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971.
蓄电池发热量是航天器蓄电池热控设计的重要参数,其测试准确度直接影响热控设计状态和在轨工作温度。文章采用真空绝热量热法对蓄电池发热量测试系统进行了漏热分析,并给出了修正方法;以模拟蓄电池为研究对象,分析了蓄电池发热量测试误差,并提出了改善系统测量准确度的解决方案。结果表明,当放电时间大于1 h,航天器蓄电池发热功率在2~25 W范围内时,测试误差不超过6%,且发热功率越大误差越小;当发热功率大于10 W时,测试误差不超过3%,可以满足工程要求;对于发热功率较小(绝对值小于0.5 W)的小电流放电或充电,测试误差较大,但绝对值仍然较小,对实际工程影响不大。 相似文献
972.
随着通信卫星技术的发展,收发共用已成为通信卫星有效载荷常用的设计方法,在这种情况下,无源互调(passive intermodulation,PIM)问题就显得尤为突出。为了完成整星及转发器分系统在热真空环境下的PIM指标测试,利用碳化硅吸波材料研制了一种低PIM吸波热沉,并利用该吸波热沉建立了指标小于150 dBm的低PIM测试环境,同时兼具热流模拟功能和微波功率耐受能力。在热真空环境下圆满完成了国内首次有整星参与的微波载荷无线PIM测试试验。 相似文献
973.
974.
975.
976.
对超声速燃烧不稳定性这一新兴领域的研究进行了综合评述,并对未来研究进行了展望。首先分析了超声速燃烧不稳定性现象的基本特性及其影响因素;随后讨论了超声速燃烧不稳定性的多种机理;接着概括了基于上述机理的超声速燃烧不稳定性建模;最后对超声速燃烧不稳定性还需重点研究的方向给出建议。综述表明,超声速燃烧不稳定性的现象、机理和建模都还需持续开展研究,特别需要关注的是燃烧室构型布局和燃料喷注方式对超燃冲压发动机燃烧不稳定性现象的影响,在超声速混合层和射流等典型流动中更深入探索超声速燃烧不稳定性机理,基于超声速燃烧系统的湍流时空演化特性进一步发展超声速燃烧不稳定性模型。 相似文献
977.
978.
采用扫描电镜(SEM)对低温动态单轴拉伸后的HTPB推进剂断面形貌进行了观察,分析了不同加载条件下推进剂的细观损伤形式。结合盒维数数值方法,进一步讨论了推进剂的细观损伤程度变化情况。结果表明,热老化后HTPB推进剂在低温动态加载时,其细观损伤更复杂、更严重;温度、应变率和热老化均能改变推进剂的细观损伤形式,存在细观损伤发生改变的临界加载条件;随温度持续降低、应变率持续升高及热老化时间增长,盒维数值最终保持在1.866附近,即推进剂的细观损伤程度不再发生改变。研究结果对分析低温点火时战术导弹固体火箭发动机药柱的结构完整性具有一定参考价值。 相似文献
979.
为了验证舱门送风/管道回风舱段间通风边界模拟的可行性,研究出口边界、舱内通风和舱段间通风流量对舱内流场的影响,分析了舱门送风/管道回风舱段间通风的特点及相应的模拟边界形式,并采用数值模拟的办法比较了舱段间通风和采用模拟边界后两种状态下舱内热状态的差别.结果表明,当舱段间通风边界不在舱内通风换热主要发生区域时,舱内环境参数在舱段间通风及采用模拟边界两种状态下差别不大,同时当舱段间通风量小于7 m3/min时,改变舱段间通风流量对模拟边界准确性影响不大,这说明模拟舱门送风/管道回风舱段间通风边界可行. 相似文献
980.
《燃气涡轮试验与研究》2013,(6):26-30
根据高速飞行器的发展趋势,介绍了高速涡轮发动机概念及应用背景。通过分析国外典型高速涡轮发动机产品及研制计划,归纳出高速涡轮发动机的基本特征:以现有涡轮发动机为基础,采用组合循环、进气预冷等扩包线技术,具有耐高温能力。鉴于此,提出高速涡轮发动机的发展,需突破进气预冷、先进加力/冲压燃烧室设计、冷却与热防护、先进进排气系统设计等关键技术。同时,对高速涡轮发动机的技术发展也提出了初步设想。 相似文献