“2005年航天测控技术研讨会”情况简报

2005年11月21日至25日，中国宇航学会飞行器测控专业委员会在南宁组织召开了以“深空测控技术”为主题的“2005年航天测控技术研讨会”。专委会名誉主任委员沈荣骏同志专程莅临会议，中国电子科技集团14所贲德院士、中国宇航学会龚金玉副秘书长专程到会指导，专委会顾问、委员及来自总装备部各试验训练基地，中国航天科技集团、中国电子科技集团、中科院系统各有关厂所，及国防科技大学、南京大学等相关高等院校的专家、代表共100余人参加了会议。     

标准体系设计方法对比与分析

秉承系统工程理念,遵循标准化基本规律与原理,对系统工程六维模型、工作分解结构(WBS)、平行分解法等传统标准体系设计方法以及标准化系统工程六维模型、美国国防部体系结构框架(DoDAF)等新兴设计方法的内涵与特点作了介绍,从适用对象、适用时机等方面进行分析,提出应用建议。     

AZ31B镁合金表面含钛涂层的制备及耐蚀性

含钛氧化膜因具有自封孔现象而引起关注。采用四因素三水平正交实验,研究氟钛酸钾(K2TiF6)、植酸(H12Phy)和氟化钠(NaF)浓度以及终电压对氧化膜耐蚀性影响,使用扫描电子显微镜(SEM)、X射线能谱仪(EDS)、X射线衍射(XRD)和电化学方法表征涂层性能。结果表明:影响氧化膜耐蚀性的主次顺序是植酸浓度NaF浓度终电压 K2TiF6浓度;氧化膜主要由TiO2、MgF2、Mg2PO4F和Mg2TiO4组成;微弧氧化膜可明显提高镁合金的耐蚀性,但随着浸泡时间延长,膜层耐蚀性降低。     

星载大型旋转部件的热平衡试验方法

星载大型旋转部件因其构型复杂和相对星体其他部分转动的特性,给热设计的验证带来诸多难题。文章以“海洋二号”卫星的微波散射计为例,分别采用通过地面试验直接获取在轨预示温度的直接验证方法,以及验证热分析模型、再由热分析模型预示在轨温度的间接验证方法进行热平衡试验。通过对试验结果、热分析结果和在轨飞行结果的对比,验证了这2种试验方法正确、有效。     

高热流CCD器件散热与精密控温技术

为保证空间相机 CCD 器件处于较小的温度波动范围,根据焦面组件的结构特点,通过仿真分析的方法,对空间相机大功率 CCD 器件的散热方法和精密温度控制策略作了初步研究。首先介绍了大功率CCD器件的热设计要求,分析了大功率CCD器件热控设计特点,提出了采用微型热管的技术途径解决小空间、高热流密度器件的热量收集与排散方案,采用了基于积分分离式PI控制的电加热主动控温策略。热分析结果表明,热控方案可以满足CCD器件的散热需求以及＆#177;0.2℃的高精度、高稳定度温度控制要求。     

预估太阳电池阵在轨最高温度的经验公式

针对距地高度为300～1000 km的太阳同步轨道,分析了一维转动展开式太阳电池阵的温度影响因素,给出了计算太阳电池阵最高温度的经验公式。此公式同样适用于低地球轨道的卫星,且计算结果可包络卫星热控状态变化带来的影响,在太阳电池阵设计阶段可为电源分系统提供太阳电池阵最高温度的初步数据。     

GJB 8984-2017《航天器发动机系列型谱》简诠

概述GJB 8984-2017《航天器发动机系列型谱》的编制背景、编制目的和编制思路,对标准的主要内容重点作了介绍与分析,并就标准的贯彻实施提出建议。     

激光通信终端主体热设计与热分析

激光通信终端主体作为一种新兴的信号传输载体,工作时光学器件发热量大,对温度均匀性和稳定性要求高,给热设计带来挑战.针对载荷的工作特性和外部空间环境规律,对单机产品进行热设计:针对大功率发热元器件散热采用导热板+热管的途径进行散热,并对关键部件实现高精度控温措施.通过Thermal Desktop热分析软件对极端工况进行数值模拟,计算结果表明,激光通信终端主体温度场满足设计要求,热设计方案合理可行.     

平流层螺旋桨多工况等离子体增效控制方案研究

基于S1223翼型建立了平流层螺旋桨3维模型,在螺旋桨上下表面设置等离子体激励器,设计了5种螺旋桨工况下的等离子体控制方案,采用唯象学等离子体体积力模型进行数值仿真,研究了5种工况下不同等离子体控制方案对螺旋桨拉力和效率的影响。结果表明,设计工况下不宜开启等离子体激励器,采用交流激励时等离子体对高转速前进工况下的螺旋桨控制效果不明显,低速重载工况和滑翔工况下螺旋桨拉力和效率增加,低转速抗风工况下螺旋桨拉力大。采用等离子体流动控制技术提高平流层螺旋桨性能是可行的,需要进一步开展大量研究以优化等离子体激励器的布置方案和控制方案,提高等离子体控制效果,以满足低速临近空间飞行器对推进系统的需求。