,评价航天服调温功能中的作用

论述了暖体假人在设计、评价防护服装中的作用，结合航天服研制的实际，对目前国际上比较通用的五级分析系统提出了部分适当调整的意见；比较详细地介绍了航天服热传递特性的基础理论与有关计算公式，对正确利用暖体假人技术，促进工作进展、缩短航天服的研制周期有实用意义     

舱外航天服热试验方法研究

舱外航天服采用主被动相结合的热控方式控制内部的温度,但其外形复杂,影响外热流的因素很多,因此舱外航天服热试验存在着与传统航天器热试验完全不同的特点。文章根据舱外航天服热设计的特点,对舱外航天服的地面热试验方法进行了比较分析和研究,论证了采用等效外热流模拟方法,通过进行舱外航天服系统漏热和散热能力的测试来验证热设计方法的合理性及热试验方法的可行性。     

画说航天服

航天服是航天员进入太空必须穿的服装，一般由压力服、头盔、手套和鞋子等组成。航天服可不是一般的服装，它是保障航天员生命安全的最重要的个人救生设备。航天服按用途可分为舱内航天服和舱外航天服两大类，分别有软式、硬式和软硬混合式结构。相比之下舱内航天服的结构与功能较为简单，舱外航天服的结构复杂，     

未来火星航天员的服装

在太空服的发展过程中，最具有挑战性的莫过于火星航天员穿的服装。美国虽然曾经发展过月球服，但火星服比月球服在技术上更为复杂和困难。     

舱外航天服空间热流分析计算

进行了舱外航天服的被动热防护性设计,了解其空间辐射换热及空间热流.分析了舱外航天服空间热交换的特点及其真空屏蔽绝热层的隔热性能,确定了航天服、地球、飞船及太阳照射方向的4种典型相对位置关系,对各相对位置下航天服的空间辐射外热流进行了分析,并建立了空间热流的计算方法,对航天服表面最大得热与漏热进行了求解.最终计算结果表明:航天服被动热防护性能对空间热流的影响很大.进行被动热防护设计首先应提高隔热性能,并适当减小表面太阳辐射吸收率与表面黑度的比值.     

First-order feasibility analysis of a space suit radiator concept based on estimation of water mass sublimation using Apollo mission data

Thermal control of a space suit during extravehicular activity (EVA) is typically accomplished by sublimating water to provide system cooling. Spacecraft, on the other hand, primarily rely on radiators to dissipate heat. Integrating a radiator into a space suit has been proposed as an alternative design that does not require mass consumption for heat transfer. While providing cooling without water loss offers potential benefits for EVA application, it is not currently practical to rely on a directional, fixed-emissivity radiator to maintain thermal equilibrium of a spacesuit where the radiator orientation, environmental temperature, and crew member metabolic heat load fluctuate unpredictably. One approach that might make this feasible, however, is the use of electrochromic devices that are capable of infrared emissivity modulation and can be actively controlled across the entire suit surface to regulate net heat flux for the system. Integrating these devices onto the irregular, compliant space suit material requires that they be fabricated on a flexible substrate, such as Kapton film. An initial assessment of whether or not this candidate technology presents a feasible design option was conducted by first characterizing the mass of water loss from sublimation that could theoretically be saved if an electrochromic suit radiator was employed for thermal control. This is particularly important for lunar surface exploration, where the expense of transporting water from Earth is excessive, but the technology is potentially beneficial for other space missions as well. In order to define a baseline for this analysis by comparison to actual data, historical documents from the Apollo missions were mined for comprehensive, detailed metabolic data from each lunar surface outing, and related data from NASA’s more recent “Advanced Lunar Walkback” tests were also analyzed. This metabolic database was then used to validate estimates for sublimator water consumption during surface EVAs, and solar elevation angles were added to predict the performance of an electrochromic space suit radiator under Apollo conditions. Then, using these actual data sets, the hypothetical water mass savings that would be expected had this technology been employed were calculated. The results indicate that electrochromic suit radiators would have reduced sublimator water consumption by 69.0% across the entire Apollo program, for a total mass savings of 68.5 kg to the lunar surface. Further analysis is needed to determine the net impact as a function of the complete system, taking into account both suit components and consumable mass, but the water mass reduction found in this study suggests a favorable system trade is likely.     

舱外航天服热设计技术

提出了舱外航天服热设计技术的研究内容,回顾了国内外在该领域的研究现状.分析了二维冷／热宽温度范围内的人体热调节系统、手指温度仿真以及液冷通风系统传热传质过程,建立了舱外航天服热设计仿真技术平台.通过人体热生理实验对该热设计仿真技术进行了验证.      

航天服材料与发展动向

在载人航天飞行中,航天服是确保宇航员生命安全和具有良好工作能力的必不可少的一种装备,而选择或研制航天服所用的特种材料是航天服研制中的一项关键枝术。本文就空间环境对航天服材料的影响,航天服材料性能要求及其发展动向进行了较全面的论述。     

Theoretical performance analysis of electrochromic radiators for space suit thermal control

Variable emissivity electrochromics have been proposed as an enabling technology for integrating a radiator capability into a space suit in order to augment or replace the traditional means of heat rejection achieved via water sublimation. Thermal analysis was performed to establish design trade spaces and to provide operational guidelines and performance specifications for electrochromic technology development. Based on using the available surface area of an entire space suit as a radiator and the projected infrared emissivity modulation capability of state-of-the-art electrochromic material, the proposed application for space suit heat rejection suggests the potential exists to reduce or eliminate reliance on water consumption for thermal control within a defined range of metabolic and environmental boundary conditions.     

临近空间风切变特性及其对飞行器的影响

基于MERRA再分析资料的风场数据,根据数理统计理论,对酒泉（39.1°N,98.5°E）上空临近空间的20~78 km的大气风场进行了风切变特征分析,并分析了临近空间风切变对飞行器的影响。研究表明,临近空间最多风向在1月和10月为西风,7月为东风,4月在50 km以下为西风,以上为东风;99%概率最大风速在1月最大;最大风引起的风切变存在一定的高度范围。根据最大风和最小风给出了综合矢量风。此外发现临近空间风切变对飞行器产生的风攻角显著,对马赫数为3、5和8的飞行器产生风攻角在69 km最大,分别为8.5°、5.1°和3.2°。      

发射箱气密监测方法

通过对导弹贮运发射箱在各种使用环境下的气密性分析 ,建立了发射箱可靠贮存数学模型。根据模型设计了一种通用型内环境气密监测仪 ,对发射箱在贮存、运输状态下的密封性进行动态监测 ,能准确地预测发射箱对导弹的有效贮存期 ,保证导弹的贮存可靠性     

基于空间分层组合设计的火箭落点实时计算模型

为保证航天发射任务航区安全,实现火箭落点的高精度实时快速计算,提出一种基于空间分层的数学模型,对落点计算几何模型与动力学模型进行组合设计.该模型将弹道空间分层为自由段和再入段,自由段采用地球扁率修正的落点计算几何椭圆模型,而再入段采用考虑了空气阻力的动力学模型,并加入地球摄动及旋转等因素的修正.经与实际落点数据对比验证,该模型实现了精度和效率的最佳融合,能够满足航天发射任务火箭落点高精度、快实时的计算要求.      

载人深空探测任务的空间环境工程关键问题

对载人深空探测过程中将遭受的太阳宇宙射线、银河宇宙射线、微重力、尘与尘暴、深空微生物等环境进行分析。对不同深空环境给航天员带来的威胁进行了探讨。从物理屏蔽防护、辐射风险的监测和预警、辐射防护药物、航天员选拨等角度对采取的措施进行了阐述。从空间辐射对航天员的损伤机理、抗辐射和微重力药物开发、空间辐射屏蔽防护结构与材料、航天服自清洁、抗微生物侵蚀材料的研发等多个角度对需要进一步开展的工作进行了讨论。     

气路闭环横向互联空气悬架车身高度调节

为进一步改善空气悬架动力性与能耗经济性,结合互联空气悬架系统与高低压罐气路闭环车身高度调节系统的优点,提出气路闭环横向互联空气悬架系统.针对传统空气悬架车身高度控制策略应用于互联悬架存在的移植性缺陷,构建专门适用于横向互联空气悬架的车身高度比例积分微分-脉冲宽度调制(PID-PWM)控制策略,基于MATLAB/Simulink建立整车数学模型并进行仿真分析.仿真结果表明该控制策略响应迅速,且避免了超调现象,解决了传统空气悬架车身高度控制策略应用于横向互联悬架的移植性缺陷等问题.搭建试验台架,进行车身高度调节试验并对储气罐不同初始气压下充放气时间及控制误差进行研究.试验结果表明,提出的控制策略能准确地实现气路闭环横向互联空气悬架系统车身高度的切换,验证了所建模型的正确性以及控制策略的有效性,储气罐不同初始气压对车身高度调节性能的影响研究为车身高度调节的参数选择提供了依据.