引力波探测卫星热设计研究进展

介绍了各国引力波卫星热控问题的研究现状,分别分析了美国激光干涉空间天线(LISA)计划的引力波探测卫星、我国的“天琴”系列与“太极”系列引力波探测卫星的热控方式,详细阐述了引力波探测卫星在整星级热设计上存在的挑战,点明了目前的引力波探测卫星精密热设计技术与可以投入运行使用的引力波探测卫星实际需求的差距。具体分析了国内的“天琴”系列与“太极”系列引力波探测卫星在热控能力上与LISA卫星产生差距的原因,并介绍了几种国内航天器正在开发应用的新技术,为之后的引力波探测卫星热设计的进一步提升提供一定的理论基础。     

空间引力波探测航天器关键技术分析

引力波信号极其微弱,给空间探测任务带来了极大的技术挑战,对航天器提出了更高的系统指标,目前的航天器已有技术在很多方面无法满足空间引力波探测。文章在对国内外空间引力波探测航天器介绍的基础上,对航天器无拖曳与姿态控制、连续可调微推进、超稳定温度控制等关键技术进行分析,并对中国天琴一号卫星在轨完成的关键技术及实现情况进行介绍。最后,提出了空间引力波探测航天器在位移模式无拖曳控制、微牛级连续可调微推进等关键技术上的发展建议。     

一种引力波探测卫星动态姿态规划方法

在引力波探测任务中,针对大尺度激光建链时目标姿态动态变化以及姿态机动约束复杂的问题,提出了引力波探测卫星动态姿态规划方法。首先给出引力波探测卫星的最优目标姿态求解方法。然后,设计了随机节点启发式扩展方法和目标姿态实时更新方法,对力矩轨迹进行平滑处理,实现了动态目标姿态规划。仿真结果表明,与经典RRT姿态规划方法相比,本文提出的方法具有更高的指向精度,并且消耗能量少,可满足引力波探测卫星大尺度建链保持的任务需求。     

太极二号卫星精密热控关键技术及试验验证

针对引力波探测太极二号卫星提出的高稳定度温控需求,开展了高分辨率测温系统和高稳定度热控技术的研究,提出了多级阻尼的热控设计方法,建立了多级阻尼状态空间数学模型,揭示了系统中热量传递特性。该方法在太极二号核心载荷上进行了地面试验验证,试验结果表明核心舱关键仪器的温度满足指标要求。试验结果的噪声分析,不仅验证了精密热控关键技术,而且提出了关于热噪声分析与抑制的新方法,为后续航天器精密热控技术提供了理论分析方法和工程参考依据。     

小卫星瞬态外热流下动态传热特性分析

为揭示小卫星瞬态外热流下的动态传热特性规律,以小卫星双层集总参数模型为研究对象,推导得到动态热平衡方程。类比阻尼振荡系统,采用时频变换和传递函数分析的新思路,对温度与热流波动量间的幅值特性和相位特性变化规律进行理论研究,并利用数值方法进行验证。结果表明:推导获得了小卫星传热系统自然频率和阻尼比的热参数准则式,并证明了小卫星传热系统在热激励下振荡特性为过阻尼。阻尼比和频率比的增大及热流静位移的减小均可降低温度的波动幅度,不同频率比范围下阻尼比对热流的波动量与温度波动量间的相位差的影响呈相反规律,数值结果与解析分析结果一致。可为低热惯性小卫星的热控优化设计提供理论参考。     

空间站150 N发动机双机机组点火温度特性试验研究

为了掌握空间站多机机组发动机点火工作温度特性,对150 N发动机双机机组开展高空模拟热试车,研究单个分机点火、双机同时点火以及机组机架包覆热控组件对发动机工作的影响。试验结果表明:单个分机长时间点火导致不点火分机的氧化剂、燃料路电磁阀温度近似线性上升,平均最大温升速率分别为0.033 ℃/s和0.047 ℃/s。双机同时点火时,中心轴线间距180 mm的燃烧室喉部温度不会受到相邻分机点火的影响;氧化剂路电磁阀温度基本保持不变,斜向安装的燃料路电磁阀受相邻分机热烘烤产生的温升速率为0.018 ℃/s,占总温升速率的比例约35%。双机机组上单个分机长时间点火会对不点火分机头部法兰和电磁阀持续产生热烘烤作用,机组机架包覆热控组件后可以有效降低烘烤的影响。     

国外载人航天器热控技术发展分析

文章对国外载人航天器热控技术的发展进行了调研,介绍了国外典型载人航天器的主动热控系统组成,特别是国际空间站美国实验舱的主动热控系统,并对热控技术的发展进行了评述,旨在为我国空间站建设提供参考。     

空地联合主/被动探测制导系统设计与分析

在现代战争复杂电磁环境条件下,被动探测系统可以远距离探测跟踪预警机,将被动测量信息用于导弹制导,完成对预警机的直接杀伤,是电子对抗最有效的手段之一.但地面被动探测系统由于在高度方向上的基线难以拉开,俯仰角测量精度有限,因此难以高概率地完成导弹中末制导交班.此外在导弹中制导过程中,如果预警雷达关机,导弹也不能完成中末制导...     

基于TES算法研究勇气号登陆点火星表面的温度特性

热红外高光谱遥感已经成为火星探测中主要的探测手段.基于温度与发射率分离(TES)算法研究了火星漫游车勇气号登陆点的温度特性.首先,对TES算法中的最大最小值差(MMD)模型进行了修正,利用ASU光谱库中102种火星上存在可能性比较人的矿物光谱拟合得到MMD修正模型.对采用MMD修正模型的TES算法进行了验证,得到的温度反演误差在1 K以内.利用勇气号前240天的微小型热辐射光谱仪(Mini-TES)观测数据分别对火星的短期温度变化和季节性温度变化进行了分析.火星白天最高温出现在火星本地时间(LTST)13点到14点之间,昼夜温差大.火星白天平均温最低出现在第190天左右,温度有明显的季节性.     

基于AMESim的姿控发动机压力振荡传递特性研究

扰动压力在发动机液路中传递时,会引发燃烧室和供应管路耦合振荡,进而导致系统失稳。基于AMESim软件建立姿控发动机仿真模型,在供应管路和燃烧室两种压力扰动输入条件下,通过计算液路压力扰动率,分析了中频不稳定压力振荡传递特性。结果表明:供应管路压力扰动向下游传递时呈线性增长,燃烧室压力扰动向上游传递时迅速衰减。受激振荡压力幅值随振荡频率的增加先增大后减小,并存在谐振峰值。燃料管路对供应压力扰动敏感性较高,而氧化剂管路则对燃烧室压力扰动敏感性较高。扰动压力在谐振频率附近影响较大,系统受激振荡剧烈,而受到其他频率影响较小。     

载人飞船小型热控风机气流特性和可靠性测试

简要描述了热控风机在载人飞船上的应用背景，小型热控风机气流特性测试装置的组成、结构及测试原理，给出了载人飞船所用热控风机的气流特性和可靠性测试方法及结果。     

液滴发生器均匀液滴生成过程的动态特性

为了提高液滴发生器生成均匀液滴的稳定性,研究了液滴生成过程的动态特性。在传统射流表面波不稳定性理论的基础上,考虑液滴发生器动态特性的影响,建立了组合动力学模型,确定了传递函数与传递矩阵,并就Re数与We数等对射流表面波增长率的影响以及喷嘴长径比对液滴生成过程动态特性的影响规律进行了分析。采用丙二醇作为液体工质进行了计算与试验校验,结果表明当生成的液滴速度大于19m/s时,组合动力学模型计算得到的最优无量纲波数较射流表面波不稳定性模型结果偏差超过6%;而对于液滴速度30m/s设计工况,两种模型计算结果偏差近10%,此时液滴发生器动态特性的影响不能忽略。     

单通道调制器噪声特性分析

单通道调制器是单通道单脉冲跟踪系统的重要组成部分。文章介绍了单通道调制器的组成原理,利用改进的Y因子法对其噪声特性进行了分析,给出了工程实际测试比对结果,提出了该类设备设计和研制需要注意的相关问题。     

姿控发动机静态特性分析

通过建立液体火箭姿控发动机静态数学模型,计算了典型双组元液体姿控发动机的静态特性,包括各干扰因素对发动机性能的影响、发动机的极限推力和整机试车推进剂耗量.并以热试车为例,将计算结果与试车结果进行了比较.结果证明,用该模型计算结果与实际试验值偏差完全在可接受范围内.     

地面试验中的超燃冲压发动机特性分析

直连式试验和自由射流试验是冲压发动机开展地面模拟试验验证过程中最为普遍的两类试验。通过对比两类试验对来流条件的实现情况,说明加热器工作参数和来流组分等模拟要素符合试验要求,在此基础上分析同款超燃冲压发动机的直连式和自由射流试验结果,并结合仿真分析结果开展论述。结果表明:针对相近试验工况,两类试验中进气道流动形态一致性较好;进发匹配工作特性方面,自由射流试验中的结尾激波位置普遍靠后,其安全工作裕度高于直连式试验;在直连式试验中,基于沿程静压测值方法得到的发动机比冲与自由射流试验台测得的发动机比冲接近。     

空间碎片的温度特性分析

对空间碎片温度特性的分析,是利用红外传感器探测空间碎片的基础,也是研究航天器在轨安全的重要内容。文章对空间碎片接收不同辐射进行全面分析,研究其在轨运行情况,建立热平衡方程,完成对不同时刻其温度变化的计算,并绘制出温度变化曲线。结果表明空间碎片在轨道上不同位置有不同的红外辐射特性。该研究对利用天基空间探测器进行空间碎片的检测、识别,以及航天器的规避有参考意义。     

柔性太阳翼桅杆涂层特性对热诱发振动的影响分析

空间站大型柔性太阳翼系统在轨运行期间会受到周期性的热辐射作用,导致结构温度周期性变化,从而诱发太阳翼的振动。为研究太阳翼桅杆热控涂层特性对热诱发振动的影响,文章采用热-结构顺序耦合的方法,对桅杆无涂层、电镀涂层和白漆涂层3种不同表面状态进行热诱发振动分析,得到了太阳翼的位移-时间响应结果。对比不同涂层下太阳翼参考点的振动结果可以看出:涂层特性对于热诱发振动是有影响的,其中白漆涂层能大幅度减小振动的振幅。     

利用气动减速的国外深空探测器热控设计特点分析

气动减速技术能在耗费较少燃料的情况下,使探测器顺利进入预定环绕轨道.面向气动减速技术的深空探测器迎风面需要承受较高的气动热负荷与气动力,使得迎风面热控材料的耐热与耐冲击能力成为探测器设计的关键.文章对国外相关应用实例进行了调研和综述,并在此基础上总结了此类深空探测器热控系统的设计特点,可为气动减速技术在我国深空探测任务...     

天线噪声特性分析与阵列信号接收新模型构建

传统的阵列信号接收建模过程采用了各接收支路间的噪声互不相关的假设条件,但在低信噪比情况下的微弱信号检测中,实际应用与理论分析结果存在差异。针对这一问题,分析了阵列天线中各单元天线噪声的来源及相关特性,指出其中既有互不相关的热噪声,也存在具有相关性的外界环境噪声。以此为依据,构建了新的阵列信号接收模型,讨论了该模型在微波被动遥感成像与多通道互相关微弱信号检测中的应用及理论指导意义。这不仅加深了对通信、雷达、电子战等无线电接收系统中噪声特性的进一步认识,同时也为低信噪比情况下的阵列信号接收处理新方法研究提供了重要参考。     

放射性同位素温差发电器在深空探测中的应用

放射性同位素温差发电器不受太阳光和其它环境条件的影响,可以同时为