大型清洁超高真空获得初探

文章介绍了3200m3大型真空容器的清洁高真空系统的方案配置和使用情况.说明低温泵和涡轮分子泵的结合使用,可以获得清洁的超高真空环境.     

真空热试验试件数据测量软件的通用化设计

文章对真空热试验试件数据测量的一般要求进行了分析和归纳,提出了数据测量软件的通用化设计方法,对软件的参数配置文件、程序流程和功能模块的设计进行了说明.     

卫星真空热试验数据库的设计与实现

真空热试验数据库是卫星环境工程数据库的一个重要组成部分。文章介绍了卫星真空热试验数据库的设计方法,首次实现了环境试验数据的实时在线录入和响应。文中给出了卫星真空热试验数据库的需求分析、总体设计框架和模块结构设计,以及多元化分析整体设计过程。该数据库现已应用于卫星真空热试验中,使得实时在线访问远程数据得以实现,同时为虚拟试验研究工作提供数据基础平台。     

小卫星真空检漏设备研制

文章介绍了用于小卫星真空检漏而研制的一套真空检漏设备。包括真空容器的设计、真空系统的设计、真空测量的配置、以及真空捡漏系统和四极质谱计的应用。通过设备的调试和对两颗卫星的推进系统的测试,表明设备满足设计要求。     

真空热试验中冷能利用的思考

在大型航天器的真空热试验中,仅从过冷器排除的液氮和低温气氮的混合物就达约5×104 kg,其中蕴涵了108 kJ量级的冷能。文章首先介绍了自然冷能和LNG冷能利用的研究现状,并结合航天器真空热试验的实际情况,研究了试验过程中排气造成的冷能损失,对它的再利用可行性进行了讨论,提出可以采用联合法冷能回收流程,并提出了冷能利用中的几个关键问题。认为:需要解决液氮和低温气氮供应的连续性及找到恰当的二次冷媒,是真空热试验中冷能利用的关键。     

卫星分舱热真空试验方法

文章论述了“资源一号”卫星第二颗星进行分舱热真空试验的方法,分析了分舱热真空试验与整星热真空试验的不同点,以及该试验技术的关键和难点;试验结果表明首次分舱热真空试验获得了成功,达到了预期的试验目的;最后讨论了实现分舱热真空试验的基本要求。     

“嫦娥三号”巡视器热试验月面姿态模拟装置研制

月面巡视器在月表移动的过程中,月面起伏和月球(1/6)g重力会对巡视器的热控系统产生不利影响,因此需要在地面试验时对巡视器的热控系统的功能进行验证。文章通过对运动机构在真空低温环境下的适应性研究,研制了一套可以满足"嫦娥三号"巡视器真空热试验中使用的月表姿态模拟装置,该模拟装置通过2套螺旋升降机构实现了巡视器的俯仰和滚动模拟,并经过初样、正样热试验的2次大型试验的使用验证,圆满完成了试验任务,也为以后热试验中运动工装的设计奠定了基础。     

面向多电飞机的脉冲波形下局部放电规律

为满足多电飞机（MEA）的大功率用电需求，系统工作电压需要进一步提高，而较高电压会增加相关部件的绝缘失效风险。面向多电飞机特定工作场景和参数，搭建了模拟飞机电作动器中的绕组间绝缘故障测试平台，开展了1 kHz范围内的局部放电（PD）大量重复实验，研究了特定电压幅值、正弦波和方波脉冲波形下局部放电幅值、放电重复率和放电相位等统计特征，并计算评估了不同频率值下多电飞机中的局部放电行为。实验结果表明：在设定频域范围内，方波脉冲下的起始放电电压（PDIV）都低于正弦，方波脉冲波形对绝缘影响更大；随着频率升高，放电幅值逐渐降低，但放电重复率几乎呈线性增长；放电时刻集中于上升沿/下降沿末端。以50 Hz作为对比基准频率，1 kHz时的放电幅值降低80%，而放电重复率增加11.92倍，较高频率下多次累积的小幅值击穿成为威胁绝缘失效的主要原因。计算分析认为高频下空间电荷场强变化导致的放电延迟时间减少和周期数目增加分别导致局部放电脉冲幅值降低和放电重复率增加。本实验结果有助于针对多电飞机电气系统和相关装备开展针对性绝缘测试和评估，并有望为多电飞机向大功率高电压方向的设计提供参考和借鉴。     

星上控温策略的地面模拟与验证

为充分验证卫星在轨温度控制策略的适用性和效果,针对航天器在轨温度控制的特点及方式,提出一种在地面模拟星上控温策略的方法。该方法包含:设计开发一套适用于航天器真空热试验的星上控温模拟系统及基于比例开关控制算法的星上控温模拟软件;采用并行驱动技术实现单个控温时间片为1 s的时间控制精度,工况稳定后温度控制误差不超过±0.3℃。该方法已成功应用于某型号卫星真空热试验过程,系统配置灵活、操作简单、控温周期短、控温精度高,实现了星上控温策略的有效验证。     

A deformation model of flexible,HAMR objects for accurate propagation under perturbations and the self-shadowing effects

A new type of space debris in near geosynchronous orbit (GEO) was recently discovered and later identified as exhibiting unique characteristics associated with high area-to-mass ratio (HAMR) objects, such as high rotation rates and high reflection properties. Observations have shown that this debris type is very sensitive to environmental disturbances, particularly solar radiation pressure, due to the fact that its motion depends on the actual effective area, orientation of that effective area, reflection properties and the area-to-mass ratio of the object is not stable over time. Previous investigations have modelled this type of debris as rigid bodies (constant area-to-mass ratios) or discrete deformed body; however, these simplifications will lead to inaccurate long term orbital predictions. This paper proposes a simple yet reliable model of a thin, deformable membrane based on multibody dynamics. The membrane is modelled as a series of flat plates, connected through joints, representing the flexibility of the membrane itself. The mass of the membrane, albeit low, is taken into account through lump masses at the joints. The attitude and orbital motion of this flexible membrane model is then propagated near GEO to predict its orbital evolution under the perturbations of solar radiation pressure, Earth’s gravity field (J₂), third body gravitational fields (the Sun and Moon) and self-shadowing. These results are then compared to those obtained for two rigid body models (cannonball and flat rigid plate). In addition, Monte Carlo simulations of the flexible model by varying initial attitude and deformation angle (different shape) are investigated and compared with the two rigid models (cannonball and flat rigid plate) over a period of 100?days. The numerical results demonstrate that cannonball and rigid flat plate are not appropriate to capture the true dynamical evolution of these objects, at the cost of increased computational time.