空间碎片的温度特性分析

对空间碎片温度特性的分析,是利用红外传感器探测空间碎片的基础,也是研究航天器在轨安全的重要内容。文章对空间碎片接收不同辐射进行全面分析,研究其在轨运行情况,建立热平衡方程,完成对不同时刻其温度变化的计算,并绘制出温度变化曲线。结果表明空间碎片在轨道上不同位置有不同的红外辐射特性。该研究对利用天基空间探测器进行空间碎片的检测、识别,以及航天器的规避有参考意义。     

环形热管砂轮强化磨削弧区换热研究

磨削过程中,在超过临界值的高磨削热流密度下,即使有再多的磨削液进入弧区也无济于事,因为磨削液既已处于成膜沸腾状态,由于工件表面所覆盖的汽膜层的阻挡,磨削液很难真正起到换热作用,如不及时采取相应的措施,工件必定很快发生烧伤。本文结合热工领域的换热技术,提出一种基于热管技术强化磨削弧区换热的全新构想,并在此基础上研制了新型的环型热管砂轮,以大幅提高弧区临界热流密度。最后,分别使用环形热管砂轮和普通砂轮进行磨削测温试验,验证了环形热管砂轮高速疏导磨削热,降低磨削温度,从而提高材料去除率的巨大潜力。     

某无人机爬升过程中燃油温度变化规律仿真研究

采用 RON95# 车用汽油或 100LL 航空汽油为燃料的中空长航时无人机在爬升过程中容易遭遇气阻。利用 Flowmaster 软件搭建某型无人机燃油系统的仿真模型,以实际飞行试验中的环境温度、初始燃油温度、初始燃油量、耗油率等参数作为边界条件,通过仿真得到飞行过程中油箱内燃油温度,并与实际飞行试验数据进行对比,验证仿真模型的可行性;利用该模型定量研究环境温度、燃油油量、耗油率、爬升速度等因素对燃油温度变化规律的影响。结果表明:对于某型无人机燃油系统,在连续爬升过程中燃油温度的变化受初始外界环境温度、爬升速度的影响比较大,而燃油油量、耗油率则对燃油温度变化的影响较小;初始外界环境温度越低、燃油油量越少、耗油率越快、爬升速度越大则燃油温度下降幅度越大。     

基于时域有限差分的渐变温信号传输模型

建立了一种基于时域有限差分(FDTD)的渐变温信号传输模型,利用迭代求解实现了传输导线在不同时间受不同温度影响的仿真分析.结果表明:测试信号的时域平均电压幅值随温度的升高而逐渐衰减,在573K时,电压幅值仅为303K时的90%左右,衰减幅度近10%.设计了一种渐变温环境下的振动测试试验,所得的输出信号的自功率谱峰值和时域平均电压幅值均随温度升高而减少,试验结果与仿真分析结果一致.此研究结果有助于提高振动测试的准确性.      

预估太阳电池阵在轨最高温度的经验公式

针对距地高度为300～1000 km的太阳同步轨道,分析了一维转动展开式太阳电池阵的温度影响因素,给出了计算太阳电池阵最高温度的经验公式。此公式同样适用于低地球轨道的卫星,且计算结果可包络卫星热控状态变化带来的影响,在太阳电池阵设计阶段可为电源分系统提供太阳电池阵最高温度的初步数据。     

激光模式对典型金属材料烧蚀影响的数值模拟研究

利用自编的LAMP程序计算了铝、镁和钛等3种金属材料的激光烧蚀温度场,重点分析了激光作用模式对烧蚀效果的影响,并考虑了材料表面反射系数随温度变化的情况。计算结果表明,对于同样的金属靶,当光斑和激光平均功率相同时,重频频率小、占空比小的激光烧蚀贯穿靶所需的时间最少。     

1700℃有氧环境下高超声速飞行器轻质防热材料隔热性能试验研究

文章针对高超声速飞行器需面临极端高温有氧热环境以及舱体表面单侧面受热的特点,建立了由硅钼发热体作为热源的红外辐射式超高温、时变、单侧面加热试验测试系统,开展了高达1700℃的有氧环境下高超声速飞行器轻质防热材料的隔热性能试验。另外,为了研究和优选高效隔热方式,对高超声速飞行器用单层轻质陶瓷隔热材料和陶瓷/纳米材料叠层复合结构在1700℃高温有氧环境下的隔热特性进行了试验测试;通过试验结果的对比分析,发现陶瓷/纳米材料复合叠层结构比单层轻质陶瓷材料的隔热效果提高近50%。     

大型空间折展机构简化模型的热传导分析

基于热传导效应和等效的热学参数,对空间伸展臂结构及所处热环境进行了简化处理。将边界温度条件进行傅里叶级数展开,利用一维热传导模型,分别计算了在边界上施加各阶展开分量作用时,简化伸展臂结构的瞬态温度响应,进而利用叠加原理得到了结构总体的近似热响应。建立了伸展臂热学分析的有限元模型,计算了伸展臂在相应条件下的动态热响应,验证了本文分析结果的合理性,为伸展臂结构的分析设计尤其是概念设计阶段的热性能评估提供了一定的工程参考。      

一种耐低温新型位移传感器设计CSCD

介绍一种耐低温新型位移传感器,传感器运用线性差动变压器工作原理。通过一系列的优化设计以及耐低温材料的选取,满足了系统低温使用环境要求,同时采用一端铰支、一端固定和远端减磨环支撑的法兰盘安装方式,克服了悬臂梁结构在振动、冲击力学环境下对传感器造成的影响,提高了产品在振动工况下的工作稳定性,解决了系统安装结构紧凑问题。     

自适应控温冷板的设计与性能分析

为改善航天器热控系统的控温可靠性,基于石蜡感温相变体积发生变化的特性,构建了自适应控温冷板,并给出了自适应控温冷板内的石蜡和复位弹簧的设计模型。在此基础上,为了开展自适应控温冷板的性能分析研究,建立了采用自适应控温冷板的航天器单相流体回路热控系统,并基于集总参数法构建该单相流体回路热控系统的热网络模型。结果表明,所设计的自适应控温冷板在不同的热载荷条件下具备可靠的自适应控温能力,合理选择石蜡参数和优化结构设计可改善控温性能,自适应控温冷板在地面电子设备及空间热载荷的控温领域有较好的应用前景。