液体火箭发动机试验热电偶传感器测量工艺

热电偶传感器具有性能稳定、结构简单、使用安全、价格低廉、测温范围广等特点,在液体火箭发动机地面试验中得到了广泛应用。由于输出信号小,在发动机试验的恶劣环境中若使用不当,则容易造成测量不准或测不到数据。针对目前测量中存在的问题,提出了热电偶传感器使用中应注意的一些关键技术和使用工艺要求。工程实践表明,按此工艺操作,热电偶的测量可靠性和测量精度明显提高。     

CAST空间碎片超高速撞击试验研究进展

超高速撞击试验是开展载人航天器及大型应用卫星空间碎片超高速撞击风险评估和防护设计的基础,作为我国航天器环境效应和可靠性工程验证部门的北京卫星环境工程研究所在这个领域做了大量的工作。文章介绍了二级轻气炮超高速撞击地面模拟试验技术、典型防护结构防护性能的超高速撞击试验验证、载人航天器外露材料超高速撞击特性、毫米级弹丸7 km/s以上超高速稳定发射技术探索、高性能防护结构研究等方面的若干近期进展。展望了我国空间碎片防护需求和地面超高速撞击试验研究的发展方向。     

样品温度对原子氧环境下ITO/Kapton/Al涂层性能变化的影响

文章利用原子氧环境地面模拟设备对航天器用材料ITO/Kapton/Al开展了原子氧环境试验研究。研究中选择的原子氧积分通量为9.1×1019 atoms/cm2,试验真空度为10-2 Pa量级,样品温度分别选取为25℃、70℃、100℃、120℃和150℃,研究样品温度对原子氧环境模拟试验可能造成的影响。试验后利用高精度微量电子天平对样品进行了质量损失测试并计算了材料的反应率,利用TEMP 2000A便携热发射率测试仪和LPSR 300便携光谱太阳吸收率测试仪分别对样品的发射率和太阳吸收比进行了测试。通过试验及分析发现:ITO膜对基底材料的保护较好,材料在试验后质量损失较少,原子氧反应率较低;样品温度的变化对ITO/Kapton/Al材料的质量损失影响较小,但对材料的热物理性质影响较大。     

SRAM FPGA电离辐射效应试验研究

针对SRAM FPGA空间应用日益增多,以100万门SRAM FPGA为样品,进行了单粒子效应和电离总剂量效应辐照试验。单粒子试验结果是:试验用粒子最小LET为1.66 MeV·cm2/mg,出现SEU（单粒子翻转）;LET为4.17 MeV·cm2/mg,出现SEFI（单粒子功能中断）,通过重新配置,样品功能恢复正常;LET在1.66～64.8 MeV?cm2/mg范围内,未出现SEL（单粒子锁定）;试验发现,随SEU数量的累积,样品功耗电流会随之增加,对样品进行重新配置,电流恢复正常。电离总剂量辐照试验结果是:辐照总剂量75 krad(Si)时,2只样品功能正常,功耗电流未见明显变化。辐照到87 krad(Si)时,样品出现功能失效。试验表明SRAM FPGA属于SEU敏感的器件,且存在SEFI。SEU和SEFI会破坏器件功能,导致系统故障。空间应用SRAM FPGA必须进行抗单粒子加固设计,推荐的加固方法是三模冗余（TMR）配合定时重新配置（Scrubbing）。关键部位如控制系统慎用SRAM FPGA。     

卫星虚拟振动试验系统研究

卫星虚拟振动试验可以预示试验结果,为试验设计提供参考。文章首先对振动试验系统进行分析,根据试验设备的不同和信号数据的传输规律,将系统分为5个分系统;研究各系统的特性,确定其在虚拟试验系统中的仿真方法;然后重点阐释台体系统和振动控制系统的计算机仿真方法;最后将虚拟振动试验结果与实际振动试验结果进行对比分析,结果显示两者基本一致。     

航天器磁环境试验数据库的建设

文章介绍了航天器磁环境试验数据库的建设方案,重点介绍了数据库一些技术特点,如应用元数据驱动的软件架构、构建面向对象的工程数据库模型、引用虚拟XML数据库技术以及接口编程的实现方法。数据库的建设有利于磁试验数据的规范管理和有效利用,为空间磁环境专业的发展提供数据支持。     

卫星承力筒结构的模态试验方法探讨

文章详细阐述了某型号卫星承力筒结构的模态试验设计及试验实施过程中所取得的实践经验。采用单点随机激励法、两点随机激励法、单点步进正弦扫描激励法均能得出较准确的航天器结构主频。较好的办法是:为获取大型航天器结构的一阶主频,可先采用单点随机激励法得出结构主频,然后采用单点步进正弦扫描激励法进行数据结果的验证;为获取大型航天器结构的高阶模态参数或结构阻尼系数,应采用两点或两点以上的模态试验激励方法,使激励输入能量平均且更接近于航天器结构实际受力工况。文章中对承力筒结构模态试验设计及方法的探讨对大型航天器的结构模态试验具有借鉴作用。     

某型号真空热试验污染问题排查及对策解析

文章遵照航天型号对质量问题按"双五条"归零的要求,对某型号卫星真空热试验发生污染的问题进行仔细排查,找到了产生污染的原因,主要是由于加热带温度的失控导致了红外加热笼黑漆在真空高温环境下的挥发.随后通过问题复现验证了结论的正确性,从而制定了有效的措施.文章体现了型号质量问题从技术上"归零"的全过程.     

舱外航天服热试验外热流模拟方法研究

出舱行走所必需的舱外航天服具有复杂外表面形状,其空间外热流极其复杂。文章对舱外航天服在热试验中所采用的外热流模拟方法进行了对比分析研究,结合航天服的特点对热试验中外热流模拟的方式进行了探讨, 论证了用接触式电加热片及红外加热笼两种外热流施加方式的可行性,并通过分析的手段对不同热试验方法中施加的热流和太空中的热流大小及分布进行了对比。     

航天器虚拟噪声试验系统方案设计

为提高航天器研制试验的可靠性及地面试验质量,正确评定试验条件,文章初步提出了虚拟噪声试验系统的设计方案及各分系统的虚拟仿真方法。系统利用VAOne及MATLAB作为软件开发平台,为卫星动力学试验提供复杂结构的试验仿真和预示,为试验设计提供技术依据。今后应进一步实现系统的机电耦合作用分析。