大推力发动机高温隔热屏设计及优化研究

以卫星用大推力发动机高温隔热屏为研究对象,根据传热机理建立了其瞬态传热模型。对不同边界温度条件下高温隔热屏的瞬态传热过程进行数值仿真,且经对比,仿真计算出的隔热屏温度值与试验结果吻合良好,验证了模型的准确性和适用性。利用该模型设计了某卫星高温隔热屏,并分析了隔热屏覆盖层发射率、反射屏发射率、比热容等对隔热屏瞬态隔热性能的影响。研究结果为隔热屏的设计和优化提供了依据。     

轨道分子屏极高真空实验室设计技术研究

给出了一种新型的近地轨道极高真空分子屏实验室设计。作者计算了可变翼分子屏周围大气分子的入射及散射、分子屏材料放气在屏内的分子数流密度。通过调整分子屏的翼角,分子屏内的压力可以达到10-12Pa。计算结果指出:在近地轨道选择合适的分子屏参数,可以在极高真空环境下加工超纯材料。     

大功率离子推力器屏栅电源拓扑技术进展与展望

将离子推力器电源处理单元(PPU)的屏栅电源拓扑作为研究对象,从电推进发展现状及趋势出发,介绍了国内外的研究进展和应用情况。主要就目前屏栅电源所用到的双全桥并联拓扑、全桥谐振变换器、推挽变换器组成的组合变换器拓扑和全桥软开关拓扑进行论证分析,归纳了各屏栅电源拓扑的技术特点,最后结合我国今后PPU屏栅电源的发展需求,对屏栅电源新技术、新拓扑和功率量级等3方面作出展望,可为今后研制超大功率PPU屏栅电源提供研究方向与技术参考。     

空间多层打孔隔热材料热分析及性能研究

分析了空间多层打孔隔热材料中导热和辐射的复合传热问题,建立了反射屏的能量方程.结合有限差分法,提出了空间多层打孔隔热材料反射屏温度计算的模型以及内部辐射数值分析模型.分析了层密度、打孔率、反射屏表面黑度和反射屏厚度等主要的多层打孔隔热材料参数对材料隔热性能的影响.该材料性能的研究对提高空间多层打孔隔热材料的隔热效果,实现材料的优化设计具有积极的指导意义.     

正撞击下双层墙结构防护屏防护性能仿真研究

文章利用AUTODYN软件对铝合金球形弹丸正撞击双层墙防护结构进行了仿真研究,比较了双层墙防护结构中铝合金材料和复合材料防护屏的防护性能。结果表明:在相同的面密度和构型下,双层墙防护结构中铝合金防护屏的防护效果优于复合材料防护屏。     

低轨道带可变翼的平板型极高真空分子屏

本文计算了在低轨道自由飞行的平板型分子屏（ＷａｋｅＳｈｉｅｌｄＦａｃｉｌｉｔｙ）加了可变翼后，分子屏后实验区的压力分布。计算中考虑了分子屏和翼材料出气对实验区压力的影响。本文并对加可变翼和不加可变翼、考虑出气和不考虑出气几种情形进行了计算和比较。我们的结果表明：给轨道分子屏加上可变翼后，其实验区的压力可比不加可变翼降低一个数量级以上，压力达１０－１３Ｐａ。本文的研究表明，这种给轨道分子屏加可变翼的模型对更好的利用分子屏环境是非常有利的。     

200-1000km轨道极高真空分子屏尾区压力的数值计算

计算了在200～1000 km 低轨道自由飞行的平板型分子屏后实验区的压力分布。计算中考虑了分子屏和翼材料出气对实验区压力的影响。结果表明:分子屏提供了非常好的极高真空环境。但轨道高度从200 km 升高到1000 km 时,压力降低不大。     

具有吸附性的平板型轨道分子屏离轴区域真空特性的研究

轨道分子屏真空系统,是利用分子屏轨道飞行速度远大于轨道环境大气的平均热运动速度,使空间环境对分子屏产生理想的抽速,在尾部形成气体分子的稀化区,达到极高真空.对平板型轨道分子屏,现有的文献中,仅仅计算了沿对称轴线的压力分布,然而,由于实际的分子屏试验,试件是具有一定尺寸的三维物体。仅仅获得对称轴线上的真空信息是不够的,需要对偏离对称轴线的空间点,进行分析计算.文章针对具有吸附性的平板型轨道分子屏,对偏离对称轴线的压力分布计算,提出了一套计算方法,对500km 的轨道高度,计算结果表明:当考察点与分子屏表面的距离(=|Z0|)小于1.0m,偏离对称轴线的距离小于1.6m 时,真空度维持在优于10~(-10)Pa 的数量级。建议在这一尺度范围进行材料试验。     

电磁波通过周期性金属栅格或板的简单传输公式

本文给出垂直入射的平面电磁波,通过周期性金属栅格(电感屏)或金属板(互补的电容屏)时的传输系数的简单闭型近似解.对级联的屏与介质板,也列出了显式公式.我们的简单近似公式如与精确解相比较,数值精确度也是高的.     

一种高能激光光强测试新方案

为了测试高能CO2激光光强分布,提出利用半导体制冷片作为靶屏,用热像仪测量屏表面温度,通过热像仪的图像回推屏上光强分布.从理论上分析了工作中的制冷片在CO2高能连续激光辐照下热面温度的时空分布,给出回推光强的重构算法.     

FY-2C星辐射致冷器太阳屏研制

在风云二号(FY-2)01批气象卫星的基础上,为提高辐射致冷器(以下简称辐冷器)的性能,对C星辐冷器太阳屏进行了改进.根据太阳屏保护膜厚度和翻边白漆等表面特性对辐冷器性能的影响,通过控制保护膜厚度和改用耐紫外光的KS-Z无机漆等以改善C星太阳屏表面特性.地面试验和在轨测试结果表明,C星辐冷器温度和制冷量均在理论计算范围内,太阳屏技术改进有效.     

某发动机喷管周围流场研究

运用Fluent流体动力学软件,采用结构化网格和RNG k-ε湍流模型研究了热试车条件下,某带高温隔热屏发动机喷管周围及隔热屏上温度场的分布,计算结果与试验结果吻合较好.研究结果表明：推进系统热试车条件下,高温隔热屏各组成部分温度均在各自耐受温度以内;高温隔热屏能有效地将发动机羽流的对流及辐射进行隔离,避免高温燃气对发动机周围的推进系统组件进行再加热.     

空间多层打孔隔热材料热分析及性能研究

分析了空间多层打孔隔热材料中导热和辐射的复合传热问题，建立了反射屏的能量方程。结合有限差分法，提出了空间多层打孔隔热材料反射屏温度计算的模型以及内部辐射数值分析模型。分析了层密度、打孔率、反射屏表面黑度和反射屏厚度等主要的多层打孔隔热材料参数对材料隔热性能的影响。该材料性能的研究对提高空间多层打孔隔热材料的隔热效果，实现材料的优化设计具有积极的指导意义。     

用于小行星探测的离子电推进屏栅电源拓扑研究

为了满足小行星探测中离子电推进多工作点调节的需求,将离子电推进电源处理单元(PPU)屏栅电源的拓扑结构作为研究对象,介绍了国内外屏栅电源的现状与应用场合,分析了各个屏栅电源拓扑结构的特点,最后得出了LLC拓扑可以满足任务要求。通过对LLC拓扑的工作特性分析,提出了一种简化的时域增益曲线模型,以适应宽范围输入的要求。结合目前对于LLC拓扑的研究,提出数字化控制方式、三电平谐振变换器和混合控制3方面的技术展望,可为今后研制高效率、轻质量的离子电推进PPU屏栅电源提供技术参考。     

适应高温隔热屏安装的卫星1194A接口质测适配器设计

为了优化某卫星的发射场总装和测试流程,避免反复装拆高温隔热屏或在卫星加注后安装高温隔热屏的高难度操作,文章提出了一种适用于1194A接口卫星的适配方案。经过对安装高温隔热屏的卫星与质测适配器的接口尺寸分析,以及对相关操作流程的分析和对比,设计了1194A接口的工艺转接环;经静力学分析和公差设计,解决了高温隔热屏下缘伸出卫星对接框下侧而与质测适配器发生干涉的问题。该适配器在某型号卫星上应用后,质测结果的称重精度为0.5 kg,力矩测量精度为0.2 kg·m,满足技术要求。     

温度对Whipple防护屏弹道极限参数影响的试验研究

在中国空气动力研究与发展中心超高速所的超高速碰撞靶上进行了-110°、20°和150°温度条件下铝质Whipple防护屏在4.0～6.0km/s范围内的超高速撞击试验。试验获得了该Whipple防护屏在三种温度条件下的弹道极限参数及其变化规律,结果表明：在本文试验状态下,温度对Whipple防护屏弹道极限参数的影响不显著;试验得到的弹道极限参数均大于Christiansen方程的预测值。     

航天器波纹防护屏高速撞击实验研究

微流量及空间碎片的高速撞击威胁着航天器的安全运行 ,导致其严重的损伤和灾难性的失效。本文给出和分析了柱状弹丸高速撞击铝合金波纹防护屏 Whipple防护实验研究的结果。结果表明 :波纹防护屏具有分散不同入射角弹丸高速撞击所产生碎片云损伤能量的特性 ,并能降低弹丸滑弹碎片对航天器外部结构和子系统的损伤 ,该防护结构的防护性能优于铝合金板防护屏 Whipple防护。     

球形弹丸超高速正撞击Whipple防护结构损伤分析

为了掌握航天器防护结构受空间碎片高速撞击的防护性能及其损伤破坏模式,采用二级轻气炮结合高速X光照相系统,对球形弹丸超高速正撞击5A06铝合金whipple防护结构进行了试验研究.根据试验结果分析了铝合金whipple防护结构的防护屏和舱壁在弹丸撞击速度为2.0-5.2km/s、弹丸直径为4mm和6.35mm及防护屏厚度为0.5film、1.5mm、2mm和3mm区间的损伤模式,总结了防护屏穿孔和舱壁损伤随弹丸撞击速度、弹丸直径以及防护屏厚度变化的规律.根据高速x光照片分析了碎片云速度和形态的变化趋势,进而从碎片云角度对舱壁损伤模式进行了分析.     

球形轨道分子屏极高真空系统的抽气方程

地面真空系统中,气体处于封闭的真空容器内,达到平衡状态时,压力 P 与抽速 S 的关系是:P=OIS;轨道分子屏极高真空系统是开放的(或者说具有部分真空容器),相应的抽气方程应该是怎样的形式呢?文章提出了一个物理模型,推导出了球形轨道分子屏极高真空系统的抽气方程。     

基于空间目标特性的无缝搜索技术研究

为了解决常规雷达搜索屏拦截空间目标概率不高的问题,利用空间目标过境具有周期性的特征,提出一种高拦截率的无缝搜索方法。当搜索屏经度覆盖范围大于等于目标重访经度差时,目标过境将至少被搜索屏拦截1次。利用这个特征,通过优化相控阵雷达法线仰角和搜索波位的驻留时间改变搜索屏的空间和能量分布,使各个轨道高度处的搜索经度覆盖范围等于目标的重访经度差,从而在最小时间资源开销的条件下实现了空间目标高概率拦截搜索。仿真结果表明,在时间资源开销相同的条件下,提出的无缝搜索方法与常规搜索方法相比,可将空间目标平均拦截率由90.93%提升至99.94%。研究对于提升空间目标监视雷达搜索效率具有较高的应用价值。