低气压温控设备的舱内环境温度影响因素分析

低气压温控设备用于模拟临近空间低气压和高低温环境,低气压环境的温度场控制是低气压温控设备的关键指标,也是设计难点。文章首先通过Fluent软件对无风扇扰动的低气压舱中的环境温度进行数值仿真,研究热沉开孔对舱内环境温度的影响;在低气压舱模型中增加风扇模型,分析强制换热对低气压舱内环境温度的影响。通过在低气压温控设备中进行的无强制对流的温度控制试验,研究此时空间温度的降温速率、试验舱压力和舱内试件工装对舱内环境温度的影响。数值计算和试验研究结果表明,热沉开孔、扰动风扇、试验舱压力和试件工装均对低气压舱内环境温度有影响,在低气压温控设备的研制中,需综合考虑上述因素。     

液体运载火箭舱段防结露吹除流量控制技术研究

常温推进剂液体火箭在炎热季节加注后往往容易产生结露现象,结露后形成的积水严重影响舱内仪器设备及电缆的使用安全。给出防结露吹除用量精确计算方法,通过对吹除入口压力、舱内达到压力、入口及出口面积等方面影响因素进行分析,得出吹除用量与上述因素的关联关系,提出火箭吹除量化控制措施,达到了稳定的控制效果。     

预防热循环试验中试件结露的方法及其除湿效果试验验证

结露现象在航天电子产品热循环试验中十分常见。如不采取除湿措施,则在试验过程中可能对部分电子产品造成不必要的损坏。文章分析了热循环试验中试件结露的原因,并设计试验对蒸发器除湿及充氮气除湿进行验证。结果表明,蒸发器除湿方法不能解决升温阶段相对湿度及含水量明显升高的问题,而常温阶段充入氮气降低相对湿度后再进行试验是更为有效的除湿方法。     

温度循环试验中温变环境下产品温度应力场影响因素分析

以试验箱内温度循环条件下温度快速变化时．热量或冷量由流体一循环风向产品表面和内部传递的过程为研究对象，介绍了流体与产品表面之间的对流传热、产品表面部件自身温度升高、热（冷）量沿传热途径向内部传热这3个影响温度应力场的主要环节的影响因素，并应用实例进行了定性分析，最后对温度循环试验的过程提出了几点建议。     

空间站热收集方式的气压适应性研究

热管理系统是保障空间站正常运行的关键系统,其热量收集通常涉及多种传热方式。 空间站舱内气压下降将削弱空气的对流换热能力,从而造成热收集方式的气压适应性差异。 分析了这种差异及其对空间站热管理的影响。设计了两种针对密封舱的热量收集方式,第 一种单纯用空气强制对流,第二种通过在密封舱内加装冷板,同时采用强制对流、导热和辐 射进行热量收集。首先利用简化的密封舱换热模型给出了描述两种热量收集方式气压适应性 的分析解,然后利用集成全局热数学模型分析给出了热管理系统采用这两种热量收集方式时 压力下降对空间站温度控制的影响。结果表明,当热管理系统以空气对流为主进行热 量收集时,气压下降可能导致舱内温度大幅升高;当同时采用导热、辐射及对流等多种途径 收集热量时,热管理系统的气压适应性较强,有利于空间站的稳定运行。
     

重力对载人航天器密封舱内空气对流换热影响的数值分析

地面重力环境中进行航天器密封舱内空气通风换热试验时,由于自然对流的存在导致换热量和温度分布与空间微重力环境中的情况存在偏差。文章针对航天器密封舱,建立了舱内空气对流换热的数值模型,利用数值模拟软件对有无重力时典型工况下的对流换热进行了数值模拟及模拟结果的对比分析。分析表明重力对壁面换热量的影响较大,而对空气温度及分布的影响较小;且重力的影响随空气与壁面温差的增大而增大,随通风流量的增大而减小,舱间通风也会减小重力的影响。因此在重力环境中进行试验时需要对壁面换热量进行修正。     

稳压CO2气体氛围火星环境模拟试验系统设计

火星表面低压和低温的大气条件意味着传统的热真空试验设备不能满足火星探测任务型号的地面模拟试验需求。为此,设计研制了以CO_2为气体氛围的火星环境模拟系统。采用气氮调温解决了罐体结露的问题,并采用移动压力控制系统保持在试验温度范围内CO_2气体状态和压力稳定。该系统已成功用于多个火星探测器型号部件产品的地面模拟试验,为火星探测任务开展提供了支持。     

KM6水平舱环境控制系统

为满足中国载人航天的需求,研制了可进行人-船-服联合试验的大型空间环境模拟设备——KM6水平舱。文章介绍了该模拟设备的环境控制系统。它有两大功能:一是为舱内参试人员提供气体和应急救生用气;二是控制试验环境,包括对各种环境参数的控制,如控制舱内温度、湿度、压力、局部氧气压力,清除舱内气态污染物。在对水平舱减压时,不仅要注意每一项参数的控制稳定性,还要注意对所有参数的整体控制,因为这些参数是互相关联的。为了研究这些参数之间的关系,对该舱建立了数学模型,得出了不同边界条件下的最优控制方案。     

载人航天器乘员舱空气龄分布数值仿真及试验研究

引入空气龄指标作为载人航天器舱内空气质量新的评价标准。通过空气龄分布研究,能够找出舱内新鲜空气供给较差的位置。建立了载人航天器乘员舱仿真模型,利用FLUENT软件UDS方程求解了舱内空气龄分布。采用示踪气体下降法对仿真结果中空气龄数值较高的位置进行了空气龄试验,测试结果与仿真结果吻合良好。文章的研究结果有助于指导未来我国空间站乘员舱通风系统的设计。     

气闸舱泄复压热力过程研究

为满足航天员出舱活动的需要,出舱活动飞船气闸舱在满足载人飞船密封舱一般要求外,还需经历泄压和复压两个热力过程。伴随气闸舱的泄复压过程,舱内空气因泄压而发生热力膨胀降温现象,因复压而出现热力压缩升温现象;复压用气瓶在气闸舱复压过程中压力急剧降低也出现降温现象,其降温程度将影响气闸舱复压后舱内温度水平。运用热力学方法对气闸舱泄复压热力过程进行分析,并通过地面和在轨飞行试验验证了分析的正确性,本文工作将为后续载人航天器气闸舱的热控设计提供参考。     

针刺C/C复合材料高温力学性能试验及本构关系

为研究针刺C/C复合材料高温下力学性能,通过C/C材料试件不同温度下的拉伸、压缩及剪切性能试验,观察试件在高温和外载荷作用下的破坏模式,获得了材料不同温度下的应力-应变曲线。基于对Jones-Nelson-Morgan模型改进并引入温度系数,建立了C/C复合材料高温本构关系模型,并与试验结果进行了对比。结果表明,在温度≤1800℃,针刺C/C材料为线弹性本构关系,C/C材料拉伸、压缩及剪切强度均随温度的升高呈先升高、后降低趋势,在温度≥1600℃后,强度逐渐降低;建立的高温本构模型计算结果与试验结果吻合较好; C/C材料整体表现为脆性破坏,拉伸破坏纤维拔出尺寸较短,压缩破坏断口呈现45°豁口。     

载人飞船总装过程中舱内环境污染的控制

针对载人飞船在总装过程中因灰尘控制不够和舱内空气不能有效流通而造成舱内环境污染的问题,提出了解决方案。重点介绍了变风量换气除尘设备的应用及其功能,阐述了工作原理并做了计算。该方案在实践中已取得较满意的效果。     

推力室逆置点火瞬时真空舱流场数值与试验研究

针对高空模拟舱内逆向布置的推力室点火瞬时过程中舱内压力的变化规律进行了理论和数值仿真分析,推力室高速气流的动能是推力室短程点火过程中舱内压力大幅上升的主要原因.为保证推力室点火时舱内的真空度,需要在推力室出口配置导流装置将燃气导出真空舱.对单台和4台并联推力室进行点火试验,试验表明：采用燃气导流能够较好保持舱内真空度,是整机多推力室高空模拟试验的新思路.     

通过赴美预验收谈温湿度试验及其设备

文章介绍了温湿度试验箱的选项标准、性能要求及验收体会。其预验收的 Thermotron 的试验箱不仅可以控制箱内环境温度,也能控制试件温度(由试验类型决定控制方式),而且具有-10℃露点扩展功能,从而满足了航天器温、湿度试验的要求。文中也给出了预验收的具体测试结果。     

中国新一代载人飞船返回舱热控设计优化研究

文章针对新一代载人飞船返回舱再入过程气动热环境和返回舱传热特性,建立了气动热环境下返回舱动态耦合传热集总参数模型,能够描述返回舱防热层内侧蜂窝板、舱体、设备和舱内空气间的导热、对流及辐射动态耦合换热过程。文章应用该模型对典型新一代载人飞船返回舱气动热环境下的传热特性进行了分析,提出了防热烧蚀层内侧铝蜂窝板表面包覆多层隔热材料、增强舱外设备与返回舱壁热耦合、降低设备表面红外发射率等返回舱热控优化设计措施。热控优化措施应用于中国新一代载人飞船试验船,并通过首次在轨飞行验证,在近第二宇宙速度返回气动热环境下,返回舱结构、空气、设备等各项温度指标均满足指标要求,验证了返回舱热控设计的合理性。研究结果可为返回式航天器热控系统设计提供参考。     

密封舱流动换热的地面降压模拟研究

地面降压模拟技术是研究裁人航天器舱内流动换热的有效手段,该技术的关键在于选取一个合适的舱内压力,使得地面条件下自然对流的影响得以消除。对应着某一个舱内压力,自然对流对流动换热的影响刚好得以消除,该舱内压力可定义为临界压力。文章利用数值模拟软件I—DEAS,针对处在独立飞行状态下的某一载人航天器,选取不同的舱内压力,分别对空间条件和地面条件下密封舱内的流动换热进行稳态数值模拟,得到了舱内温度分布和对流换热系数。在不同舱内压力下,通过比较空间条件和地面条件的计算结果,分析地面条件下自然对流对流动换热的影响是否得以消除。根据分析结果,给出了该载人航天器在使用地面降压模拟技术中的临界压力。     

碎片云撞击密封舱穿孔对其内压力和温度影响研究

为了了解碎片云撞击密封舱穿孔对其内压力和温度的影响程度及规律，以平面激波和热力学理论为基础，建立了碎片云高速撞击密封舱穿孔对其内大气压力和温度影响的模型，通过计算发现模型计算结果与实验吻合得较好。通过模型计算，结果表明：碎片云撞击密封舱舱壁穿孔造成其内大气压力和温度的变化趋势具有相似性；舱壁穿孔瞬间，舱内大气压力和温度只在距穿孔处一定距离发生剧变；碎片云撞击速度越大，引起舱内大气压力和温度的变化也越大。     

超高真空环境冷焊与防冷焊试验现状与建议

国外的冷焊试验从环境压力(真空度)、试件温度、试验接触面的法向压力、试验表面光洁度污染情况以及接触面是否有相对运动等主要影响因素进行分析;同时采用用于冷焊效应研究的环境试验卫星进行空间冷焊试验;在冷焊防护方面也进行了大量飞行试验及地面模拟试验,试验表明三氧化二铝、二氧化锆、三氧化二铬及二硫化钼等薄膜层能有效降低金属面间的摩擦系数,可以防止冷焊效应的发生。国内冷焊试验主要是地面模拟试验,文章对国内各种超高真空冷焊及防冷焊试验设备分别从用途、技术指标和设备组成等几方面作了详细介绍。并对今后这方面的研究方向提出了建议。     

微生物太空歼灭战

国际空间站根据航天器微生物产生、传播和腐蚀作用等三个密切关联的阶段，从微生物源控制、舱内气体环境控制和结构表面控制等三个模式，构建了航天器微生物综合控制的整体解决方案。针对微生物源，使用抗菌清洁用品、粪便消毒处理、废弃物真空密封等方式；针对舱内气体环境，采用循环过滤除尘灭菌系统等技术完成对舱内环境的灭菌功能；针对结构表面，通过材料抗菌技术、表面抗菌及洗消技术控制结构表面微生物，最终实现微生物控制。     

碳纤维基底真空沉积涂层耐温度循环性能加速试验方法研究

为了考核某低地球轨道卫星微波探测类载荷碳纤维基底天线反射器的真空沉积涂层在轨承受高低温循环的能力,以确保该涂层在轨经历频繁高低温循环后的性能仍满足产品在轨工作要求,提出基于航天产品环境应力筛选建立温度循环加速因子模型的试验方法,并开展不同规格试件的温度循环加速试验。按等效在轨8年寿命,在试验前、试验中和等效寿命延长约1/3后共进行14次试件涂层外观检查和热控性能箱外测试,结果表明涂层外观完好,太阳吸收比和发射吸收比均符合指标要求,耐温度循环性能优异,满足在轨使用要求。