空间站核心舱俯仰机组热设计及在轨验证

为验证核心舱俯仰机组热控设计能满足空间站任务期间任何工况对机组温度的要求,运用I-DEAS/TMG软件,通过仿真分析确定了核心舱俯仰机组所需的加热功率及被动热控措施,预示了极端高温工况下的最高温度。在轨飞行情况表明：（1）俯仰机组飞行温度验证了理论计算的正确性,二者之间的偏差约3.2%,为后续在轨任务的圆满完成提供了保障。（2）喷管受太阳照射面积越大,头部及电磁阀温度越高。在太阳角为60°时,喷管受照面积最大。（3）低温工况下,有推进剂流道的机组头部和电磁阀温度高于8℃,满足高于0℃的指标要求。（4）惯性飞行姿态对俯仰机组而言,属于高温工况。跟以往飞船系列俯仰机组的被动热控设计不同,核心舱俯仰机组被动热控设计保证了电磁阀温度低于40℃,为电磁阀在合适的温度范围内可靠工作提供了保障。     

双组元150N发动机头部热控组件温度适应性研究

为获得双组元150N发动机头部热控组件在低温工况下的加热能力以及发动机长程点火期间头部热控组件各处的温度分布、性能变化，应用有限元分析软件I-DEAS/TMG在给定的温度边界条件下进行了仿真分析，分别获得了低温工况下头部稳态平衡温度以及发动机长程点火期间头部瞬态温度。搭建了试验装置，通过电热炉对头部烘烤，设定控温点为400℃，恒定时间45min，获得了头部热控组件各处的温度分布及加热器阻值的变化。通过仿真计算和地面试验，得出以下结论：（1）热控组件能保证发动机在最恶劣低温工况下温度高于0℃；（2）在地面试验工况包络发动机在轨最长工作时间2500s的情况下，包含加热器、热敏电阻、导线等在内的热控组件均处于有效工作状态，为热控组件的高温耐受能力提供了有力支撑。     

类天宫航天器迎风面积建模及变化特性分析

针对类天宫航天器复杂结构外形迎风面积的精确计算问题,提出了一种在轨飞行期间迎风面积的计算模型。该模型考虑航天器姿态变化和帆板转动因素,在航天器本体系下建立经纬度网格,将三维的投影方向矢量转化为二维的经度、纬度;基于图形学几何投影方法,对投影经度、投影纬度、帆板转角模型参数按照一定颗粒度离线穷举,计算各种参数状态的迎风面积,离线建立航天器迎风面积模型;轨道计算过程中,根据航天器在轨飞行模式确定该时刻的姿态和帆板转动角度,通过迎风面积模型插值获得迎风面积。应用该方法计算天宫一号长期在轨飞行阶段的迎风面积,对不同时间尺度的变化规律进行了分析,验证了方法的有效性。     

空间机械臂关节的热设计与热分析

针对空间机械臂关节内部功耗大、散热路径复杂、工作时间长、工作姿态复杂多变的热特点,对空间机械臂关节进行了详细热控设计,并进行了低温工况和4种高温工况下的热分析。通过低温工况的分析计算,得到了主动热控平均功耗为14.5 W,关节温度在-30.8～-20.8℃范围内,满足存储温度指标。高温工况分析了不同阳光照射状态下关节的温度分布及最长可工作时间,关节在极端高温状态下可工作2 h,满足使用要求。     

30cm离子推力器在轨环境下的工作点及热控措施研究

栅极间距变化是影响离子推力器在轨环境下从冷态条件正常点火启动的重要因素,同时也决定了离子推力器的在轨工作时机和热控实施策略。本文采用有限元仿真与地面热平衡试验验证相结合的方法,建立起30cm离子推力器有限元分析模型并进行了模型校验,之后对离子推力器在轨受太阳光照影响的栅极温度场分布和间距变化,以及推力器在5kW工况下的三个典型温度点所对应的栅极间距变化进行了仿真分析,最后考虑了主动热控干预对推力器最恶劣工作点的栅极间距变化影响。结果显示：纯太阳光照影响下的栅极组件存在周期性温度变化,栅极最大温差可达到100℃,栅间距缩小量在0.06mm~0.16mm范围内波动;在太阳光照基础上实施60W的主动热控后,栅极最大温差降低至60℃,栅间距缩小量波动范围则变为0~0.03mm;栅极最高温度点和最低温度点分别是推力器冷态启动最容易和最困难的两个工作时机点,两点所对应的启动后屏栅和加速栅最小间距分别为0.22mm和0.04mm;在10W、70W和120W的热控加热功率下,从最低温度点启动后的屏栅和加速栅最小间距分别为0.06mm、0.20mm和0.29mm;采取主动热控措施能够有效降低推力器工作过程中的栅极热形变位移峰值,且加热功率为120W即温控点温度为50℃的主动热控可以满足30cm离子推力器在轨冷态启动时的0.25mm安全栅极间距要求。     

载人飞船密封舱热舒适性评价

结合在轨飞行数据,采用PMV-PPD模型对载人飞船密封舱热舒适性进行了评估,基于在轨飞行数据计算了载人飞船PMV值,分析了密封舱空气温度、湿度以及舱内壁温度对热舒适性的影响。同时针对目前载人飞船实际情况,提出了通过提高舱壁辐射温度改善密封舱热舒适性的方法,可为后续的载人航天器特别是载人飞船密封舱在热控设计中提高热舒适性提供参考。     

变吸收率涂层在载人飞船的应用效果分析

为解决空间站组合体复杂构型和姿态下载人飞船返回舱舱壁的高低温风险,对舱体所处极端空间低温和高温环境进行识别;对舱体形状和空间外热流进行分析,以神舟十二号任务为例计算返回舱空间热环境,提出一种低发射率和可变太阳吸收率的涂层,并测试了新涂层的热物理参数。新涂层在神舟十二号及后续载人飞船返回舱上得到了应用,对返回舱在轨飞行温度数据进行分析。结果表明：新的涂层可以较好地降低返回舱高温区域的温度,并提高低温区域的温度,消除高温和低温风险。     

空间环境分子污染对航天器的影响

空间环境分子污染对航天器的影响,是目前高可靠性、长寿命航天器在设计时非常重要的问题之一。通过对国外航天器在轨飞行过程中所发生的分子污染现象的总结,从分子污染的来源、形成过程、与原子氧和紫外辐射等其他空间环境因素间的反应、对航天器敏感表面特性的影响等方面,对分子污染效应做了详细的介绍。并指出,材料的真空放气产物和原子氧剥蚀产物在航天器表面的沉积,是分子污染的主要来源。而在原子氧和紫外辐射的作用下,污染层会发生氧化、固结、暗化等现象,使其外观和成分发生了不同程度的变化,从而对航天器敏感表面的光、电、热控等性能带来了很大程度的影响。     

民用航空发动机燃/滑油换热计算分析验证

民用航空发动机的燃/滑油换热系统,对于发动机滑油系统及发动机的正常工作至关重要。利用Flow Simulink软件,对某型发动机燃/滑油热交换系统进行建模,计算得到滑油系统回油路的温度值。与发动机地面台架运行工况、机上地面运行工况、飞行工况下的滑油温度测量值进行的对比和误差分析表明,燃/滑油热分析模型计算结果准确。在发动机各个运行工况,尤其是高温恶劣环境下,滑油系统的最大温度低于限制值,该型发动机滑油换热系统设计合理。     

空间航天器低吸收-低发射率热控涂层的设计与制备

针对密封舱类航天器在载人登月、天地往返以及绕月飞行的极端工况下保持舱内热平衡的问题,提出了适应于空间与地面环境特性的低吸收-低发射率热控涂层材料体系,采用铝粉与有机硅树脂为主要制备原材料,通过Bruggeman模型有效介质理论与Fresnel公式计算出体积分数与涂层反射率之间的变化规律,最后制备了不同配比的热控涂层,并进行了热辐射性能测试。结果表明:低吸收-低发射率型热控涂层太阳吸收比α_S=0.15、半球发射率ε_H=0.15;涂层的铝粉填料占比越高,热辐射性能越低,该规律符合体积分数与涂层反射率之间的模拟计算结论。     

基于飞发一体化的滑油系统热性能仿真

航空发动机滑油系统与飞机、发动机的关联参数有限。为准确表达变工况滑油系统的热性能,通过研究发动机轴承腔热性能与转子转速及主流路温度参数的拟合关系,将主机温度、燃滑油参数作为输入,对发动机滑油系统在飞行剖面上典型飞行状态点的热性能参数进行了迭代计算;针对管壳式燃滑油散热器结构及运行特性,计算了散热器换热性能。建立轴承腔和散热器的数学模型;基于系统流动仿真平台,利用内部的二次开发环境编写出C#语言代码,开发出了适用于发动机的轴承生热模型和散热器模型,实现发动机滑油系统与发动机燃油系统及飞机热管理系统的联合计算;在航空发动机、飞机变工况输入条件下,进行滑油系统、发动机整机及飞发一体化的变工况热性能迭代计算,并与试验数据进行对比。结果表明：该计算方法误差小于5%,可较准确地反映变工况条件下的热管理相关参数,为飞发一体化热管理联合仿真分析提供可靠的数据来源。     

卫星推进系统温度均衡性控制方法研究

卫星推进系统在轨需要进行温度控制,尤其需要对推进系统的贮箱、管路温度进行合理的控制。针对小卫星、微小卫星热控资源紧张的情况,以及当前的热控设计方法在不同温度环境分布的推进系统应用中存在的温度分布不均的情况,提出了一种优化的推进系统热控设计方法。在常规热控设计方法中考虑测温点最小值的同时,考虑了测温点的最大值因素,并根据最小值、最大值与控温区间的关系确定加热回路的开/关关系。采用本方法在整星热平衡试验中对推进系统进行了温度控制验证。试验结果验证了同时考虑控温区间上限和下限的热控设计方法的可行性和合理性。卫星在轨飞行阶段的推进系统参数验证了该温度控制方法能获得更好的推进系统温度分布均匀性,并保证了工作温度区间上限的裕度。     

在轨服务的相对运动耦合动力学建模与分析

研究在轨服务航天器逼近与捕获目标航天器的相对轨道姿态耦合动力学建模问题。考虑航天器姿态与对接位置的运动耦合,建立目标运行在任意轨道下的相对轨道姿态耦合动力学模型,并对模型中的运动耦合进行深入分析。设计一种非线性的输出反馈姿态控制律,将建立耦合动力学模型与CW方程进行仿真比较,验证轨道与姿态的运动耦合对两航天器对接点之间相对位置的运动影响。     

低轨载人航天器原子氧环境仿真分析技术

原子氧是影响低地球轨道航天器在轨性能的重要空间环境因素之一,其氧化性对航天器表面材料及舱外组件造成损伤,严重影响航天器在轨寿命。针对此问题提出了一种原子氧仿真分析方法,以此对长期低轨运行的载人航天器模型在轨期间表面遭受到的原子氧累积通量进行分析,仿真结果与NASA实测飞行数据比较,二者吻合很好。本仿真计算方法可用于低轨飞行器原子氧防护设计,仿真结果可作为试验依据。     

嫦娥五号轻量化泵驱单相流体回路热总线设计及实现

针对嫦娥五号着陆上升组合体月面无人自动采样任务中面临的热控难题,提出一种轻量化泵驱单相流体回路热总线及设计方法,通过热总线将结构板式固定辐射散热面、消耗型散热装置高温水升华器构建为一套组合式热沉,实现了探测器组合体能量的一体化调度管理与在轨分离重构,热总线系统干重15 kg,占热控系统重量的比例在20%以下。在轨飞行结果表明：轻量化泵驱单相流体回路热总线工作正常,管路沿程温差小于7℃,热排散能力达30 W/kg。上升器月面起飞前热总线分离重构过程中工质排放压力变化曲线与地面实验结果一致。流体回路热总线在轨各项性能指标均符合设计预期,验证了轻量化泵驱单相流体回路热总线技术的合理性与可行性,亦可为其他类型航天器热控设计提供参考。     

基于有向图的航天器编队飞行自适应姿态协同控制

在有向通信拓扑下研究了编队航天器自适应姿态协同控制问题。针对航天器编队飞行系统中存在外部扰动和模型不确定性的情况,通过选取包含相对姿态误差和绝对姿态误差的辅助变量,提出了一种鲁棒自适应控制策略。提出了自适应律估计转动惯量矩阵和扰动上界等未知参数,并且利用Lyapunov稳定性理论分析了闭环系统的渐近稳定性。与滑模控制等传统鲁棒控制不同,所设计的鲁棒自适应控制器是连续的,更便于航天器编队飞行系统的实现。最后通过仿真验证了该控制策略能够实现高精度的编队飞行跟踪控制。     

小型气氢气氧火箭发动机试验系统设计研究

根据小型气氢气氧火箭发动机试验工况的要求设计完成1 000 N级的气氢气氧火箭发动机试验系统.介绍了供气系统的设计过程,详细讨论了气氢气氧流量与管径的选取过程,完成了比对式推力测量装置和计算机测量与控制系统的设计,并进行系统标定及冷流验证试验.该试验系统能在不同工况下开展小型火箭发动机冷热试验研究,同时实现远程计算机监控,具有较高精度.      

第二代490N轨控发动机研制及在轨飞行验证

490N液体火箭发动机被广泛使用于航天器远地点机动入轨或者为其他轨道机动提供推力。我国第一代490N发动机真空比冲为304.7s,曾经成为制约我国航天器寿命上台阶的技术瓶颈,因此开展了基于铌合金材料的高性能第二代490N发动机研制工作,比冲提高10s。对第二代490N轨控发动机的研制和在轨飞行验证结果进行了总结和分析。第二代490N发动机研制过程中突破了高性能喷注器、耐高温材料及涂层、发动机头部喷注器法兰和燃烧室壁面结构温度控制、抗高量级力学环境能力以及热防护罩等多项关键技术,真空比冲达到了317.8s,单台发动机累计199次启动工作寿命40000s以上,工作性能达到国际同等水平。     

基于等效迎角的气动融合轨道直接积分计算无控航天器轨道衰降研究

针对低地球轨道航天器服役期满离轨陨落、特别是功能失效处于无控飞行的航天器轨道衰降难以模拟的问题,在航天器轨道动力学方程直接积分计算框架中,把稀薄气体动力学与轨道动力学结合起来,发展了基于跨流域空气动力精细数值模拟驱动的低轨航天器气动特性一体化快速算法,提出了无控航天器轨道衰降失稳自旋飞行姿态等效迎角模拟法,初步建立了基于等效迎角的气动融合轨道直接积分高精度计算模型。对大型航天器A受控陨落开展计算分析,验证了本文发展提出的轨道计算、气动力一体化计算方法正确性与高精度。在大型航天器B无控失稳自旋飞行轨道衰降计算分析中,得到了与外测轨道星历数据吻合一致的长弧段和短弧段预报结果,在停止外测轨道数据供给5 h内,地心惯性系位置预报偏差低于1.5 km,验证了基于等效迎角的气动融合轨道直接积分计算模型对无控航天器轨道衰降预报的合理性。     

固体火箭发动机壳体强度热力耦合分析

为了研究导弹发动机壳体在高空飞行时的温度、应力、应变状态,从而对壳体的结构强度进行校核,研究了导弹壳体气动加热的计算方法,建立了某发动机壳体的三维有限元模型,合理简化气动边界条件,计算壳体温度随导弹飞行时间的变化.对比风洞试验结果,有限元计算结果与试验结果一致性较好.分析了ABAQUS软件热-力耦合实现方法,对该模型施加不同时刻的外力载荷,实现壳体的热-力耦合数值分析.进行热-力耦合联合加载试验,对比计算结果与试验结果,计算结果与试验结果吻合较好.壳体的应力、应变都远小于材料的极限值,壳体结构安全.该有限元计算方法可以用来进行壳体的热-力耦合强度分析.