Feasibility analysis of solar thermal propulsion system with thermal energy storage

Possessing relatively high specific impulse and moderate thrust levels, solar thermal propulsion (STP) is a promising candidate in spacecraft propulsion system. However, the traditional solar thermal propulsion system suffers from thrust failure in the shadow area, which seriously affects its applicability. In this paper, we investigate feasibility of regenerative solar thermal propulsion system (RSTP) incorporating thermal energy storage, which can effectively overcome unmatched synchronous working time and illumination time. A numerical model for RSTP considering the whole energy transfer process from light concentrating, heat storage, to thrust generation is built, which is verified by experiment measurements with relative errors less than 15 %. The result shows that the maximum time to complete heat storage is about 4000 s, which is within the illumination time for low Earth orbit. In the solar eclipse region, the thrust (F_t) and the specific impulse (I_sp) of the system increase with the propellant flow rate, which can reach about 2 N and 690 s, respectively. What’s more, the system can operate for around 100 s continuously at the maximum thrust in the shadow area. This work provides alternative approaches for microsatellite propulsion with high specific impulse, high thrust, and continuous operation despite presence of solar eclipse.     

含铝固体燃料冲压发动机工作性能分析

为探究含铝固体燃料冲压发动机的燃烧特性和工作性能，基于纳米铝颗粒和端羟基聚丁二烯（HTPB）的混合固体燃料，采用雷诺转捩模型、颗粒表面反应模型和涡概念耗散模型，建立了二维两相湍流燃烧模型；数值计算分析了含铝固体燃料冲压发动机内流场，以及不同含铝质量分数和粒径下的燃面退移速率、推力与比冲。结果表明：发动机的进气条件对颗粒相的燃烧与运动起主导作用；与纯HTPB推进剂相比，添加质量分数为5%的铝颗粒能够提高补燃室压强和温度，增大燃烧室内高温区面积，可使推进剂平均燃面退移速率提高18.53%，发动机推力提高21.37%，密度比冲提高2.38%，适当增加铝颗粒含量或减小粒径，对提高推进剂燃面退移速率、发动机推力和密度比冲具有积极作用。     

低功率霍尔推力器束流发散和推力矢量偏心特性研究

为了准确掌握不同工况下混合励磁模式低功率霍尔推力器束流发散和推力矢量偏心特性，凭借自主设计和改进的一套快速评估霍尔推力器束流发散角和推力矢量偏角原位集成诊断装置，系统研究了推力器在不同阳极质量流率、磁场、电场下束流分布和推力矢量偏心特性的变化规律。结果表明，束流发散角随阳极质量流率（0.65mg/s~0.95mg/s）和磁场强度（112Gs~142Gs）的变化呈现负相关的特性。当阳极质量流率0.95mg/s，束流发散角降到29.1°（＜30°）。推力矢量偏角随阳极质量流率和磁场强度的变化分别存在极大值（1.19°）和极小值（0.91°）。束流发散角、推力矢量偏角在250V~330V放电电压范围内基本保持不变。     

变推力液体火箭发动机推力调节技术研究综述及发展趋势

系统梳理了国内外变推力液体火箭发动机调节控制技术的研究历程及研究现状，并结合我国航天动力研究基础，指出通过在主系统或副系统管路上设置液体或燃气流量调节装置、通过可调结构的针栓式喷注器同步对流量与压力进行匹配调节仍然是实现大范围变推力调节的两种主要手段；分析了变推力液体火箭发动机推力调节的关键技术及其解决途径，预测了未来一段时期内变推力液体火箭发动机及其调节技术发展趋势，提出了若干适合我国国情的研究建议，为我国低成本、可重复使用天地往返运输技术的发展和有关研究者开展研究工作提供一定的参考。     

CFRP/TC4叠层结构制孔技术对比实验

因CFRP、TC4材料的物理性能差异较大，导致CFRP/TC4叠层构件切削性能匹配性较差，钻削过程中存在界面损伤、CFRP孔壁损伤难以调控的问题。针对上述问题，本文采用变参数啄式钻削工艺、变参数钻削工艺和恒参数钻削工艺对CFRP/TC4叠层结构进行了制孔实验，并对不同工艺条件下的轴向力、界面质量、TC4的切屑形态、CFRP层孔壁质量进行了对比分析。结果表明：相对于其他两种钻削工艺，在变参数啄式钻削工艺条件下，TC4材料层轴向力明显较高，产生短带状和短螺旋状切屑；CFRP层出口和入口处的孔径更接近于名义孔径，孔壁缺陷较少，表面粗糙度相对较小。