分布式空间系统和航天器编队飞行辨析——兼谈航天器知识编队和精确编队飞行应用实例

小卫星技术的迅速发展和应用,为空间应用开辟了许多新领域,同时出现了很多新概念和新名词。文章对分布式卫星系统、编队飞行、星座、星群以及空间敏感器网等概念及其相互之间的区别进行了系统论述,也介绍了航天器知识编队和精确编队飞行的应用实例。     

低纬电离层f0F2夜间增强的模拟研究

以太阳活动低年冬季为代表,利用二维中低纬电离层理论模式模拟低纬电离层ｆ０Ｆ２夜间增强现象,探索在赤道异常驼峰纬度附近形成该现象的可能因素或物理机制,模式在给定磁子午面内解等离子体输运方程,给出电子及各离子的浓度,速度的时空分布。在所考察条件下,低纬驼峰纬度附近ｆ０Ｆ２模式值夜间出现了明显的增强特征。     

关于星座设计中碰撞检测问题的探讨

对于卫星数量较多的星座, 在星座设计过程中就应当考虑避免星座运行过程中卫星之间的碰撞现象。文章首先针对发生在赤道上空的严格碰撞现象进行了研究, 提出了避免赤道碰撞的星座参数配置方法; 进一步从广义碰撞检测要求出发, 对星座中卫星间的相对距离变化规律进行了研究, 并给出了设计阶段解决碰撞问题的方案。文中的内容对星座设计工作有一定的帮助。     

液氧/甲烷轨姿控推进系统集成演示试验

为验证液氧/甲烷轨姿控一体化推进系统涉及的主要关键技术和安全操作流程,上海空间推进研究所研制了国内首款氦气恒压挤压式液氧甲烷推进系统演示样机。历时3年,演示样机于2021年底顺利完成多轮次地面热试车考核,系统运行平稳,轨/姿控发动机工作协调、产品状态良好。介绍了演示样机的设计方案、研制历程和集成演示试验结果,以及轨/姿控发动机的设计与试验情况。液氧甲烷推进系统累计完成48次/约6000 s系统冷/热态试验考核,配套的5 kN轨控发动机累计完成点火工作40次/1860 s,配套的150 N/25 N姿控发动机累计完成稳态工作1690 s/脉冲点火约1250次。演示样机热试车的成功,标志着我国液氧甲烷空间推进系统实现了从“0”到“1”的突破,为后续型号工程应用奠定了基础,也为我国液体空间动力的升级换代和可持续发展提供了有力支撑。     

酞菁蓝对红外低发射率涂层色泽的影响

为了增加红外低发射率涂层的色彩、降低涂层明度和光泽度,采用添加纳米颜料的方法制备了一种蓝色系的红外低发射率涂层。研究了颜料添加量对涂层发射率、涂层颜色和光泽度的影响,并测定了涂层的力学性能和耐中性盐雾腐蚀性能。实验结果表明：涂层在8～14μm时红外发射率为0.3左右;涂层的明度和光泽度均随着颜料添加量增大而降低,颜料添加量为25%的涂层相对于0%添加量的涂层,其明度降低28.8%,光泽度（60°）降低54.5%;并且涂层具有较为优异的力学性能和耐腐蚀性能。     

富油/焠熄/贫油(RQL)燃烧室燃烧和排放特性的实验研究

针对燃气轮机低排放燃烧室的研究,设计了以甲烷为燃料采用预混燃烧的富油/焠熄/贫油(RQL)模型燃烧室。通过对RQL模型燃烧室内轴向温度和组分浓度分布,燃烧室出口温度分布及排放进行实验研究,分析了焠熄与主流空气流量之比,富油区当量比对燃烧性能和排放特性的影响规律。结果表明:典型RQL燃烧方式下富油区火焰颜色较暗,贫油区火焰为淡蓝色,燃烧室内轴线方向温度呈M型分布,NO_x主要在焠熄区生成。CO,UHC和O_2浓度在经历焠熄区时发生突变;出口NO_x和CO排放都较低。保持头部当量比不变,随着焠熄与主流空气流量比的增加,燃烧室出口平均温度下降,NO_x排放下降,CO排放上升。保持焠熄与主流空气流量比不变,富油区当量比小于1.4时,不能再实现RQL燃烧模式。     

月球返回舱跳跃式再入弹道设计方法研究

不同于近地航天器返回地球,月球返回舱存在再入速度更高、大气和气动参数误差影响更大以及再入动力学耦合更强烈的特点。为缓解这些突出问题,降低月球返回舱所受到的冲击,对跳跃式再入弹道进行了研究,给出了跳跃式返回弹道的设计流程和算法,分析了不同再入角和航程约束下的弹道形态,并针对7 500 km航程可能出现的横向超调现象提出了3种解决方案。其中控制出口射面法引入了"预测-校正"思想,从根本上解决了自由飞行段可能出现的问题。数值仿真结果验证了弹道设计流程和算法的有效性。     

低中等雷诺数超声速轴对称射流气动声场

采用线性抛物化稳定性方程(LPSE)方法对低、中等雷诺数条件下的超声速轴对称射流进行了研究。结果表明:射流中不稳定波的增长特性决定了声辐射的特性。在低雷诺数条件下,不稳定波的频率范围较窄,且由于不稳定波的增长区间较长,因此声辐射的范围较宽,声源不集中,声辐射的方向角不明确。在中雷诺数条件下,不稳定波的频率范围较宽,且由于不稳定波的增长区间较短,因此声辐射的范围较窄,声源集中,声辐射的方向角较明确;且随着斯特劳哈尔数增加,声辐射的方向角增加。在低雷诺数条件下,射流基本流的法向速度对射流气动声场的影响较弱,而在中等雷诺数条件下,其对射流的气动声场影响较强。      

提高二冲程煤油发动机抗爆性措施研究

为解决某二冲程航空活塞发动机采用航空煤油后爆震极限功率严重下降的问题,进行了一维发动机性能仿真分析,提出了提高发动机爆震极限功率的技术措施。在发动机额定工况下,油耗率和排气温度不发生恶化的前提下,添加抗爆添加剂、降低压缩比和推迟点火提前角以抑制采用煤油后的发动机爆震倾向,扩大缸径和降低空燃比以助于恢复发动机的爆震极限功率。结果表明:经过优化,发动机输出功率可达到原型机的96%,油耗率增加了19%,排气温度升高了57K。研究结果可为二冲程煤油发动机的性能优化和提高工作的可靠性提供依据。      

高分三号卫星ATI模式海表面流场测量性能分析

顺轨干涉合成孔径雷达(Along-Track Interferometric Synthetic Aperture Radar,ATI-SAR)是获取高分辨率海表面流场的一种有效手段。文章首先分析了ATI-SAR海表面流场测量精度的影响因素(极化方式、入射角、有效顺轨基线、海面风场),给出了适用于ATI海表面流场测量的雷达系统参数,然后基于仿真实验对高分三号卫星海表面流场测量性能进行了研究。由于单星顺轨干涉基线长度有限影响流场测量精度,而在双星编队模式下可以使测量性能达到最佳,因此最后分析了双星编队方式下ATI海表面流场干涉基线选取范围,可为双星编队海流监测系统设计提供参考。