维珍银河公布亚轨道游船设计

英国维珍银河公司1月23日公布了其亚轨道太空旅游飞船及其载机的设计.根据设计,未来想找刺激的人将可以乘坐一种漂亮的飞船到太空边缘观光旅游.称为"太空船二号"的飞船将挂载在庞大的"白骑士二号"双体载机下部升空.     

叶轮盖板侧的流动对离心泵泄漏量的影响

利用动量矩定理,建立了叶轮盖板中流体旋转角速度的一阶微分方程,得到了计算离心泵泄漏量的方法.为了获得泄漏量,需要进行迭代求解.从该微分方程出发,可得到容积效率、轴向力等参数.试验研究表明,用此公式计算的理论泄漏量和试验值之间的相对误差在7%～10%以内,验证了该方法的合理性和正确性.     

21世纪国外深空探测的关键技术(上)

21世纪初,美国、俄罗斯、欧洲(含各国)、日本以及印度等国家或地区纷纷出台了一系列新的深空探测发展战略和相应的规划与计划.为了实现这些战略和计划,首要之举就是突破关键技术.目前各国正在为月球、火星和更远天体的科学探测任务研发各类关键技术.     

电子系统的电磁脉冲效应及防护

电磁脉冲对电子系统具有很强的干扰和破坏作用.为研究电磁脉冲对电子系统的影响,进行了静电放电电磁脉冲对单片机系统的辐照效应实验.实验表明,单片机系统在静电放电电磁脉冲作用下,会出现多种故障现象.在效应实验基础上,研究了单片机加固技术.     

文献“Environmental Testing for Launch and Space Vehicles”[1]点评

作者根据多年的实践经验,对该文献中重要部分进行了点评,指出:空间系统的结构设计要"严格"按照环境设计来进行考核,而环境试验的目的除了筛选工艺质量之外,更重要的是验证设计载荷是否合理.文章还分别对声、振动和冲击试验中的关键步骤和内容进行了解析和说明.     

星载信息安全保障系统构想

阐述了星载信息安全保障系统对卫星自身信息安全防护的重要意义.介绍了星载信息安全保障系统的概念、基本组成,以及与卫星其它部分之间的关系.对该系统的信息感知、信息环境分析和行动决策、信息对抗三个子系统的基本功能和工作方式进行了描述.     

遂宁近距导航台复台技改分析

引言遂宁近距导航台为NDB导航台,始建于1980年5月,于1982年正式启用。该台站站址距遂宁机场跑道北端1025m,台站工作频率为465kHz,识别信号为M。于2002年8月26日因校飞时信号偏     

21世纪国外深空探测的关键技术(下)

(八)综合电子系统技术 综合电子系统将深空探测器的遥测、遥控、自主控制和管理等功能综合在一个以微处理机为主的系统中,达到信息共享.关键技术包括嵌入式计算机系统技术、数据总线技术、大容量存储技术和微型元器件技术.发展方向是小型化和集成化.     

伊万诺夫:俄不能变成太空出租司机

俄罗斯主管军事工业的第一副总理伊万诺夫1月23日在俄联邦航天局理事会会议上说,如航天发射仍是俄在该领域的唯一业务,俄将有变成"太空出租司机"的危险.他说:"俄航天局如今赚得的大部分收入是靠发射外国卫星.     

低空多喷管发动机喷焰红外特性研究

对多喷管火箭发动机低空尾焰的红外辐射特性进行了研究.基于热流法建立了喷焰红外传输计算模型,数值模拟了四喷管发动机尾流场2～5 μm光谱的红外特性.获得了光谱、波段辐射强度仿真数据及红外仿真热像,并与单喷管喷焰的红外特性进行了比较.考察了不同的喷管间距、探测方向、飞行高度对喷焰表观辐射强度的影响.结果表明,多喷管尾喷焰红外辐射光谱选择性与单喷管相似,但光谱峰值无线性关系;对于低空四喷管发动机尾喷焰,红外特性随喷管间距增加有所增强,随飞行高度增加,喷焰红外辐射强度提高.     

高空发动机燃料主管路防热罩设计优化

针对火箭飞行工作中高空发动机燃料主管路系统防热罩存在热防护能力不足的问题,开展了高空羽流条件下的仿真计算和分析,依据温度计算值确定了防热罩紧固件在高温下抗拉伸强度低,在较高拧紧力矩条件下存在锌、镉脆断裂的薄弱环节,从而导致防热罩脱落。防热罩脱落后其内充填的隔热包覆材料被羽流吹落,燃料主汽蚀管连接法兰直接暴露在高温羽流环境中,高温导致法兰连接及密封失效从而产生燃料泄漏。针对防热罩热防护设计中存在的薄弱环节完成了设计改进,采用头锥形防热罩、高温合金材料的紧固件和多层耐高温隔热材料捆扎包覆等设计改进方案后,经过了高温、振动、地面发动机热试车和飞行试验验证,未出现前述故障。     

复燃对液体火箭返回阶段底部热环境的影响

为了研究垂直起降液体火箭在返回阶段发动机反向喷流及复燃对箭体着陆支腿和底部热环境的影响,建立了尾焰复燃、流场及光谱辐射计算模型。在国内率先对垂直起降液体火箭在返回阶段的箭体底部热环境进行了数值计算,流场计算采用商业软件,复燃反应使用有限速率化学反应模型;采用HITRAN数据库获得喷流气体组分的光谱吸收系数、正反光线踪迹法求解辐射传递方程。利用文献实验结果,对计算进行了验证并考察了复燃对底部热环境的影响。结果表明:复燃反应对包括箭体底面、侧壁面及着陆支腿的对流和辐射热流密度均会明显升高,最高可达80%以上。因此,研究成果适用于液体火箭返回阶段底部精细化热设计,且在设计过程中有必要考虑复燃的影响。     

月球探测器着陆过程羽流热效应数值模拟研究

考虑到月球探测器着陆过程变推力发动机工作可能引发羽流热效应,通过差分求解N S方程与直接模拟蒙特卡洛(DSMC)耦合的方法,针对探测器变推力发动机羽流的连续流区与稀薄流区进行了数值模拟,获得了着陆过程不同状态探测器表面的羽流气动热流密度分布,分析了探测器在不同高度及坡度受到的羽流热效应,研究了探测器因落月惯性与发动机延时拖尾等特殊工况羽流气动热的影响程度。数值模拟结果表明,探测器受到的羽流气动热影响总体随着发动机出口与月面间距离减小而急剧增强,随着距离减小至0.434 m,热流密度最大值为429 kW/m 2 ,而且月面坡度对羽流热效应有减弱作用。研究结果可为探测器关机策略的制定提供支撑,为探测器关键部位的热防护提供输入,为探测器整体的设计优化提供服务。     

飞行环境对火箭喷焰微波衰减特性的影响

本文采用一种近场和远场分区耦合、时间相关法和空间推进法相结合的方法计算分析了飞行环境对火箭喷焰微波衰减特性的影响。计算结果表明高空飞行时的喷焰温度低于地面环境下的喷焰温度。但是,由于市容工环境压力的降低使得喷焰的复合效应减弱导致自由电子数密度沿喷焰轴向衰减减慢,使得高空飞行时喷焰对微波的有效作用范围增大。由此可以推断实际飞行时喷焰的微波衰减比在地面环境时更为严重。     

泵压式发动机精细化热分析技术

上面级泵压式发动机结构复杂、经历的热环境复杂多变,须通过严格的热控设计以保证飞行过程中发动机部组件温度在合适范围内,因此研究泵压式发动机的温度变化规律对发动机研制具有重要作用。文章在分析上面级泵压式发动机热环境特点的基础上,提出了泵压式发动机的热分析建模方法,采用热网络法进行了泵压式发动机精细化热环境分析。通过发动机热平衡试验验证了热分析模型和方法的正确性,获得了发动机在飞行过程中的温度变化规律,可为后续泵压式发动机热分析提供参考。     

不同尾翼受发动机羽流作用对弹体飞行性能的影响

针对某型靶弹在试验飞行时采用不同尾翼布局所得的截然不同的飞行结果，开展了固体火箭发动机喷流干扰对飞行器飞行性能影响的研究。结果表明，发动机喷流与发动机推力偏心、偏斜的共同作用将对飞行器飞行姿态和弹道产生影响，且影响程度与飞行器尾布局有很大关系。     

固体火箭尾舱热环境研究

对固体火箭尾舱热环境的组成成分进行了分析，利用理论和数值仿真方法，给出固体火箭沿真实飞行轨道条件下的热环境预示结果，并与地面试验及飞行试验测量结果进行对比。结果表明，固体火箭尾舱热环境存在天地差异，在地面发动机试车状态时，尾舱热环境以喷流辐射热流为主；真实飞行状态时，在发动机喷流和高速来流的相互作用下，火箭尾舱还存在量值更大的对流热流。针对固体火箭尾舱对流热环境提出的线性化热学参数单一介质数值模拟方法可用于固体火箭尾舱热环境设计。     

高空飞行环境中液体运载火箭底部热环境研究

采用数值模拟和飞行测试验证相结合的方法对液体运载火箭高空对流/辐射耦合换热问题开展系统深入研究。基于燃气多组分输运Navier-Stokes方程、热辐射方程、Realizable k-ε两方程湍流模型，建立了高空含自由流的运载火箭燃气喷流流动模型。辐射模型采用离散坐标法(DOM)，空间离散采用二阶迎风TVD格式，对多个典型飞行高度火箭底部热流进行大型并行计算，将数值结果与试验数据进行广泛对比，验证了计算模型的精度和有效性。数值研究表明，火箭底部辐射热流在刚起飞阶段达到最大值，随着飞行高度上升，辐射热流逐渐降低，火箭底部对流热流表现为先升高后降低的趋势，并在20 km高空达到峰值。本文的预测分析方法对液体运载火箭底部热防护设计具有重要的理论意义和工程应用价值。     

空间站空空支架天线热设计与仿真分析

为研究核心舱飞行姿态、空间外热流、核心舱发动机羽流参数以及天线外表面热控涂层对空间站空空支架天线温度的综合影响,验证天线被动热控设计的有效性,进行了2种低温工况和6种高温工况的热分析。结果显示:低温工况下,通信天线惯性飞行时的最低温度低于正向飞行时的;展开臂多层表面最低温度为-85 ℃,满足温控指标。高温工况下,通信天线惯性飞行时的温度高于正向飞行时的;轨控发动机的羽流热效应大于偏航发动机的。通信天线内外表面均喷涂ACR-1温控白漆,1倍轨控发动机羽流热流密度时,最高温度为123 ℃,可满足实际使用要求。