用小支板及凹腔组合提高火箭冲压组合发动机的燃烧性能

为了研究RBCC亚燃模态的高效稳定燃烧,对小支板及凹腔结合的火焰稳定及燃烧组织方式进行多次试验研究,结果表明,凹腔与支板的火焰稳定及燃烧组织方式能有效地改善燃料的燃烧性能,提升燃烧室压强,凹腔与支板相对位置对燃烧的放热位置及燃烧性能也有影响。为了进一步研究燃烧流场内部参数变化,选取其中一种试验工况进行数值模拟,结果表明,在RBCC混合燃烧模式中,采用支板与凹腔组合的火焰组织及稳定方式,能够在较短距离实现煤油的高效燃烧,获得较好的燃烧性能,并且可以从中发现热力喉道的形成与凹腔的后斜壁收缩有关联,在实现稳定高效燃烧的条件下,获得直扩的双模态燃烧室内较为稳定的热力喉道。     

航天器用新型聚酰亚胺薄膜性能研究

原子氧是低地球轨道环境中对航天器影响较为严重的因素之一. 为了提高聚酰亚胺薄膜抗原子氧侵蚀的性能, 依据结构与性能的关系, 设计合成了新型的聚酰亚胺薄膜. 采用这种新型聚酰亚胺薄膜制备了二次表面镜, 利用地面模拟设备对热控涂层进行原子氧暴露试验, 结果表明其具有优异的耐原子氧侵蚀性能. 此外, 真空elax-elax紫外、真空elax-elax质子、真空elax-elax电子辐照等空间环境模拟试验表明, 这种耐原子氧聚酰亚胺薄膜二次表面镜热控涂层具有良好的空间稳定性.      

低密度烧蚀材料高温气动剪切试验研究

利用超声速平板试验技术,对两种低密度烧蚀材料在高焓、低热流(气流剪切力70 N/m~2,冷壁热流密度200 kW/m~2,气流总焓12 MJ/kg,压力1 kPa,试验时间300 s)条件下进行了高温气动剪切试验.试验中通过试验件的不同安装方式,综合考核了材料的性能及工艺.结果表明:两种低密度烧蚀材料试验过程中无明显剥蚀,表面碳层完整,材料的抗剪切性能较好,两种材料表面烧蚀较为均匀,材料间的粘接缝没有明显的开裂,也没有出现冲刷凹槽,材料的热匹配性能较好;材料与底板之间没有脱落现象,粘接工艺较好.     

星载行波管电源的热设计及热分析

文章对一种国产的、用于星上行波管电源所存在的热问题进行了讨论,分析了影响设备内部温度水平的关键因素,基于机、电、热一体化的思想提出了热设计方案,并通过计算机辅助技术,对方案进行了热分析仿真验证。     

星用微波功率放大器研制

文章提出了采用S参数获得功率场效应管的输入输出阻抗的方法。在对PA绝对稳定性分析的基础上,采用基于有限元思想的MOMENTUM法设计匹配网络,在设计中将高频寄生和耦合效应加以考虑,提高了设计的准确性。对PA进行了热分析与设计,提出了加入铜载体来改善大功率器件结温的方法,来满足温度设计的要求。成功研制出电路尺寸为96．4mm×23mm的小型化三级PA。试验测试结果为：1dB带宽为125MHz（1647MHz～1772MHz）、P-1,为38．75dBm、增益为51dB、PAE为37．2％。     

空间光学遥感器热控技术研究

分析了遥感器与卫星平台的热控差异,总结了近年来遥感器热控需求的变化,阐述了基于多学科集成的遥感器STOP设计模式,介绍了高精度/高稳定度温度控制、大功耗热量传输、深低温热量传输、Robust热控等适应遥感器热控需求的新技术研究及应用情况。对我国空间光学遥感器热控技术的研究具有一定借鉴意义。     

空间天文望远镜主动制冷焦面结构设计、分析与热实验

对某天文卫星的可见光望远镜载荷CCD焦面工作温度需求进行了分析计算。为满足CCD焦面 -65℃ 的工作温度需求,设计了主动制冷焦面结构。采用有限元方法分析了工作温度下热电制冷器和导热胶产生的热应力,结果表明热电制冷器最大应力为14Mpa,导热胶最大剪切应力为1.2Mpa,均处于许用安全应力内。研制的焦面组件模拟件顺利通过了真空热试验,验证了焦面组件的制冷性能与安全性。     

贴壁浇注装药两种应力释放结构对比分析

基于线性粘弹性本构模型,对应力释放槽和衬垫结构两种用于贴壁浇注装药结构的应力释放结构方案在固化降温中的应力释放效果进行了研究。结果表明:应力释放槽和衬垫结构在固化降温中的应力分布无显著差别。应力释放槽结构的应力分布,连续平缓效果更好。     

基于热响应的卫星推进剂剩余量测量方法研究

介绍了基于热响应法的卫星推进剂剩余量在轨测量方法的原理,给出了国外在Telstar 11,LM 3000,BSS601平台日本通信卫星,Turksat 1C卫星的应用情况。给出了将该方法用于国内卫星的设想,并归纳了推进剂在轨空间分布高精度仿真、带液条件下贮箱内复杂传热过程高精度热仿真、贮箱与整星耦合热分析仿真等关键技术。     

Validation of a Compression Mass Gauge using ground tests for liquid propellant mass measurements

To properly estimate orbital lifetimes and predict the maneuverability of spacecraft, the remaining liquid propellant mass must be accurately known at every moment of a space mission. This paper studies the Compression Mass Gauge (CMG) method to determine the mass of liquid contained in a tank in a low-gravity environment with high accuracy. CMG is a thermodynamic method used to determine the quantity of liquid by measuring the gas pressure change when the tank volume changes, and has been previously theoretically and experimentally studied by researchers. The primary objective of this investigation is to explore the effects of attitude disturbance and the spacecraft thermal environment on the accuracy of the method. A ground test system, consisting of several test apparatuses, was fabricated and described as part of this study. The test results and analyses indicate that the CMG performs well and has an accuracy of ±1%. Additionally, demonstrations were performed to show that measurement errors do not increase drastically or exceed ±1% when the test system is vibrated to simulate the tank being perturbed as a result of an attitude disturbance. Liquid sloshing resonance was found to have a significant effect on the gauging accuracy. Measurements in a real thermal environment in which heat transfers into and out of the propellant tank were also conducted. The results show that the gauging accuracy is acceptable for normal liquid propellant. Furthermore, theoretical research shows that heat leakage has a significant influence on cryogenic propellant mass gauging.