微空心阴极放电机理及其在电热式推力器中的应用

近年来,微空心阴极放电（MHCD）技术的发展为研制适用于小卫星的先进新型微推力 器提供了可能。MHCD是微放电领域中一种新颖的非平衡高气压辉光放电,其优点是可以在高 气压下稳定放电,并且只需要非常低的电压（几百伏特）或者输入功率（百毫瓦数量级）。 本文针对MHCD,实验研究了微放电的电流-电压特性,并利用光学发射光谱的方法测量了微 等离子体中电子数密度和中性气体温度。结果表明,在稳定的辉光放电下,MHCD孔内的电子 数密度和中性气体温度随着压强和放电电流的增加而增大,电子数密度可达
10 14 cm -3 ,中性气体温度可达1000K。由此可以推断,微空心阴极放电较小 的尺寸结构与强烈并可控的气体加热相结合,完全可以开发应用在新型的电热式等离子体推 进上,研制成微空心阴极放电等离子体推力器。由于在微放电等离子体中加热了工质气体, 因此其性能可大大高于冷气推进。     

利用STK计算卫星通信链路余量

通信链路余量是卫星总体设计时经常需要计算的重要参数,以往设计时需要设计师掌握多个系统相关参数,手工计算出错率高。文章利用STK软件中的成熟模块,计算轨道相关参数,并导入天线方向图及数学模型计算大气损耗、雨衰等参数,逼真程度高,并可计算卫星任一弧段的链路余量,是卫星通信系统总体设计的有利手段。     

基于运行状态的氦氙布雷顿循环气体组分分析

氦氙气体的组分保持是氦氙布雷顿能量转换系统长期稳定运行的基础,而无论是工质气体的泄漏还是充填量的调节都有可能导致系统中的氦氙气体组分发生变化,进而影响系统运行状态。通过对氦氙布雷顿系统的动态仿真计算,得到了气体组分发生变化时系统运行的差异。当气体组分发生变化时,系统共同工作线将发生偏移,尤其是气体摩尔质量变小时,共同工作线向喘振线偏移;并且在到达满功率输出时,压气机喘振裕度变小,且需要更高的涡轮入口温度;同时会导致回热器热侧温度入口提高,不利于系统的稳定运行。基于系统仿真结果提出了在额定转速下以负荷率、流量为变量的氦氙气体组分计算方法,为实现氦氙布雷顿循环工质组分变化的监控和调节提出了新思路。该方法中,流量的精确测量是提高组分分析精度的重要保障。     

折射式二次聚光太阳能热推力器性能预示

针对折射式二次聚光太阳能热推力器,给出了太阳能热推力器(STP)性能预示的工程算法。计算结果表明,以氢气为工质,STP具有比冲较高(7500N·s/kg),推力范围宽(0.6～50N)的特点,并分析了聚光器的聚光比、太阳辐射能通量密度和工质气体的流量对STP性能的影响,得出了参数间的变化关系,为STP设计参数的选取和进一步研究提供了重要参考。     

双组元统一推进系统加注混合比改进算法及应用

卫星双组元统一推进系统加注混合比,是确定卫星氧化剂和燃烧剂加注量的重要参数。正确地确定加注混合比可以减少卫星的呆重,增加推进剂余量和卫星寿命。文章在原有混合比计算的基础上,分析了在轨不同阶段的不同压力、温度条件下10N推力器和490N变轨发动机的流量情况和入口压力、氧化剂和燃烧剂压力变化情况,利用推力器和变轨发动机地面...     

硬X射线调制望远镜卫星深冷热管设计及试验研究

针对硬X射线调制望远镜(HXMT)卫星低能探测器(CCD)的散热需求,开发了一种乙烷工质深冷槽道热管。在传热性能测试设备中,采用抽真空方式,对深冷热管的传热性能及最大热流密度进行试验。结果表明:所设计的乙烷工质深冷槽道热管在-80℃时最大传热能力不小于18W·m,热管最大传热温差3.2℃,满足低能探测器晶体的散热需求;深冷槽道热管设计过程中,应考虑气液剪切力对最大传热能力计算结果的影响。该设计可为其他工质深冷槽道热管的设计提供参考。     

一种基于热分析的FPGA时序分析方法

FPGA的实际工作温度是决定FPGA时序分析可靠性的决定因素。为了克服FPGA结温难以获取的问题，充分保证FPGA时序分析的可靠性，文章提出了一种基于热分析的FPGA时序分析方法。该方法通过对整机设备内热环境分析和建模来获取FPGA的实际工作温度，在此基础上进行FPGA时序分析和温度余量分析，准确获取FPGA时序信息。该方法包含热分析和建模、FPGA时序温度参数获取、FPGA时序分析、温度余量调整等4个过程。文章还结合具体应用，对该方法进行了过程说明和应用结果分析。通过该文提出的基于热分析的FPGA时序分析方法，可以准确计算获取FPGA器件的实际结温，并在此基础上开展时序分析，从而有效保证了FPGA时序分析的准确性和可靠性。     

超低轨吸气式螺旋波电推进概念研究

文章提出一种超低轨卫星飞行轨道维持新概念——吸气式螺旋波电推进技术,将轨道残余大气作为螺旋波电离的工质,通过螺旋波加速电子形成的电双层加速离子产生推力,维持卫星在超低(180～260 km)轨道的长时间运行。吸气式螺旋波电推进的核心技术是采用收缩进气道与螺旋波电推进一体化结构,利用螺旋波电离产生的前向逃逸等离子体在进气道中形成预电离鞘层区,部分电离气体的密度扰动以离子声速向下游传播,导致进气道内不再出现激波界间断面,进入收缩进气道的气体被高效收集到螺旋波电离放电管,电离加速形成推力,来维持超低轨卫星的长时间在轨运行。     

碘工质霍尔推力器内部过程数值模拟

随着霍尔推力器的大力发展，碘工质霍尔推力器越来越受到研究人员的重视。深入了解碘工质霍尔推力器放电室内部过程，为优化推力器性能和拓展空间应用提供依据。建立了二维PIC/DSMC/MCC混合方法模型，结合鞘层和二次电子发射模型，根据碘工质特性，加入解离-电离过程，在定壁温条件下，针对200 W碘工质霍尔推力器放电室内部过程开展了数值模拟，考察其放电室内等离子体的多场耦合特性以及与壁面的相互作用过程。研究其放电通道内部的等离子体行为，分析放电室内的等离子体参数，获取其离子数密度、离子轴向运动速度、电子温度等特征参数，将模拟结果和氙工质进行比较。结果表明:相较于氙工质，碘工质霍尔推力器存在解离区，宽度约为2 mm，位于近阳极区之后、电离区之前。     

状态方程对煤油液滴高压蒸发计算的影响

分别基于RK、SRK和PR等不同真实流体状态方程(EoS)建立了包含亚临界和超临界两种不同机制的瞬态液滴高压蒸发模型。针对我国新一代高压补燃液氧/煤油发动机,对煤油液滴在高压N 2 环境下的蒸发过程进行数值研究,重点分析了不同状态方程对N 2 -C 12 H 26 二元系统高压气液相平衡,及进一步对煤油液滴高压蒸发计算的影响。结果表明：对液滴蒸发速率影响最大的参数是液滴表面蒸气质量分数,而对该参数影响最大的则是所选取的状态方程。基于SRK和PR EoSs的高压气液相平衡及液滴高压蒸发计算结果均与试验数据符合较好,可正确描述液滴高压蒸发特性;而基于RK EoS的相平衡计算结果显著高估液滴表面蒸气质量分数和环境气体溶解度,并低估临界混合温度和偏摩尔相变热,进而在亚临界蒸发状态下高估蒸发速率,在超临界蒸发状态下低估蒸发速率。另外,基于RK EoS的计算中液滴发生跨临界转变所需的环境温度显著低于基于SRK和PR EoSs的。     

表面张力贮箱推进剂管理装置流阻的计算

为了在设计卫星用表面张力贮箱时，正确地计算出推进剂管理装置中液体推进剂的流阻，根据液体的流动特性，研究了卫星用表面张力贮箱推进剂管理装置中推进剂在管道，筛网和一些局部流阻的计算方法，给出了各部分流阻的计算公式，据此实际计算了一个简单的推进剂管理装置，并和实验进行了比较，结果表明理论和实验较为符合。     

卫星推进剂剩余量测量技术地面试验研究

根据气体注入压力激励测量方法，研制了动态、高精度测量卫星液体推进剂剩余量原理样机，该样机以通信卫星双组元推进系统为测量对象。详细给出了利用该样机进行的地面试验情况，特别是测量数据平滑处理技术和液体蒸汽压误差修正技术。试验结果表明，当推进系统工作状态正常时，剩余液体体积量的测量误差小于贮箱总体积的１．０％，而当推进系统有小泄漏时，则小于２．０％。     

双组元落压推进系统混合比控制方法

双组元落压推进系统以其简单、高可靠、高比冲的特点在空间飞行器上逐渐得到应用。由于双组元落压推进系统压力和推进剂流量存在明显的变化,其混合比控制方法与双组元恒压推进系统存在显著的区别。本文分析了双组元落压推进系统混合比的影响因素,构建了混合比计算模型,提出了基于初始贮箱压力控制混合比的方法,并通过推进系统热试车验证了混合比控制方法的有效性。试验结果表明:通过控制初始贮箱压差不超过0.05 MPa,可将系统混合比偏差控制在不大于1.8%的指标范围内。     

体积激励法测量液体推进剂量的地面模拟试验

针对大贮箱推进剂量测量精度不高问题,研究一种测量精度较高、重复性强的液体推进剂量测量方法。首先介绍体积激励法测量推进剂量的测量原理,重点分析地面模拟试验装置组成,包括体积激励装置、编码电机控制、数据采集及数据处理分系统。其次阐述试验方案,试验在常温常压下进行,采用不同激励频率改变体积。最后,以水作为模拟推进剂开展地面模拟试验,结果表明在不同填充水平下液体推进剂量测量误差都控制在贮箱总体积的1%以内,为未来高精度测量推进剂量飞行试验及空间应用提供可靠支持。     

基于热响应的卫星推进剂剩余量测量方法研究

介绍了基于热响应法的卫星推进剂剩余量在轨测量方法的原理,给出了国外在Telstar 11,LM 3000,BSS601平台日本通信卫星,Turksat 1C卫星的应用情况。给出了将该方法用于国内卫星的设想,并归纳了推进剂在轨空间分布高精度仿真、带液条件下贮箱内复杂传热过程高精度热仿真、贮箱与整星耦合热分析仿真等关键技术。     

某试验台LH2贮箱气体置换过程数值模拟

首先应用C#软件编制贮箱气体置换计算程序,用该程序对不同N2、H2充气压力和放气终压对贮箱置换的影响进行分析,通过对比分析得出最优置换方案;其次利用FLU—ENT软件对某运载火箭发动机动力系统试验LH2贮箱气体置换过程进行数值计算,包括N2充气置换、H2充气置换和LH2贮箱缩比尺寸和全尺寸数值计算。对H2置换过程中不同...     

水击问题的Fourier谱方法计算

给出了推进剂供应系统管路内流体瞬变流动的数学模型,提出了采用Fourier谱方法求解瞬变流非线性偏微分方程的新方法。以一段两端分别连接贮箱和阀的直管道为例,利用该方法对阀门关闭后管道中形成的水击和压力振荡特性进行了求解,给出了相应的仿真结果,与已发表的采用特征线法和有限元法求解结果进行了比较。对数值计算中的非物理振荡问题进行了讨论。     

液氧平均流量测量研究

以液氧/煤油发动机试验中液氧平均流量测量为研究对象,主要介绍了其组成、测量原理及体积流量和质量流量的计算方法。采用分节式电容液面计测量液氧稳态平均流量,为准确测量低温推进剂流量开辟了一条新途径。为了减小涡轮流量计因水校后直接用于低温测量引起的系统误差,利用平均流量测量数据在原位进行校验。校验原理是根据质量守恒原理,以容器内测得的平均体积流量为基准,求出涡轮流量计在实用状态下的流量特性方程,由该方程提供液氧流量。     

微重力下球形贮箱内液体晃动有限元模拟

以卫星球形贮箱为研究对象,用任意拉格朗日-欧拉(ALE)法建立了数学模型,给出了计算的基本方程,并基于MSC-Dytran有限元程序,对常重力和微重力环境中贮箱内推进剂的晃动进行了数值模拟。结果表明,微重力环境中液体更易发生大幅晃动,甚至产生飞溅,工程中常用的等效力学模型已不再适用,而有限元数值模拟方法可较好地解决该问题,为卫星及大充液复杂结构航天器控制系统的设计和分析提供理论参考。     

基于压力变送器及智能仪表的箱压自动控制技术

目前发动机地面试验过程中的泵入口压力控制主要是通过控制介质贮箱内压力来实现的.介绍了大型液体火箭发动机研制试验中介质贮箱压力自动控制的一种新方法,这种方法集试验过程信号采集、动态工艺参数显示、上下限设定值显示、报警显示输出及自动控制为一体,减小了手动调节箱压继电器的操作误差,使系统的可靠性得到了很大程度的提高.