大容量通信卫星热真空试验方法

文章结合大容量通信卫星的技术特点,系统总结了与之相适应的热真空试验方法改进措施,主要包括组件温度外扩过试验风险识别、红外灯阵加热器及转发器组合控温、星内真空度和污染监测、回温控制等,并对各项措施的实施效果进行了对比分析,以利进一步提高热真空试验水平。这些改进措施已成功应用于多颗大容量通信卫星热真空试验,对其他系列卫星热真空试验具有一定的借鉴意义。     

激光跟踪仪在交会对接微波雷达多径试验中的应用

交会对接微波雷达多径试验是在地面模拟两个飞行器在轨交会对接过程中由舱体表面及遮挡对微波信号造成反射干扰的一种试验,其目的是验证激光雷达系统功能及安装位置的合理性。在近20 m远的距离上,对飞行器舱体上的微波雷达天线和微波应答天线进行角度及距离的精确测量。文章通过对试验环境、测量项目分析及不同精测方案比对,采用激光跟踪仪直接测量舱体结构,获得了准确的基准数据,有助于指导微波雷达在飞船轨道舱上的精确安装和提高交会对接微波雷达多径试验的精度。激光跟踪仪首次应用于交会对接微波雷达多径试验,相比经纬仪在航天器基准测量中具有更大的优势。     

萤火一号火星探测器联合力学试验

介绍了萤火一号(YH-1)、福布斯-土壤火卫一(FGSC)火星探测器组合体进行的联合汽车运输振动试验,联合航空运输降落冲击振动试验,联合发射振动试验和分离试验等联合力学试验的目的、方法、条件和结果.结果表明:YH-1火星探测器在探测器组合体的联合试验中近乎作刚体运动,组合体一阶横向频率约15 Hz,一阶纵向频率约30 Hz.     

航空产品环境鉴定试验有效性评价方法探讨

文章阐述了环境试验有效性的基本概念,指出了不同用途的实验室环境试验有效性判定标准的差异;重点分析了影响实验室环境鉴定试验有效性的各种因素,特别是管理方面的因素;提出了把好环境鉴定试验大纲制定和评审关,加强试验过程控制和事先明确环境鉴定试验报告要求等建议。     

航天高超声速颤振试验填补国内技术空白

近日,由中国航天科技集团公司十一院1所设计的高超声速颤振试验完成了首次吹风试验。这是我国首次开展的高超声速风洞颤振试验,填补了国内相关技术的空白,结束了国外对此类试验技术长达60多年的垄断。此次试验对于我国新型高超声速飞行器设计研究、特种试验技术发展具有重要意义。     

倍受关注的先进高超声速武器试验

据美国媒体报道,8月25日美国国防部发言人舍曼发布声明说,当地时间25日上午12点25分,由美国陆军管理实施的“先进高超声速武器（AHW）”项目第二次飞行试验,在发射起飞仅4秒后,即爆炸自毁。     

碲化铋基温差发电模块输出功率优化试验研究

同位素温差发电器在深空探测活动中具有广泛的应用背景。为优选温差发电模块构型、提高输出功率,制备了具有不同热电元件厚度的碲化铋基温差发电模块;并通过建立的试验测试系统,测量了不同温差条件下发电模块的输出功率和匹配负载随热电元件厚度的变化。试验结果表明,在所研究的热电元件厚度范围内,随着热电元件厚度的减小,模块的输出功率呈线性增大趋势,而匹配负载则呈线性减小趋势。在热源温度478 K、热沉温度300 K的条件下,测得热电元件厚度为1.0 mm的模块的最大输出功率达到约8.2 W,最大功率面积比约为0.52 W·cm-2。     

长寿命载人航天器热控白漆退化性能试验研究

针对长寿命载人航天器热控白漆在空间环境下的性能退化评估需要,文章对KS-ZA白漆热控涂层进行了地面原子氧、近紫外远紫外和电子质子辐照试验,获取了涂层的空间环境退化数据,得到了涂层与原子氧的反应率,分析了涂层的长期原子氧剥蚀情况。利用经验模型对涂层的紫外辐照性能进行了数据拟合和退化预示,评估了涂层长期紫外辐照退化性能。结果表明,KS-ZA白漆具有良好的空间环境稳定性,可以满足长寿命载人航天器的热控需要。研究结果将为载人航天器热控设计与分析提供试验和退化数据支持。     

太阳电池翼在轨模态光学测量优化的计算机辅助方法

非接触光学测量方法,可作为空间站太阳电池翼等大型航天器柔性部件在轨模态分析的一种潜在手段。为合理布置相机的拍摄工位及视角,有效捕捉靶标运动的位移及方向,提出了利用轨控或姿控激励下柔性附件瞬态响应的结构动力学仿真结果,结合计算机图形学仿真技术,预示虚拟靶标运动过程成像及其位移重构效果,从而对测量有效性做出判断的实验方案评价方法,并通过仿真实验对其可行性进行了验证。该方法可发展为航天器在轨模态测量的计算机辅助优化工具,能充分利用结构动力学仿真成果,弥补大型柔性部件地面实验的不足。     

运载火箭尾段防热/承载一体化热防护系统设计及性能分析

先进热防护技术是可重复使用运载火箭研制的关键技术之一,具有高结构效率的防热/承载一体化热防护系统是运载火箭极具潜力的备选热防护方案。本文系统地总结了可重复使用运载火箭尾舱段防热和承载两方面的设计要求,设计了一种全复合材料防隔热/承载一体化热防护系统。开展了运载火箭尾段一体化热防护系统设计,进行了代表性单胞结构的高温环境地面试验,揭示了复合材料一体化热防护系统的防隔热机理。同时施加力学和热流载荷,利用有限元方法对运载火箭尾段进行了热力耦合分析,获得了尾段结构的温度场、应变场和应力场。结果表明:在典型载荷工况下一体化热防护系统内壁温度保持在89.2℃以下,内部最大应力不超过9.53 MPa,安全系数达到1.89。