单相流体回路辐射器性能优化方法

文章以“神舟”飞船辐射器为例,对管肋式单相流体回路辐射器的肋宽进行了优化分析。采用理论分析与数值求解相结合的方法,分析了管肋式辐射器常用性能评价方法--能质比及微元能质比（单位质量散热能力）随肋片宽度的变化规律;而后以提高辐射器能质比为优化目的,对辐射器肋宽进行了优化,得出了辐射器的最佳能质比对应的肋宽表达式;最后给出了“神舟”飞船辐射器优化前后的参数对比。文章对管肋式辐射器的优化设计具有很好的参考价值。     

构架式空间可展开支撑臂

构架式空间可展开支撑臂在实现大尺寸高刚度航天器方面有着广泛的应用需求。文章论述了几种典型构架式空间可展开支撑臂的结构组成、工作原理和发展现状,从多个方面比较了不同类型构架式空间可展开支撑臂的特点,阐述了构架式空间可展开支撑臂发展趋势,指出球铰接杆式空间可展开支撑臂是适应大型化发展的空间可展开支撑臂主要发展方向,分析了实现球铰接杆式空间可展开支撑臂工程化尚需解决的关键技术。     

改善高频宽压控晶振频率温度稳定性方法

高频宽压控晶体振荡器广泛应用于各种接收机和应答机中,工作温度范围通常为-40℃～+85℃。对于该类晶振,极易出现频率温度稳定性相对于其内部石英谐振器明显恶化的现象。对此,从理论上分析了引起恶化的原因,并提出通过合理控制振荡电路的压控范围和石英谐振器的激励功率,可以改善高频宽压控晶振的温频特性。最后,研制并测试了4只102.3MHz压控晶振,结果优于指标要求,充分验证了方法的有效性。     

分离式机械压汽蒸馏系统的实验

针对传统机械压汽蒸馏的不足,提出分离式机械压汽蒸馏系统.建立了一套容量为1.5 m3/d的单效分离式机械压汽蒸馏系统并对其进行实验研究.实验系统主要由两套旋转蒸发器、冷凝器以及压缩机组成.通过改变压缩机转速和蒸发温度来研究系统的性能.结果表明在蒸馏水产量一定的前提下压缩机进口压力和冷凝器进口压力随着压缩机转速的增加而逐渐下降,换热温差随着压缩机转速的增加而增加,最高温差稳定在8.5℃左右.通过改变系统的真空度获得不同的蒸发温度,蒸发温度越高,蒸馏产量越高,系统性能也越好.      

利用Breakwell间距比法制定行星际探测中途修正策略

详细介绍了制定行星际探测中途修正策略的Breakwell间距比法,给出了在燃料最优条件下,终端误差精度和制导能力与中途修正设计次数和时刻之间的解析关系。一般而言,终端误差精度每提高3倍,修正次数就需要增加1次,制导能力每提升3倍,修正次数就可以减少1次。在具体使用上,应首先根据精度要求和制导能力确定最后一次修正时刻,然后向前递推,使得前一次修正后误差传播量与后一次修正后误差传播量成公比为1/3的等比数列,以此确定其余修正时刻,从而保证在达到终端精度前提下,整体燃料消耗最少。以火星探测为例,给出探测器于2018年5月出发12月达到火星的算例,仿真结果表明了理论分析的正确性。     

非轴对称波瓣喷管引射器的特性实验研究

波瓣喷管引射器具有高效的引射掺混特性。非轴对称波瓣喷管引射器的引射特性与轴对称波瓣喷管引射器有所不同。本文对六波瓣的非轴对称喷管引射器进行了一系列的实验，研究了该引射器的引射流量比与主流温度的关系，混合管动量修正系数及其工作特性曲线。最后通过分析得出了与实验数据基本符合的理论工作特性关系式     

基于等效焦面的离轴遥感相机积分时间计算方法

目前在轨和在研的光学遥感卫星大都搭载的是离轴遥感相机,为了保证视轴正对星下点成像,相机需要整体俯仰一定角度补偿离轴角,这样就导致相机的焦平面无法平行于星下点水平面进行推扫成像,相机的积分时间计算不准确。针对以上问题,提出一种基于等效焦面的高精度积分时间计算方法,该方法构建与星下点水平面平行的等效焦面,通过建立严密的几何关系,求出真正电荷转移时间对应的像元尺寸,从而得到准确的积分时间。仿真试验表明,该方法可以将积分时间计算精度提高1.2%,为卫星在轨提高成像质量提供有效手段。     

“嫦娥4号”中继星任务轨道确定问题初探

"嫦娥4号"任务将采用着陆器、巡视器和绕飞地月拉格朗日L2点中继星进行月球背面的探测,中继星已先期发射,进入环绕地月L2点的晕(Halo)轨道。在中继星使命轨道动力学模型的基础上,通过相关仿真工作,开展了中继星在Halo轨道上的摄动源量级及影响定轨预报的主要因素分析,结果表明:太阳光压摄动是其主要影响因素。为降低其相关影响,提高定轨精度,在太阳光压球模型的基础上,结合中继星在轨运行特点及其星体结构特点,提出了一种求解光压等效面积的方法。经仿真分析,使用修正后的太阳光压球模型进行定轨求解,速度精度可提升约一个量级。