旋转受照状态下天线温度场仿真分析

在进行星表天线地面真空热环境试验过程中,传统的红外加热设备会造成测量光路遮挡、降温速率减慢等影响。为提高试验准确性,提出了基于天线旋转受照的真空热试验方法。利用虚拟热试验平台对旋转受照状态下天线温度场进行仿真分析,得到天线温度场的分布与变化,并与试验数据对比,验证了仿真建模的准确性和试验方法的可行性。     

基于Modelica的载人航天器环热控系统建模仿真

为了给载人航天器乘员营造一个良好的生活工作环境,需要将众多空气环境参数控制在指标范围内。文章结合载人航天器专业知识,基于Modelica统一建模语言建立了一种载人航天器环热控系统仿真分析模型;利用该模型仿真分析了温湿度控制风机取不同转速时,载人航天器空气环境参数随乘员代谢水平的变化趋势。结果表明:在其他参数不变的情况下,温湿度控制风机转速越大,空气温度越低,相对湿度越高;乘员代谢水平变化对空气环境参数有显著影响,通过调节系统运行参数可将各空气参数有效控制在指标范围内。舱体温度与氧分压、二氧化碳分压、舱体相对湿度有密切关系且相互影响,不可单独分析。     

月面采样相机的热设计与热分析

月面采样相机安装于月球无人采样返回探测器的机械臂上,其质量小,热耗较大,长期工作在高温环境中,故温度水平成为影响相机能否正常工作的重要因素,须予以分析。文章根据相机工作模式和机械臂的姿态运动特性,构建出适应机械臂运动的热分析模型,提出几种实现相机高温散热的方法,通过对比分析,分别确定了基于OSR涂层和白漆的热控方案,并推演了散热窗口的临界模型,为后续器外设备热设计提供借鉴思路。     

某新型改性双基推进剂的热安全性

采用热重分析仪( TG)、差示扫描量热仪( DSC)以及加速量热仪( ARC)研究了一种以高氯酸铵( AP )为氧化剂的新型改性双基推进剂GATo-3的热安全性,并将实验结果与双基发射药SF-3进行了比较。通过TG/DSC实验得到了GA-To-3的热分解过程,并初步分析了AP等组分对其热稳定性的影响。 DSC的测试结果显示,GATo-3的2个分解峰温分别为180.5℃和187.7℃,低于SF-3的分解峰温;ARC的测试结果显示,GATo-3在理想绝热条件下的起始分解温度为129.1℃,绝热温升为1177.8℃,最大温升速率为58053.5℃/min,最大压力上升速率为52.5×105 Pa/min,单位质量生成气体的最大压力为112.4×105 Pa/g,用速率常数法计算活化能E=116.8 kJ/mol和指前因子A=5.1×1011 s-1,最大反应速率达到时间为24 h时,所对应起始温度TD24=74.0℃。研究结果表明,与双基发射药SF-3相比,GATo-3的热安全性较差,爆炸性较强。     

一种基于空间相机热特性的高精度控温方法

为提高空间相机的控温精度以保证成像品质,文章提出了一种基于空间相机热特性的高精度控温方法。该方法从相机控温回路所控区域的能量平衡方程出发,根据控温区域自身的热特性参数,综合考虑其它控温区域对其传热影响以及外热流变化等因素,最终确定本控温周期内的主动控温功耗或加热占空比。通过建立某相机热模型,分别施加上述控温方法与开关比例控制算法,对控温效果进行了仿真对比。结果表明,该方法的控温精度显著优于常用的开关比例控制。     

热备份冗余二次电源中的“备压主”工作模式研究

文章列举了航天器二次电源中常用的冗余设计方式,并针对某航天器热备份冗余二次电源在轨出现的“备压主”现象进行了详细分析,说明了其产生的机理,并通过多个产品的地面试验进行了验证和分析,对热备份冗余二次电源的工作模式有了进一步的认知,指出“备压主”是这种冗余设计方式的一种特定工作模式,而非产品故障。     

基于金星探测机械展开式进入飞行器技术述评

传统的金星进入飞行器存在弹道系数高、热流密度高、过载大等缺点,对热防护系统和设备的要求比较严苛。针对金星探测的任务需求,美国提出了一种基于机械展开式结构的金星进入飞行器,该飞行器发射时处于折叠状态,进入时展开形成较大的气动面,可以显著地降低弹道系数、热流密度、过载等。文章介绍了该飞行器的结构组成和展开过程,对机械展开式进入飞行器的研究现状进行了介绍,重点对比了机械展开式进入飞行器与传统形式的不同,通过对构型、工作流程、效果的对比,可以看出机械展开式进入飞行器在金星探测上具有很大的优越性,最后对其优势进行了总结,并提出了未来需要研究的问题。     

某卫星固面反射器热变形测试分析与模型修正

为评估反射器在轨热变形对天线射频性能的影响,文章详细介绍了某卫星固面反射器的热变形测试过程,分析了测试结果及有关数据处理方法。通过热变形测试验证了测试产品设计与工艺的合理性,并基于测试结果修正了分析模型,有助于提高反射器在轨热变形分析精度。     

先进的热防护方法及在飞行器的应用前景初探

随着航天技术的发展,飞行器的热环境面临着新的变化,对热防护提出了挑战。对各类主动热防护方式的原理、研究进展和应用现状进行了归纳总结。结合飞行器未来发展,提出了适应于未来应用的基于相变工质的对流冷却、自适应膜相变冷却和发汗冷却的系统性主动热防护方式。并以此为基础,提出了结合被动、半被动和主动热防护的飞行器全时域综合热管理思路。     

某型号液体火箭发动机可靠性分析

基于逐步增加Ⅱ型截尾样本,讨论了某型号液体火箭发动机可靠性指标的Bayes估计及E-Bayes估计.在刻度平方误差损失函数下,给出了火箭发动机寿命分布参数、可靠度函数及失效率函数的Bayes估计及E-Bayes估计.最后运用Monte Carlo方法对各种估计的均方误差进行了模拟比较.结果表明,E-Bayes估计给出的估计精度高.