KM6太阳模拟器拼接式准直镜的装校技术

KM6太阳模拟器准直镜是由121块正六边形的球面单元镜拼接而成,拼接后有效口径为6636mm、曲率半径为24800mm。文章分析了3种经典的球面反射镜光学装校的原理,并根据KM6太阳模拟器光学系统的结构参数,确定用平行激光束聚焦的原理装校准直镜。以该原理为基础设计了360°旋转式装校装置,结构简单易行,很好地实现了准直镜的光学装校。文章还分析了装校过程中测量仪器误差、操作人员判读误差对准直镜装校精度的影响。     

KM6太阳模拟器设计概述

文章介绍了KM6太阳模拟器的设计方案.为实现先进的技术指标,KM6太阳模拟器选用了离轴准直光学系统设计方案,并对该光学系统进行了理论分析.文章还介绍了机械结构设计、冷却系统设计、电控系统设计、光学装校和光学测量设备设计的关键.采用有限元分析方法对设计进行了优化.     

半导体激光准直仪设计

根据KM6太阳模拟器光学装校系统的技术要求,文章提出了半导体激光器输出光束的两套准直方案.分别介绍了这两套技术方案的原理,并进行了比较,决定采用在激光器前加前准直光学系统的方案.介绍了准直光学系统的设计,并对所设计的光学镜头进行了像质分析;设计了与光学系统相配套的机械结构,给出了激光光束的准直性分析.结果表明:自行设计的半导体激光准直仪,技术指标明显优于市场上可提供的光束发散角为5～8 mrad的半导体激光准直仪.为KM6太阳模拟器光学系统装校工作顺利进行提供了保证.     

大型太阳模拟器研制技术综述

文章简要介绍了国外典型的大型太阳模拟器及其技术指标,并对其研制过程中的相关技术问题进行了较为全面的总结,包括光源的选择及点燃方式、光学系统的选用与设计、光学系统的装校、太阳模拟器性能测量以及冷却等,为我国研制KM6太阳模拟器提供了技术借鉴与参考。文章最后讨论了KM6太阳模拟器的总体设计方案,提出拟采用中等功率的氙灯作为光源,并将氙灯的点燃方式从垂直点燃改成水平点燃,避免了由于平面反射镜的存在而导致15%的能量损失。     

KFTA太阳模拟器研制

KFTA太阳模拟器是一台光线水平入射的离轴准直型太阳模拟器,其离轴角为25?、辐照面的直径为600 mm。在太阳模拟器的研制中,采用了具有一定技术难度和风险的氙灯水平点燃技术方案。文章从方案设计、系统设计、关键技术及其调试试验等方面,介绍和分析了KFTA太阳模拟器的设计计算方法。KFTA太阳模拟器的成功研制对于建造大型太阳模拟器具有参考价值。     

太阳模拟器准直镜热设计方法

文章建立了某太阳模拟器准直镜的数学模型,利用MATRIX软件建立了仿真模型,对准直镜的温度分布进行了分析,对辐射冷却、电加热调温方案的温控效果进行了研究,并给出了设计建议.     

高准直太阳模拟器研制

为满足某新型号太阳敏感器地面试验需求,研制了一台高辐照度的高准直太阳模拟器,其辐照度为0.8个太阳常数、准直角为32′、辐照面直径为200 mm。在太阳模拟器光学系统设计过程中,将理论计算与光学设计软件的优化、仿真相结合,重点对组合聚光镜、积分器组件进行了优化设计,大幅度提高了能量利用率。     

KFTA太阳模拟器灯单元的方案设计

在进行KFTA太阳模拟器的设计中,首次采用了氙灯水平点燃的灯单元设计方案。氙灯水平点燃既可以提高太阳模拟器的能量利用率,又降低了成本,节省了人力、物力,但同样也面临着许多新的问题：灯的选择、灯的稳弧、灯的水平调节机构以及灯的应力分析等。文章正是从以上各个方面阐述了KFTA太阳模拟器灯单元的设计思想及方法。     

20kW氙灯单元试验开关电源研究

文章介绍了KM6太阳模拟器氙灯单元试验的全部过程,对短弧氙灯的伏安特性进行了研究.通过触发器性能的测试,对开关电源指标和稳定性进行了阐述.     

氙灯水平点燃太阳模拟器灯单元设计

在进行KFTA太阳模拟器的设计中,文章首次采用了氙灯水平点燃的灯单元设计方案。氙灯水平点燃既可以提高太阳模拟器的能量利用率,又降低了成本,节省了人力、物力,但同时又面临着许多新的问题,例如灯的稳弧、灯的水平调节机构以及灯在使用过程中需注意的问题等。文章正是从以上各个方面阐述了KFTA太阳模拟器灯单元的设计思想及方法。     

膨胀循环发动机推力室传热优化

针对膨胀循环发动机推力室身部燃气侧的内壁增强换热结构和冷却剂侧的冷却通道结构这两个影响推力室身部换热最关键的结构分别进行多种结构下的数值模拟对比。通过分析各结构的模拟结果,得到了能够合理提高推力室身部换热能力的内壁加肋结构和圆柱段冷却通道深宽比的结构特征。     

一种在地面测试中使用的卫星放大器散热方案

射频放大器是星上重要的电子器件,对工作温度要求严格,卫星在地面测试过程中,射频功率放大器需要进行良好的散热,以保证其正常稳定的工作。文章介绍了一种新型的散热方案,并叙述了其具体原理和实施方案。     

红外灯热流分布试验研究

文章采用蒙特卡罗法建立了红外灯单灯热流分布模型并在真空低温环境下进行了红外灯热流分布测试,以验证模型的准确性。测试在KM2空间环境模拟器中进行,采用黑片作为热流传感器。测试过程避免了空气对流对测试的影响,确保了测试数据的准确。对比分析表明,模型计算结果与实测结果偏差在5%以内,满足设计要求,可以作为红外灯阵热流分布模型的建立和红外灯阵热流优化的基础。     

面关机针栓式喷注器发动机头部传热分析

对面关机针栓式喷注器发动机头部的传热情况进行了分析建模,应用数值方法分别计算了发动机在工作过程和关机后头部集液腔内推进剂温度的瞬态变化情况.计算结果表明,发动机在工作过程中头部集液腔中的推进剂温升很小,关机后推进剂有不超过200℃的温升.从计算结果来看,头部的推进剂处于安全的温度范围内.     

高超声速飞行器新型热防护机制研究进展

从气动热载荷的来源出发，介绍了基于流动控制、光辐射操控、原子重组、电子耗散等物理机制的新型热防护机制的原理和进展。分别从环境和材料两方面实现对流热、化学热和辐射热的主动调控，进一步分析了高超声速飞行器新型热防护机制发展的特点和不足，对该领域未来研究的重点方向提出了建议。     

氧化剂质量通量对固液火箭发动机中固体燃料退移速率的影响

针对采用硝酸/HTPB型推进荆的固液混合火箭发动机,采取数值方法研究了氧化剂质量通量对固体燃料热解表面退移速率及换热的影响.研究表明,固体燃料热解表面轴向平均对流换热热流密度、总热流密度以及退移速率与氧化荆质量通量的n次方近似成正比,n的值介于0.6～0.7之间;固体燃料热解表面的辐射换热热流密度近似与氧化刺质量通量成正比;随着氧化剂质量通量的增加,辐射换热占总换热量的比例逐渐增加,增加幅度逐渐减小.     

金属吸热体真空集热管

文章简要介绍了金属吸热体真空集热管的构造、工作机理和工艺过程,并预示其未来的发展.     

微重力火箭气动加热计算

针对气动外形为曲线、锥（柱）旋转组合体的微重力火箭，采用半球－柱（锥）和后掠翼的气动加热计算方法及公式，分析计算了超高音速飞行状态下微重力火箭各特征表面上的热流及温度，并用一元平板传热模型和差分方法计算了箭体结构内部的温度分布，为箭体结构及热防护提供了有效的设计方法和可靠依据。     

流速及进出液口形式对板式热沉换热性能影响

热沉的换热性能直接影响空间冷环境的模拟效果。文章通过建立不锈钢板式热沉的几何结构模型,利用流体力学理论和有限元方法对板式热沉换热性能进行数值模拟。湍流计算采用RNG模型的k-ε方程,压力–速度耦合计算采用Simple算法,得到热沉壁面温度分布及换热特性参数,同时分析流速及进出口形式对热沉壁面温度均匀性及换热性能的影响。结果表明:较小的流速会导致热沉壁面温度均匀性变差,而流速的增加可以提高热沉的换热效率,但又会增加流体的压力损失。为保证热沉壁面温度分布均匀,需在综合考虑传热和阻力问题的基础上来确定最优的入口流速。当热沉有效尺寸较小时,则进出口布置形式不会影响板式热沉壁面温度的均匀性。     

不锈钢-铜热沉是新的发展方向

文章介绍了KM4铝热沉到KM4铜热沉及从KM3铜热沉到KM3不锈钢-铜热沉的发展过程,充分展现了我国自主研制的空间环境模拟器的强大生命力和技术实力,为我国空间环境工程的发展奠定了坚实的基础。作者认为不锈钢-铜热沉是当今世界的潮流,代表了空间环境模拟器热沉研制的主流方向。