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941.
载人航天器的防护要求不断增强, 在轨泄漏检测的重要性日益凸现。文章阐述了航天器在轨泄漏声发射检测的基本原理, 介绍了泄漏检测系统的基本组成及性能参数。通过泄漏声发射检测实验, 利用频谱分析法和特征参数分析法对不同孔径圆形漏孔泄漏产生的声发射信号进行研究, 得到了泄漏声发射信号的频谱和特征参数。实验结果表明, 机械泵运行产生的背景噪声信号主要分布在10 kHz以下, 而气体泄漏产生的是高频声发射信号, 且漏孔越小, 信号能量越小, 高频成分所占比例越大。该研究对于航天器在轨泄漏的检测及泄漏量评估等具有实际意义。 相似文献
942.
吸热型碳氢燃料作为吸气式高超声速飞行器的再生冷却剂,冷却剂出口温度可达到750℃以上。碳氢燃料的冷却能力和抗结焦特性指标,是再生冷却剂的关键参数。在工程应用参数范围内,建立了吸热型碳氢燃料再生冷却性能综合评估体系,实现燃料热沉、结焦和流动传热性能的综合评估。燃料热沉采用热平衡法测量。作为参考:燃料温度600℃,热沉约2.0 MJ/kg;燃料温度750℃,热沉约3.5 MJ/kg。结焦采用层流流动阻力法进行定量测量,应用泊肃叶定律计算碳氢燃料结焦前后通道的当量内径,从而得到通道内结焦层的平均厚度。流动换热性能的评估方法是比较相同出口流体温度条件下不同燃料壁面温度沿轴向的分布趋势。以上吸热型碳氢燃料评估方法的建立,为研制吸热型碳氢燃料提供了有效的初步筛选途径。 相似文献
943.
为了提高液氧/甲烷发动机再生冷却通道中冷却剂的吸热效率,同时提高该区域的热防护能力,对带有4种不同肋结构的推力室进行了三维稳态耦合传热计算.分析结果表明,在推力室燃气侧壁面设置纵向肋之后,通过引入等效平均热流密度能够描述带肋发动机推力室壁面的实际换热特征.设置人工粗糙度能够使壁面温度降低85.4 K,但会使压降增大0.... 相似文献
944.
945.
946.
针对地球同步轨道多对多在轨服务任务规划问题,提出了一种基于拍卖算法和先验知识的改进启发式拍卖算法(IHAA)。首先,建立了基于Lambert变轨的任务规划问题表征,设计了给定变轨时长约束下的快速燃料最优估计策略。其次,针对考虑J 2摄动影响的航天器在轨服务规划问题,提出了一种基于拍卖算法的快速求解流程。其中,为确定每一轮拍卖算法任务列表,提出了基于变轨先验知识的目标优先级排序启发式策略,实现了快速的服务时序确定方法;此外,为减少因部分航天器服务能力低导致的分配失败情况,设计了一种基于失败任务再分配的重拍机制。最后,将所提算法与遗传算法、模拟退火算法进行了对比,结果表明IHAA可以快速给出相对适应度较高的规划结果,可用于突发事件星上在线自主规划,亦可提供优化算法初值以提升规划效率。 相似文献
947.
文章针对载人航天器主动控温回路系统中采用的分布式和集中式两类辐射器构型,分别建立了仿真分析模型,对它们在正常工作模式和辐射器支路故障工作模式下的工作性能进行了对比分析。结果表明,采用集中式辐射器的主动控温回路系统所能承受的热负荷水平要优于分布式辐射器对应的主动控温回路系统,且随着故障辐射器支路数目的增加,这两类流体回路所能承受的热负荷水平差异愈加明显。对于文章所设定的模型,正常工作情况下二者差异达到7.4%,单条支路故障时差异达到11%,2条支路故障时差异达到31.5%。 相似文献
948.
949.
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
950.
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