卫星载荷二次电源用MOSFET的抗辐射设计及验证

针对某卫星载荷二次电源所面临的空间总剂量辐射环境及其效应,进行了二次电源用3款MOSFET(IRF5N3415、IRF7NA2907、IRF7N1405)的抗辐射总剂量设计,通过使用钽片加固及合理的结构布局防护使该3款MOSFET的辐照设计余量(RDM)均不小于3。开展总剂量辐照试验验证,对比参数变化得出MOSFET的抗电离总剂量数据,验证了加固设计的有效性。采用经过抗辐射设计的非宇航级元器件将成为空间降成本应用的趋势之一。     

载人航天器在轨力学环境测量系统试验研究

为获取载人航天器上升段与在轨期间的力学环境,设计了在轨力学环境测量系统,并在载人航天器振动试验期间对其性能进行了测试,获取了航天器典型结构的力学环境数据并进行了频谱分析。将该系统测量数据与试验中载人航天器平台测点的测量数据进行了比对,结果验证了该系统的有效性,为载人航天器载荷条件的制修订提供了参考。     

不同压力条件下水平平板的表面换热实验研究

为了解不同压力下水平平板的气体对流换热变化情况,搭建了一个提供不同气压和环境温度的实验舱,开展了在不同压力(0.1 Pa、0.1 k Pa、0.2 k Pa、0.5 k Pa、1 k Pa、10 k Pa、50 k Pa和常压)与几种加热量(75、150、300 W/m~2)组合条件下的水平平板换热实验研究。通过对辐射换热和自然对流换热的比较,得到不同压力下气体的对流换热系数。结果表明:对流换热系数在环境气体压力小于1 k Pa时非常小,而在1 k Pa以上时才较大;在大于1 k Pa时,对流换热系数随压力的升高呈二次方增加。     

空间电子辐照下星用热缩套管力学性能退化试验研究

为掌握星用热缩套管的力学性能在空间带电粒子辐射环境中的退化情况,分别利用1 Me V高能电子和45 ke V低能电子模拟地球同步轨道带电粒子辐射环境,研究热缩套管在这2种不同能量电子辐照下断裂伸长率和抗拉强度性能退化情况。试验结果表明,辐照后热缩套管颜色由透明变为黄色,力学性能均出现显著退化现象,且高能电子辐照后退化较低能电子辐照后更为严重。文章通过能量沉积分析、辐解气体分析、表面形貌分析和X射线光电子能谱分析等多种手段,对试验结果做出了合理解释。本研究对开展结构材料力学性能退化地面模拟试验中的能量粒子选择有指导意义。     

镉镍电池大功率工作特性研究

介绍对镉镍电池大电流充放电的试验过程，并对试验结果进行分析。结果表明充电倍率增大时，电池充电电压增量增大，充电效率降低，而内阻压降增大。     

英语主题项目教学实践研究

项目教学是实现综合能力教学的有效途径。在英语教学过程中运用主题项目教学可以弥补授受式教学模式的不足,培养学生自主学习、团队协作、问题解决、积极创新等素质能力。本文以建构主义理论为指导,通过计划—行动—观察—反思,探索出一套实践教学模式:一个中心、二个场所、三个要素、四个步骤,旨在提高学生的综合素质。     

高压太阳电池阵静电放电产生脉冲信号的特性研究

研究高压太阳电池阵静电放电产生脉冲信号的特性,有助于深入了解太阳电池阵充放电形成机制。在试验中,利用电子枪模拟GEO空间带电环境,辐照太阳电池样品表面。利用电流探头CT-2、单极子天线和数字存储示波器测量静电放电所产生的脉冲电流、辐射电场并记录其波形。试验结果表明:太阳电池在静电放电过程中产生了脉冲宽度为几μs的瞬态电流,其峰值幅度为几A;辐射电场的脉冲信号持续时间几百ns至几个μs,其峰值幅度达数百V/m。脉冲信号的时域特征表现为脉冲群,其波形具有陡峭的前沿,能量分布的频率范围主要集中在0.1~50 MHz之间。最后根据上述研究对在轨静电放电测试仪的设计提出建议。     

碳/氰酸酯复合材料原子氧效应试验研究

选取具有良好应用前景的M40/DFA-1、M40/DFA-N3（添加TiO2纳米颗粒）碳纤维增强氰酸酯基复合材料为研究对象,开展航天器在轨原子氧环境地面模拟试验,通过表面/断口形貌观察、质量损失测试、层间剪切强度测试以及表面成分分析等方式,分析探讨了上述2种碳/氰酸酯基复合材料的原子氧损伤效应。结果表明,在原子氧的作用下,2种材料表面树脂均受到了一定程度的剥蚀,添加纳米颗粒的M40/DFA-N3质损率及原子氧剥蚀率相对更高,但层间剪切强度下降幅度相对较小,这可能是由于其氧化反应更加剧烈,生成的碳氧双键比例更高的结果。     

一体化加力燃烧室热态流场与特性数值研究

为满足新一代航空发动机的高推重比需求,提出一种支板与混合器一体化加力燃烧室方案,采用数值仿真方法,对比分析进口马赫数Ma(0.3～0.45),涵道比B(0.25～0.37)和不同飞行高度H(0～20 km)对加力燃烧室热态流场特性的影响.研究表明:在研究参数范围内,进口马赫数增大,壁式稳定器回流区及下游区域的燃气温度受到影响,区域内燃气温度逐渐升高,沿程径向温度不均匀性逐渐减小,总压损失增大,燃烧效率逐渐下降,但出口燃烧效率仍基本高于0.90;进口涵道比B增大,壁式稳定器下游及中心锥轴线位置的燃气温度开始下降,沿程燃气总压损失增大,燃烧效率随之升高,B从0.25增大至0.28时,燃烧效率提升较大,继续增大涵道比,燃烧效率提升较少;随着飞行高度升高,整体燃烧效率逐渐下降,在0 km和11 km飞行高度之间燃烧效率下降较少,而在20 km飞行高度时燃烧效率下降相对明显.     

旋流器构型对全环燃烧室性能的影响

为研究旋流器构型对燃烧室性能的影响,针对配装双级轴向旋流器和双级径向旋流器的全环燃烧室开展了实验研究.结果表明,在本文研究范围内,地面点火状态下,轴向方案和径向方案点火油气比分别为0.011～0.022和0.015～0.026,轴向方案比径向方案具有更宽的点火边界.轴向方案贫油熄火油气比为0.009～0.020,径向方案贫油熄火油气比为0.006～0.019,径向方案比轴向方案具有更宽的贫油熄火边界.在地面慢车和空中慢车状态下,轴向方案比径向方案具有更好的出口温度分布品质.轴向旋流器对应的燃烧室压力脉动强度显著强于径向涡流器:油气比为0.011时,轴向方案和径向方案的燃烧室主频分别为525 Hz和555 Hz,相对压力脉动分别为1.9%和0.3%;油气比为0.018时,轴向方案的燃烧室主频为475 Hz,相对压力脉动为1.1%,而径向方案无明显主频.