航天器用低温多层隔热性能计算方程

航天器常用有效发射率表征多层的隔热性能,其经验值范围为0.02～0.04,经验值仅与多层单元数有关,不随温度变化.有效发射率经验值的适用条件是多层的热面温度约-10℃～50℃,多层的冷面不照太阳.使用条件偏离得越多,有效发射率的经验值导致的计算偏差就越大.针对该问题,提出采用辐射项加导热项的混合传热模型,取代传统的纯辐...     

航天器金属热防护结构非灰体隔热层传热计算

为了计算多层隔热结构（由多个反射屏和非灰体半透明纤维隔热层构成）中瞬时耦合辐射和传导的热传递，构建了多层隔热结构的瞬时耦舍辐射和传导热传递的数值模型，并且分别采用有限体积法和有限差分法求解能量方程和辐射传递方程（Radiative transfer equation，RTE），而光谱的散射和吸收系数以及相函数则由米（Mie）理论求得，从而在更广泛的范围内为金属热防护系统的隔热纤维材料提供了广阔的选择余地。     

多层隔热材料传热特性研究现状及展望

研究多层隔热材料的传热特性是进行航天器热控设计的基础。文章首先介绍了多层隔热材料的分类和应用情况,及其传热方式和隔热性能表征方法;然后评述了多层隔热材料传热特性和空间环境适应性的研究状况,总结了相关研究方法、热分析模型与研究得出的基本认识;最后,提出了多层隔热材料热特性的进一步研究方向。     

低空环境中多层隔热组件的破坏机理研究及防护

不同于国内外航天器110km以上高度的常规抛罩,设定卫星在67km低空环境下抛罩,针对此情况下主动段气流对星外多层隔热组件的破坏机理进行研究。多层隔热组件的破坏是剪切力和材料鼓胀力的综合作用。通过理论分析和风洞冲刷试验,确定了星外多层隔热组件的防护方案,并且已经经过在轨飞行试验的验证。     

航天器柔性充气式密封舱结构技术的发展

综述了国外充气式舱体的发展历程和研究现状,提炼了其质量、体积、空间布局等3项技术优势,总结了充气式舱体的多功能层合材料体系技术、无损折叠设计技术、刚化技术和地面试验验证技术等4项重点研究内容,对该领域的发展趋势进行了展望,并提出我国的应对策略。     

卫星多层隔热组件表面等电位控制工艺

文章基于电磁监测卫星的空间等离子体表面带电环境和等电位要求,对卫星多层隔热组件表面等电位的控制方法进行分析和优化,给出多层隔热组件制作、安装、接地、检测和保护工艺方法,从而满足整星表面的电位差在±2 V以内的控制要求。     

极轨航天器多层外表面充放电效应试验研究

利用空间带电粒子辐照试验台进行了太阳同步轨道航天器多层组件表面充放电试验,研究了常规与导电型(带ITO镀层)两种Kapton/Al薄膜在受到带电粒子辐照后的充放电情况和外观变化情况。试验结果表明,对于在近极地轨道运行的航天器,带ITO镀层的导电型Kapton/Al薄膜能够有效释放电荷、降低多层组件外表面对航天器地的电位差,本身不会形成放电损伤,比常规Kapton/Al薄膜更适合作为航天器多层外表面热控涂层。     

资源-1卫星多层隔热材料在轨温度数据分析

在分析资源-1（02）卫星多层隔热材料外表面遥测温度数据的基础上,给出了30个月在轨条件下多层隔热材料外表面的温度变化规律与外热流的关系,得出了多层隔热材料面膜表面热光学性质在卫星入轨5天后其性能退化随时间变化很小的结论。并提出了如何对多层隔热材料进行在轨设计和试验的建议。     

自适应多层结构热响应的数值模拟

自适应多层结构是一种由具有特殊分子结构的高分子材料的加热过程中，自适应形成的具有不同防热性能的多层结构，有机硅热防护材料具有这种多适应多层结构的性能。本文以有机硅为例，以实验结果为依据，给出了这种多层结构热响应特性的数值模拟方法，算例计算表明，数值模拟与实验结果基本相符。     

防空导弹动能杀伤多层弹道优化MDO算法应用

为了有效的毁伤目标,依据多层次优化方法提出了以杀伤概率优化为目标的防空导弹多层弹道优化模型.整个模型分为3层:导弹中制导段、导弹末制导段以及钨动能杆杀伤增强器动能毁伤目标阶段.将一个层次视为一个子系统,多层次弹道优化问题实质上就是多学科设计优化问题.通过系统分析与学科分析,提出了基于多学科设计优化理论和方法的多层弹道优化解决方法,用基于全局灵敏度方程的优化方法和一体化方法求解了系统优化问题.结果表明:两种方法都能有效解决多层次弹道优化问题,一体化方法的结果要更好一些.