航天器真空热试验测控系统应用现状及发展趋势

航天器真空热试验是航天器研制过程中必不可少的试验项目。文章阐述了航天器真空热试验测控系统的特点和面临的挑战,总结归纳了航天器真空热试验测控系统的应用现状,分析展望了航天器真空热试验测控系统未来的发展趋势。     

载入航天器的热真空试验

文章概述了美国 NASA 约翰逊航天中心(JSC)进行“阿波罗”飞船热真空试验的经验,介绍了近年来中心在热真空试验设施(容器 B)中进行载人热真空试验的经验和有关技术问题。     

离子推力器热真空试验研究

为了验证离子推力器的空间环境适应性,对离子推力器进行了热真空试验研究,确定了热真空试验的温度。试验结果表明:离子推力器在热真空环境中,启动和工作正常,性能稳定,满足空间环境要求。     

电子学设备热真空/热平衡试验一体化技术

航天遥感相机电子学设备在研制过程中需要进行热真空试验与热平衡试验。电子学设备热真空试验与热平衡试验的一体化技术能够更为合理地组织热试验进程并进一步提高研制效率。为了研究两种热试验一体化技术的可实现性,文章分析了两种热试验的内在联系,提出了采用一套热边界模拟装置在一次试验中先后完成两种热试验的试验方法。在此基础上,文章以某项目电子学设备为仿真实例,重点分析了热平衡试验的可实现性,从而验证了一体化技术的正确性。     

结构热试验中冷壁热流边界模拟方法研究

在结构热试验中,由于受试验手段的限制,对于热载荷一般只能模拟热壁热流边界,而无法模拟冷壁热流边界。文章讨论了在结构热试验中进行冷壁热流边界模拟的试验方法,并使该方法在结构热试验的控制算法中加以实现,对结构热试验是一个有效的补充。     

火星探测器热环境模拟与试验技术探讨

为保证火星探测器的可靠运行,需要对其进行真空热试验和火星表面热环境模拟试验。文章通过对国外火星探测器热试验的调研,梳理出热试验所涉及的关键技术。并通过对行星际空间热环境和火星表面热环境特点的分析,结合国外相关热环境模拟设备的研制使用情况,探讨不同热环境的地面模拟方法,可为我国火星探测器热环境试验设备的研制及开展相关热试验提供技术参考。     

调温热沉换热系统仿真设计与应用

调温热沉具有操作简单,经济性好,降温速率快,对试验件无遮挡等优点,因此,在部组件级热真空试验中具有越来越重要的地位和意义。对于调温热沉的设计,本文中通过采用基于M文件表述的S函数程序和状态空间描述的分布参数模型用于系统仿真,从而得出载冷剂、试验件、热沉三者之间的温度动态关系。继而得到热沉温度控制方案中控制参数的影响条件以及调温热沉设计方案中载冷剂的温度和流量的数据。     

液氧主阀的方案及设计

简要叙述了液氧/煤油游动发动机发生器地面热试验系统与发动机试验系统的不同特点。根据发生器热试系统的要求,设计的液氧主阀采用菌阀结构,通过结构设计使阀门具备主动关闭功能,产品经过常温和低温的验收试验检查,满足发生器热试要求。设计的液氧主阀在发生器热试中,按照指令动作准确,工作正常,圆满完成热试任务。     

旋转受照状态下天线温度场仿真分析

在进行星表天线地面真空热环境试验过程中,传统的红外加热设备会造成测量光路遮挡、降温速率减慢等影响。为提高试验准确性,提出了基于天线旋转受照的真空热试验方法。利用虚拟热试验平台对旋转受照状态下天线温度场进行仿真分析,得到天线温度场的分布与变化,并与试验数据对比,验证了仿真建模的准确性和试验方法的可行性。     

“鑫诺一号”卫星真空热试验介绍

“鑫诺一号”卫星在法宇航中心的空间环境模拟器中历时20天完成了真空热试验(包括热平衡试验和热真空试验)。文章对“鑫诺”卫星及空间环境模拟器作了简要说明,分析了试验的目的和要求,介绍了试验的过程和结果,并与我国同类试验进行了比较。     

某遥感卫星热分析技术研究

基于卫星热试验与热分析状态差异性分析,根据某遥感卫星热分析和热平衡试验结果,用综合虚拟热试验和有限元的有限差分集成法对其热模型修正技术进行了研究。卫星在轨温度遥测结果表明热模型修正有效。     

论航天器的热试验

论述了各种类型热试验(热平衡试验、热真空试验、热循环试验)在航天器研制中的重要性及它们的试验要点。针对当前试验实践中出现的问题,强调了组件级,尤其是电子电工产品热试验(热真空试验及热循环试验)和整星级发射星热真空试验对提高航天器可靠性所起的重要作用,并提出了相应的建议。     

大型相控阵天线局部热试验验证技术

针对大型相控阵天线试验验证需求,提出一种局部热试验验证方法,选取代表大型相控阵天线阵热分布特征的局部构件开展模块级热试验,针对主导误差源开展局部热试验获取其影响,将局部热试验与仿真分析相结合,实现大型相控阵天线热试验验证。结果表明：基于局部试验的热分析结果与整星热试验结果具有较好的一致性,可为大型相控阵天线的热试验验证提供技术支撑。     

“希望一号”卫星热平衡试验的误差分析

为研究卫星热平衡试验误差,建立“希望一号”卫星热试验的联合热数学模型,对热平衡试验进行模拟,并与理想状态进行比较,发现仪器试验温度值在低温工况中偏低13～20 ℃,高温工况中偏低11～17 ℃;高温工况中-Y舱板表面到达热流不均匀度高达27.3%。此外,分析了热试验中热沉的温度、表面发射率、与卫星的表面积比,支架的导热、辐射漏热,电缆的导热、辐射漏热,以及热流计温度测量误差对卫星温度场的影响。     

利用载人航天器进行热控涂层舱外搭载试验研究

为了解空间环境对热控涂层性能的影响,文章设计了舱外热控涂层搭载试验方案,包括试验件配置、在轨试验和回收方法。试验件在轨试验期间安放在载人航天器密封舱前舱门外,暴露于空间环境中;在实现对接、建立组合体后,航天员不需太空行走即可实施对搭载试验件的回收及再次安装等操作。该方案若成功应用并回收试验件至地面,我国将首次获得热控涂层空间飞行试验数据。     

载人航天器真空热试验技术探讨

文章介绍了载人航天器真空环境下热平衡试验的必要性,热真空试验的特点、试验目的和试验项目,以及美国载人航天的热真空试验技术,特别是载人航天活动对热真空试验的特殊要求等。     

日本先进陆地观测卫星-2进行系统热真空试验

据报道，日本先进陆地观测卫星（ALOS-2）于2012年10月16日开始在日本筑波航天中心进行热真空试验，试验预计11月底结束。热真空试验旨在验证在模拟太空环境中。卫星电气性能和热控制能否正常工作。     

真空热环境试验新型不锈钢结构热沉 加工工艺研究

热沉是空间环境模拟真空热试验设备的重要组成部分,其功能是为航天器进行真空热试验提供冷黑环境。在国内以往的空间环境模拟试验设备中,热沉多采用铝结构、铜结构或不锈钢-铜翅片结构。不锈钢热沉是新型的热沉结构形式,具有良好的真空低温性能。文章对不锈钢板式热沉的结构和加工工艺进行了研究探索,在经过大量焊接加工与试验分析的基础上,总结出一套不锈钢热沉的加工工艺技术。     

航天器真空热环境适应性试验、分析及评价软件平台

基于国内外热试验软件的发展情况,文章提出了航天器真空热环境适应性试验、分析及评价一体化软件平台。在国内现有热试验测控软件的基础上,软件平台集成了国内关于热试验偏差、真空热环境效应及试验污染效应等研究的最新成果,同时又扩展了一些必需的功能模块。最后详细描述了该软件平台的基本组成和各模块的功能。     

电推进真空热环境试验研究现状及关键技术

电推进是空间任务的重要推进手段,也是急需发展的空间技术之一。为了评价电推进装置的有效性和可靠性,需要在地面开展各种验证试验,其中有热环境试验。文章对电推进装置的热环境试验技术发展现状进行了跟踪研究,结合国外热环境模拟设备的研制使用情况,梳理出热环境试验相关的关键技术,就我国电推进热环境试验技术和试验设备提出了发展建议。