真空低温太阳辐照环境下的天线热变形测量技术

航天器结构在轨受到空间外热流影响而产生巨大温度梯度,将导致结构热致变形,为了保证有关地面模拟考核验证的有效性,必须对在轨外热流进行尽可能真实的模拟,同时采用高精度的热变形测量手段获取航天器的结构变形数据。文章介绍了一种热变形测试试验方法,系国内首次将太阳模拟器外热流模拟法和非接触摄影测量法结合应用在某天线的地面模拟热变形测试试验中,在真实模拟天线在轨温度分布的同时精确获取了天线上大量的点云变形数据。经数据比较分析,天线变形实测数据与在轨仿真分析一致,在1.5 m口径范围内的变形测量精度优于15 μm,验证了该测试试验方法的有效性,为航天器结构的在轨热效应模拟和测试评估提供了新的试验手段。     

红外加热棒式外热流模拟器在航天器真空热试验中的性能分析

基于红外加热棒的稳态传热特性,建立了红外加热棒式外热流模拟器的计算模型,对其加热能力及效果进行计算分析。以实际红外加热棒式外热流模拟器为对象开展了试验验证,对模拟器的温度响应特点、加热能力进行了全面测试。结果表明,该种红外模拟器温度响应速度快,加热棒覆盖率、阻值可调整范围大,使得其加热能力设计灵活度高,能够适应航天器真空热试验的使用需求。     

微纳卫星光学载荷技术发展综述

阐述了微纳卫星光学载荷从单一摄像头到应用模式多样的综合系统的发展过程。调研了国外微纳卫星光学载荷的发展现状及特点,如轻小型化、紧凑化、观测任务多样化和视频成像,主要表现在低成本商业遥感应用,适于新技术演示验证、光学载荷图像产品的网络应用、商用现货(COTS)技术应用、模块化技术体系等方面。通过归纳总结得出以下启示:我国微纳卫星光学载荷发展应紧跟国际步伐,瞄准低成本商业遥感方向,建立标准化、模块化微纳卫星光学载荷技术体系;发展颠覆性技术(薄膜衍射成像和液晶可调光谱滤光片用于高光谱成像),积极探索微纳卫星光学载荷研制模式的创新。     

KM6液氮系统可靠性分析

随着 KM6大型空间模拟器的建成和投入使用,其液氮系统的可靠性分析已十分必要。本文在分析 KM3、KM4液氮系统曾出现的故障的基础上,得到了 KM6液氮系统的故障树,并对系统的可靠性进行分析,得到了提高系统可靠性的方法。     

喉栓式推力可调固体火箭发动机动态响应特性数值分析

基于ALE(Arbitrary Lagrangian-Eulerian)描述的N-S方程,利用动网格方法适应边界移动,对喉栓式推力可调固体火箭发动机在推力调节过程中发动机的内流场进行了非稳态数值模拟,分析了喉栓运动速度、发动机自由容积对推力调节性能的影响规律,揭示了喉栓式发动机推力调节过程中发动机的动态响应特性.所得结论可为喉栓式推力可调发动机的设计、试验提供依据.     

应用SolidWorks的焊件功能实现对空间环境模拟器热沉的快速建模

热沉是空间环境模拟设备的重要组成部分,其主要功能是实现冷黑环境模拟。由于热沉的独特结构,传统的从零件到装配体的热沉三维建模过程繁琐且效率低下。文章介绍应用SolidWorks三维设计软件的焊件功能实现对热沉的快速建模方法。通过某环模设备热沉的建模过程,详细描述了这种快速建模方法的步骤及要点。     

燃气涡轮发动机压缩系统稳定性数值模拟的研究

论发展了一种预测航空燃气涡轮发动机压缩系统稳定工作边界的数学物理模型。其中压缩系统流动过程的动态模型采用基于平行压气机理论的准一维时间相关模型方程；叶片排对流动过程的影响则应用“激盘－滞后－容积”模型；压缩系统稳定性模型则采用了对整个压缩系统统一判别的方式。计算过程与发动机非设计性能计算相关联，使得压缩系统稳定性分析在真实的发动机运行环境（调节规律）下进行。在均匀进气条件下应用这种方法，对一台九级压气机的涡轮喷气发动机和一台三级低压风扇、五级高压压气机的低涵道比、混合排气、带加力的涡轮风扇发动机在均匀进气和畸变进气条件下的稳定工作边界，分别进行了数值模拟和分析。结果表明，发展的数学物理模型和计算机软件系统可以正确的反映发动机压缩系统的工作状况，用它判别发动机不稳定工作点的重复性和灵敏度都比较好。     

航空发动机稳定性评定试验装置的选择

航空燃气涡轮发动机稳定必理规范当代飞机／发动机设计的一项极其重要的标准，是发动机的设计体系中的一个很重要的环节。通过总结国内外进气道－发动机匹配试验研究所用的几种进气道畸变流场试验装置的性能和使用经验，根据我国使用的发动机畸变试验装置，提出了航空发动机的稳定性评定试验装置选择的建议。     

进气畸变对压缩系统稳定性影响的数值模拟

采用基于平行压气机理论的准一维时间相关模型方程以及激盘－滞后－容积的压气机级模型，研究了进气畸变对航空燃气涡轮发动机压缩系统稳定工作边界的影响,在一定物理转速和流量条件下的压气机稳态工作点参数则采用级堆叠方法进行计算。对总压畸变、总温畸变等进气条件下压气机稳定工作边界的变化进行了计算分析，结果表明进气总压畸变和进气总温畸变对发动机稳定性有很大的影响，畸变进气使得压气机稳定工作边界在压所机的特性图中向右下方移动，降低了发动机的喘振裕度。     

带前输出轴直升机进气道侧滑特性

本文针对带有前输出轴直升机进气道结构特点,以实验的方法,在直升机飞行包线范围内,着重研究在侧滑角从0°到135°状态下的直升机进气道流场特性,测量分析了沿程静压分布、进气道出口截面流场畸变指数、总压恢复系数等进气道性能参数。研究结果表明,这类进气道在各种侧滑状态下总压恢复系数较高,且与侧滑角的关系不大。但是进气道内气流分离的区域和出口截面流场畸变指数却与侧滑角的大小密切相关。其中在侧滑角为90°时,进气道出口截面流场品质最佳。