聚酰亚胺泡沫夹层结构胶接工艺

新型卫星平台对具有较低热导率和较高尺寸稳定性的聚酰亚胺泡沫提出应用需求,为保证聚酰亚胺泡沫夹层结构胶接质量可靠性及工艺可实施性,需要对胶黏剂进行选型与性能评价。本文对硅橡胶（RTV-X,GD414）进行试验和讨论,通过胶黏剂力学性能、耐温性能、流变性能、90°剥离性能对比,确认RTV-X胶黏剂适用于聚酰亚胺泡沫夹层结构胶接工艺。通过分析验证确定胶接加压方式和胶接压力,并对试样进行高低温力学性能、温度冲击后力学性能考核,总结出以RTV-X为胶黏剂采取正压力≥1 k Pa制备出的聚酰亚胺泡沫夹层结构胶接工艺可靠,制品胶接质量良好。所得结果可为深空探测等更多型号任务需求提供工艺参考。     

基于动力特性的发动机支架设计方案对比分析

为满足高空变轨和射程要求,飞行器可以在末修级中增加发动机。发动机支架的作用便是为发动机提供安装平台,此支架在满足强度要求的同时,必须兼顾结构系统的动力学特性。本文针对上述典型的支架结构,利用有限元软件进行了仿真分析,讨论了几种可能的设计方案,并与振动试验结果进行了对比分析,对后续类似结构设计具有很好的指导作用。     

油气匹配及后体进气量对TVC燃烧性能的影响

针对一种以煤油为燃料的驻涡燃烧室（TVC）,在前期研究的基础上对其前体油气匹配进行几种结构改进,并在试验中重点进行油气匹配和后体进气量的改变对燃烧室燃烧性能的影响.针对其应用于涡轮前及涡轮间二级燃烧的前景,试验中驻涡燃烧室仅采用凹腔供油.试验结果表明,采用改进后供油蒸发管的燃烧效率比改进前提高了12%;在试验条件下,当凹腔当量比小于1.5时燃烧效率达到95%以上.各个方案在不同工况下,出口热点温度分布系数f在0.050.015之间.      

An Introduction to Magnetosphere-Ionosphere-Thermosphere Coupling Small Satellite Constellation

A future Chinese mission is introduced to study the coupling between magnetosphere, ionosphere and thermosphere, i.e. the Magnetosphere-Ionosphere-Thermosphere Coupling Small Satellite Constellation (MIT). The scientific objective of the mission is to focus on the outflow ions from the ionosphere to the magnetosphere. The constellation is planning to be composed of four small satellites; each small satellite has its own orbit and crosses the polar region at nearly the same time but at different altitude. The payloads onboard include particle detectors, electromagnetic payloads, auroral imagers and neutral atom imagers. With these payloads, the mission will be able to investigate acceleration mechanism of the upflow ions at different altitudes. Currently the orbits have been determined and prototypes of some have also been completed. Competition for next phase selection is scheduled in late 2015.     

火星探测微流星体环境模型及风险预测

微流星体是自然存在的微型天体.在太阳系空间范围内,微流星体的主要起源为彗星及小行星.在地球至火星的空间范围内,微流星体的飞行速度范围为24.13~42.2km·^-1.高速飞行的微流星体一旦撞击火星探测器,将有可能对探测器造成毁灭性的损害.本文基于太阳神探测器的观测结果及彗星轨道观测统计结果,针对火星探测,分别建立了地火转移段及环火飞行段的微流星体环境模型,并基于有限元离散方法建立了火星探测任务的微流星体碰撞风险预测方法.设计了一个虚拟火星探测器,分别对其在地火转移段及环火飞行段的微流星体撞击通量进行了分析.结果显示,在探测器有效任务期内,探测器正面受微流星撞击次数约为背面的10倍.根据本文模型计算结果,将探测器顶板铝合金蒙皮的厚度增加至0.7mm后,在整个任务周期内可将探测器正面受微流星体撞击出现击穿损伤的风险降低为每平米7次.     

高分辨率相机大功率焦面热设计及验证

为保证高分辨率相机焦面的工作环境,尽量降低CCD组件工作时的温升,需对焦面进行热控设计。文章在分析某高分辨率相机焦面热控特点的基础上,根据其结构与安装位置,提出以柔性导热索与固定辐射板结合补偿加热控温的热控方案,并对散热路径进行了设计。利用热分析软件建立相机的热模型并进行仿真计算,结果表明：焦面连续工作600 s后,电箱壳体温度在15.0～24.1 ℃之间,CCD组件温升11.1 ℃;而采用增加相变热管的设计方案后,CCD组件的温升降低至7.2 ℃,满足热控指标要求。最后,对相机进行热平衡试验,结果显示,焦面连续工作600 s后,电箱壳体温度在15.1～22.6 ℃之间,CCD组件最高温升7.2 ℃,与热分析计算结果吻合较好,表明针对该高分辨率相机焦面的热设计正确、可行,为大功率焦面的热控设计提供了参考。     

热离子质谱分析仪的研制及定标

热离子质谱分析是空间等离子体探测的核心技术之一.热离子质谱分析仪采用了半球形静电分析器结合基于碳膜的飞行时间系统方案,是目前应用最广泛、最成熟的空间热离子质谱分析技术.热离子质谱分析仪解决了三项关键技术,即5mV高分辨扫描高压,10~20nm超薄碳膜处理以及30kV超高加速电压.分析仪原理样机在瑞士伯尔尼大学完成了定标试验,实现指标参数如下：能量范围为0.499eV~29.94keV,能量分辨率为10.5%;能够实现离子成分H⁺,He⁺,O⁺的分辨;视场范围为360°×8.4°,角度分辨率为22.5°×8.4°.基于热离子质谱分析仪的研制基础,可以进一步开发出更高质谱分辨、更大探测视场以及小型化的等离子体探测载荷.

     

电磁监测试验卫星离子漂移计定标实验研究

离子漂移计用于探测离子垂直轨道方向的漂移速度.离子漂移计的定标实验包括电子学定标和等离子体环境定标.通过对自行研制的电磁监测试验卫星离子漂移计的电子学定标方法研究,测试得到离子漂移计的噪声、电流测量范围、增益和修正系数以及温漂等电子学定标参数.测试结果表明,离子漂移计的电子学性能优于设计要求,满足科学探测需求.此外,借助于意大利INAF-IAPS等离子体测试实验设备模拟电离层等离子体环境,对离子漂移计的等离子体环境定标问题进行了分析研究.等离子体环境下的测试结果表明,该离子漂移计在特征点处测量结果满足仪器指标要求,能够正确探测离子横向速度,且其相对精度满足设计要求.     

微重力下层流扩散火焰碳烟生成过程

根据详细的燃料氧化机理和多环芳烃生成机理,对乙烯同轴射流火焰在重力变化下碳烟生成情况进行计算.认为碳烟的初始成核是由两个较大的多环芳烃（PAH）二聚而成,碳烟的表面生长机理为HACA,凝结过程主要考虑PAH与碳烟的碰撞吸附,碳烟生长和氧化过程耦合在分节气溶胶模型中.计算结果表明,微重力条件下乙烯同轴射流火焰峰值温度下降230K,碳烟浓度显著增加,且浓度峰值在微重力条件下更加偏离中心线.分析重力变化对碳烟前驱体乙炔和多环芳烃的分布、初始成核速率、表面生长速率及凝结速率的影响.结果表明碳烟在中心轴线上主要是通过凝结过程生成的,且微重力条件下PAH在碳烟表面的凝结更加重要.由于微重力条件下停留时间更长,导致碳烟直径更大.     

太阳同步轨道真空紫外光电倍增管的高能粒子屏蔽方法研究

空间辐射环境是导致光电倍增管性能衰变甚至失效的主要原因, 由于空间辐射环境的复杂性以及飞行器在空间活动的轨道、设计寿命和光电倍增管的类型不同, 光电倍增管需要的抗辐射屏蔽要求不同. 以太阳同步轨道高能粒子辐射环境为例, 对真空紫外光电倍增管进行了辐射屏蔽的Monte-Carlo计算, 在此基础上提出了运行于该轨道上的真空紫外光电倍增管的高能粒子屏蔽优化组合. 模拟计算表明, 采用Al-W-Al三层结构的屏蔽组合形式, 其中Al层厚2mm, W厚 0.5mm,可将辐射剂量从原本的9.98× 10⁶rad (Si)降低到 8.41× 10²rad (Si), 能较好地满足实际使用要求.