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利用超声速平板试验技术,对两种低密度烧蚀材料在高焓、低热流(气流剪切力70 N/m~2,冷壁热流密度200 kW/m~2,气流总焓12 MJ/kg,压力1 kPa,试验时间300 s)条件下进行了高温气动剪切试验.试验中通过试验件的不同安装方式,综合考核了材料的性能及工艺.结果表明:两种低密度烧蚀材料试验过程中无明显剥蚀,表面碳层完整,材料的抗剪切性能较好,两种材料表面烧蚀较为均匀,材料间的粘接缝没有明显的开裂,也没有出现冲刷凹槽,材料的热匹配性能较好;材料与底板之间没有脱落现象,粘接工艺较好. 相似文献
293.
星载行波管电源的热设计及热分析 总被引:2,自引:0,他引:2
文章对一种国产的、用于星上行波管电源所存在的热问题进行了讨论,分析了影响设备内部温度水平的关键因素,基于机、电、热一体化的思想提出了热设计方案,并通过计算机辅助技术,对方案进行了热分析仿真验证。 相似文献
294.
文章提出了采用S参数获得功率场效应管的输入输出阻抗的方法。在对PA绝对稳定性分析的基础上,采用基于有限元思想的MOMENTUM法设计匹配网络,在设计中将高频寄生和耦合效应加以考虑,提高了设计的准确性。对PA进行了热分析与设计,提出了加入铜载体来改善大功率器件结温的方法,来满足温度设计的要求。成功研制出电路尺寸为96.4mm×23mm的小型化三级PA。试验测试结果为:1dB带宽为125MHz(1647MHz~1772MHz)、P-1,为38.75dBm、增益为51dB、PAE为37.2%。 相似文献
295.
分析了遥感器与卫星平台的热控差异,总结了近年来遥感器热控需求的变化,阐述了基于多学科集成的遥感器STOP设计模式,介绍了高精度/高稳定度温度控制、大功耗热量传输、深低温热量传输、Robust热控等适应遥感器热控需求的新技术研究及应用情况。对我国空间光学遥感器热控技术的研究具有一定借鉴意义。 相似文献
296.
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298.
299.
Validation of a Compression Mass Gauge using ground tests for liquid propellant mass measurements 总被引:1,自引:0,他引:1
Juan Fu Xiaoqian Chen Yiyong Huang Xiaolong Li 《Advances in Space Research (includes Cospar's Information Bulletin, Space Research Today)》2014
To properly estimate orbital lifetimes and predict the maneuverability of spacecraft, the remaining liquid propellant mass must be accurately known at every moment of a space mission. This paper studies the Compression Mass Gauge (CMG) method to determine the mass of liquid contained in a tank in a low-gravity environment with high accuracy. CMG is a thermodynamic method used to determine the quantity of liquid by measuring the gas pressure change when the tank volume changes, and has been previously theoretically and experimentally studied by researchers. The primary objective of this investigation is to explore the effects of attitude disturbance and the spacecraft thermal environment on the accuracy of the method. A ground test system, consisting of several test apparatuses, was fabricated and described as part of this study. The test results and analyses indicate that the CMG performs well and has an accuracy of ±1%. Additionally, demonstrations were performed to show that measurement errors do not increase drastically or exceed ±1% when the test system is vibrated to simulate the tank being perturbed as a result of an attitude disturbance. Liquid sloshing resonance was found to have a significant effect on the gauging accuracy. Measurements in a real thermal environment in which heat transfers into and out of the propellant tank were also conducted. The results show that the gauging accuracy is acceptable for normal liquid propellant. Furthermore, theoretical research shows that heat leakage has a significant influence on cryogenic propellant mass gauging. 相似文献
300.
“嫦娥三号暠月面探测器上安装的地形地貌相机工作时直接暴露在月面高温环境下,受月表红外辐射影响很大,给热控设计带来很大难题。为解决设备工作时的高温问题,在外热流分析的基础上提出了以“最佳散热位置暠为核心的热控方案,设备处于“最佳散热位置暠时能够获得较好的初始温度和最快的降温速率;另外通过把散热面布置在月表红外辐射热流最小的位置并在除散热面以外的其他表面包覆多层隔热组件这两个措施,可以最大程度减小月表红外辐射的影响。地形地貌相机在轨开机工作前的各飞行阶段遥测数据均满足存储温度指标要求并且有较大余量;开机工作环拍一周的遥测数据满足工作温度指标要求并且与热分析结果符合较好,初始温度与遥测温度数据偏差为-1灡7曟,温升速率和降温速率偏差分别为14灡9%和16灡9%。这表明该热控方案正确可行,可为后续中国深空探测类似热控问题参考。 相似文献