面向火星表面巡视探测的热惯量反演模型及试验验证

基于火星表面土壤温度的昼夜周期性变化特性,建立了一种面向火星表面巡视探测的热惯量反演模型,可根据表层不同深度的热电偶测温数据计算被测区域的热惯量,实现表面巡视探测过程中的热惯量在线反演。为验证模型正确性,在地面建立了火星表面热特性试验测试系统,通过对比被测模拟火星土壤的热惯量实际值与模型计算值,验证热惯量反演模型的精度。结果表明,与试验模拟火星土壤的热惯量数值相比,该模型对热惯量的反演误差小于6%,为在线反演火星表面不同土壤地形的热惯量,辅助识别地形可通过性提供了一种可行方法。     

一种共轴双旋翼式火星飞行器设计及其试验验证

针对火星飞行器探测需求,提出了一种共轴双旋翼式火星飞行器,基于计算流体力学方法优选了桨叶翼型、平面形状和扭转角等结构参数,基于叶素动量理论建立了旋翼气动力学模型,利用数值模拟方法选择了旋翼转速、旋翼间距和桨叶安装角等飞行参数,设计了原理样机"火星飞鸟-I"的结构与控制系统。构建了火星大气环境模拟器和重力补偿与运动约束装置,开展了模拟火星环境下旋翼式飞行器地面飞行试验,验证了共轴双旋翼式火星飞行器的推进性能,展望了旋翼式火星飞行器技术的发展方向。研究成果对我国开展的火星探测工程具有重要借鉴价值。     

航天器对流换热过程的地面模拟试验

分析了航天器对流换热过程的形式;指出了地面模拟试验的难点;并提出了初步解决的方法。     

不同压力条件下水平平板的表面换热实验研究

为了解不同压力下水平平板的气体对流换热变化情况,搭建了一个提供不同气压和环境温度的实验舱,开展了在不同压力(0.1 Pa、0.1 k Pa、0.2 k Pa、0.5 k Pa、1 k Pa、10 k Pa、50 k Pa和常压)与几种加热量(75、150、300 W/m~2)组合条件下的水平平板换热实验研究。通过对辐射换热和自然对流换热的比较,得到不同压力下气体的对流换热系数。结果表明:对流换热系数在环境气体压力小于1 k Pa时非常小,而在1 k Pa以上时才较大;在大于1 k Pa时,对流换热系数随压力的升高呈二次方增加。     

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。     

萤火一号火星探测器长火影热控设计及试验验证

根据萤火一号(YH-1)火星探测器面临长期火星阴影环境特点,对探测器的长火影热控设计及深冷试验验证进行了研究.给出了YH-1火星探测器长火影热控自主控制流程,以及各阶段热控方案.改造现有真空环境模拟器,完成了我国第一个实现全包络20 K超低温背景模拟的探测器级真空热试验.长火影试验结果表明:YH-1火星探测器热控设计能满足度过长火影的温度要求,各单机能在出火影后成功唤醒正常工作.     

模拟火星大气环境对典型柔性结构热防护特性的影响

随着深空探测任务的逐步开展,火星被视为最重要的载人探测目的地之一,而火星大气环境给柔性结构的热防护带来挑战。文章以舱外航天服手套为柔性热防护结构的研究对象,通过建模实现了舱外手套在火星大气环境冷工况下漏热功率的分析,并开展了模拟火星大气环境下舱外手套的热防护试验研究。结果表明：相比于近地轨道应用,现有舱外手套的热防护能力在火星大气环境中将显著降低,在冷工况下手套的漏热功率超过10 W,且局部热防护不足。在此研究基础上,文章对分析模型的完善、试验方法的拓展以及柔性热防护结构的改进等进行了展望。     

火星进入器气动热环境模拟及热防护试验综述

文章简述典型火星进入器所面临的气动热环境,阐明在火星大气CO₂介质下进行试验的重大需求以及建立火星热环境模拟及热防护试验方法的必要性;并对国内外进行的相关火星进入器热防护工程性和研究性试验进行综述,指出研究空气和CO₂介质下的电弧加热器运行特性将对火星热防护试验提供必要的支撑,CO₂介质下防热材料催化特性研究和先进测试技术（如TALIF、OES、HSC等）是未来发展的方向。     

考虑对流换热影响的固体发动机热力耦合分析

考虑壳体与空气自然对流换热的影响,对固体发动机结构进行了热力耦合有限元分析。研究了对流换热对发动机结构响应的影响,讨论了不同对流换热系数下的温度及应变响应变化规律,评估了某双伞盘固体发动机经历固化降温、低温试验及低温贮存过程的结构完整性。结果表明,考虑对流换热能更准确地反映发动机的受载状态;对流换热系数变化影响其结构响应历程,但随对流换热系数的不断增大,这种影响逐渐减弱。     

热试验中红外热像仪低温测量能力分析及试验验证

文章分析了红外热像仪在航天器热试验中对低温目标的测温能力不足问题,采用红外干扰消减以及分段辐射定标/分段线性函数拟合的方式,初步解决了红外热像仪在真空低温环境下对低温目标的测量受限的问题。文章的研究结果有助于改进红外热像仪在真空低温环境下的非接触温度测量工作。     

卫星真空烘烤试验方案及验证

为降低非金属材料在试验中大量出气及产生的分子污染,文章从非金属材料挥发和凝结特性、国内外卫星真空烘烤试验的实施现状等方面进行分析,提出了卫星热真空试验前进行真空烘烤试验的方案,方案中给出了试验剖面、试验温度、试验时间以及试验压力等参数要求。在某卫星上的试验验证结果表明,该方案合理可行,有效改善了星内真空度,降低了星内污染。完成真空烘烤后的卫星在热真空试验中未发生射频组件低气压放电现象,说明真空烘烤试验能够有效防止对真空度和分子污染敏感的设备在试验中可能产生的故障。     

大型星载固面天线热变形试验及仿真分析验证

星载天线在轨运行期间所经历的复杂温度环境,会使天线产生严重的热变形,从而对其电性能造成重要影响。文章根据大型星载固面天线热变形的特点,提出热变形试验与仿真一体化分析验证方法,并且将测试结果与数值仿真结果进行相互校验。该方法可为大型星载天线结构设计及验证提供参考。     

发动机喷管内流场对流换热系数影响因素的数值分析

基于Roe-FDS格式,采用标准κ-e湍流模型对某液氧煤油发动机喷管内部燃气流对喷管内壁的对流传热换热系数进行了数值仿真与研究,分析了网格雷诺数以及恒温壁壁温对喷管内壁对流换热系数的影响.当近壁面网格第一层法向高度为10-3 mm数量级时,仿真结果与工程估算公式的计算结果相吻合.同时,在一定范围内,对流换热系数随来流速...     

“火星科学实验室”的EDL试验验证技术及启示

介绍了美国"火星科学实验室"(Mars Science Laboratory,MSL)的进入、下降与着陆(Entry,Descent and Landing,EDL)技术验证体系。该体系可分为EDL飞行动力学、EDL飞行系统和EDL子系统3部分,主要基于仿真建立,同时利用海盗号(Viking)探测器时期的试验数据。针对火星EDL技术的验证,分析了我国已掌握的EDL地面试验技术。通过对比结果表明,我国虽然在气动减速、伞减速、动力下降和着陆技术的试验验证均有良好的技术基础,但仍面临有伞充气过程环境恶劣且复杂、减速下降动作多、大底和背罩分离过程内外环境耦合等新问题。最后针对现有技术所面临的关键问题,梳理出适合我国发展的火星EDL验证体系,并提出了解决关键问题的试验验证方案,可为我国火星着陆任务EDL试验验证工作提供参考。     

超临界压力下航空煤油RP-3在水平细圆管内对流换热特性实验研究

为探究超临界压力下碳氢燃料在水平管内的对流换热规律,文章针对超临界条件下航空煤油RP-3在水平细圆管内的对流换热,分析了热流密度、进口雷诺数及浮升力对对流换热的影响。研究表明:沿流动方向,管内表面传热系数随热流密度的增大先减小后增大;在低进口温度及低进口雷诺数情况下,管内换热均出现先恶化后强化的现象,而随着进口温度和雷诺数的增加,此现象消失;浮升力对换热的影响随热流密度的增加而增加;浮升力对下表面换热的加强使得入口效应的影响在下表面先于上表面结束;受浮升力影响,上下壁最大温差可达50 K;质量流速的增加会抑制浮升力对换热的影响;准则数Grq/Grth可以很好地反映浮升力的变化趋势。以上研究结果可为采用碳氢燃料作冷却介质的各类飞行器主动热防护技术方案提供技术支撑。     

星载微波探测仪探测头部热设计及验证

星载微波探测仪采用主被动一体化探测方法,以提高探测精度和空间分辨率,是土壤水探测卫星的主载荷,探测仪的探测头部主要由主动单机和被动单机等组成,其中主动单机中的发送/接收(T/R)组件数量多、功耗大、阵面布局长达7 m,被动单机中的接收机对温度波动敏感,同时探测头部构型复杂且各散热面外热流环境恶劣。针对探测头部热控难点及要求,开展了包括轨道外热流分析、散热面和传热路径的设计、热管网络布局,关键单机的精细化控温等工作,并结合热平衡试验结果对热设计方案进行了有效验证。仿真及试验结果表明:探测头部的温度水平、关键单机的温度梯度及每轨温度波动均满足要求,其中T/R组件温度梯度控制在≤12℃,被动接收机温度波动控制在±1℃/轨。该设计解决了大功耗T/R组件短时开机导致单机之间温差大、瞬时温升速率快,接收机温度波动大等技术难点,突破了高功率密度T/R组件全阵面热设计关键技术和被动接收机的高稳定度控温关键技术,实现了探测头部在轨全周期高精度、高稳定度热控,可为星载微波探测仪类载荷的热设计提供借鉴。     

上面级动力系统发动机热控设计及验证

针对上面级动力系统发动机温度需求,设计了发动机热控方案,建立了25、5 000 N发动机热仿真模型,确定了各发动机加热功率及被动包覆方式,解决了加热器尺寸小、电阻值密度大以及热控组件安装方式难等问题,上面级发动机随整箭进行了热试验验证和飞行试验验证。验证结果表明:25 N发动机法兰和5 000 N发动机壳体温度均在5 ℃以上,发动机温度水平和加热功耗均满足系统要求,验证了热控设计的有效性,可为类似发动机热控研制提供一定参考。     

高稳定一体化星敏支架机热协同设计及试验验证

随着空间技术的发展,对卫星姿态测量精度的要求越来越高。星敏支架作为星敏感器与卫星之间的主要连接结构,其热稳定性直接影响星敏感器的测量精度与有效载荷的成像质量。因此,保证星敏支架的热稳定性成为卫星结构研究的重点。基于高体份铝基碳化硅新材料,利用其低膨胀、高导热性等特点,设计了一种适用于多头星敏感器安装的仪器支架,通过外加温控罩和精密温控等措施,对一体化星敏支架进行等温化控制,实现了星敏支架的热稳定性设计,并通过数值仿真和试验验证了设计方案的有效性。     

高精度光学载荷安装平台热控设计及试验验证

某科学卫星的3台光学主载荷需实现对太阳共视,要求3台载荷的光轴平行度偏差小于30?,考虑到热弹变形的影响,光学载荷安装平台温度须控制在(22±5)℃。然而,载荷安装平台尺寸大（1.6 m×1.6 m×0.8 m）且处于舱外,外热流各方向相差大,温度均匀性控制难,故对该平台采取主动热控（PI闭环加热）和被动热控（多层隔热）相结合的热控措施。软件仿真显示,此热控方案下,载荷安装板及支撑杆温度可以控制在(22±3)℃;整星真空热试验显示,此热控方案下,载荷安装板温度可以控制在(22±2)℃,载荷支撑杆温度可以控制在(22±3)℃：以上均验证了热控方案可行、有效。     

试验电缆发热对热设计验证的影响分析

试验电缆发热是航天器热平衡试验中一个难以消除的附加影响因素,常对热设计的正常验证造成很大干扰,分析其影响是保证热平衡试验验证正确有效的一项重要措施。针对试验电缆发热对试验结果及热设计验证的影响,文章以我国海洋-2(HY-2)卫星散射计探测头部热平衡试验为例,提出了一种定量分析的方法,并描述了对其影响进行分析和予以消除的具体过程。通过讨论散射计探测头部热平衡试验的特点,以及具有类似特点的系统级和部件级热平衡试验的情形,归纳了试验电缆发热定量分析的具体实施方式,并总结了适用于定量分析的热设计验证试验的特点。在轨遥测数据表明,定量分析的方式可正确有效地评估试验电缆发热的影响,修正后的计算模型可对在轨温度进行准确的预示。