Extrasolar space exploration by a solar sail accelerated via thermal desorption of coating

For extrasolar space exploration it might be very convenient to take advantage of space environmental effects such as solar radiation heating to accelerate a solar sail coated by materials that undergo thermal desorption at a particular temperature. Thermal desorption can provide additional thrust as heating liberates atoms, embedded on the surface of the solar sail. We are considering orbital dynamics of a solar sail coated with materials that undergo thermal desorption at a specific temperature, as a result of heating by solar radiation at a particular heliocentric distance, and focus on two scenarios that only differ in the way the sail approaches the Sun. For each scenario once the perihelion is reached, the sail coat undergoes thermal desorption. When the desorption process ends, the sail then escapes the Solar System having the conventional acceleration due to solar radiation pressure. We study the dependence of a cruise speed of a solar sail on perihelion of the orbit where the solar sail is deployed. The following scenarios are considered and analyzed: (1) Hohmann transfer plus thermal desorption. In this scenario the sail would be carried as a payload to the perihelion with a conventional propulsion system by a Hohmann transfer from Earth’s orbit to an orbit very close to the Sun and then be deployed. Our calculations show that the cruise speed of the solar sail varies from 173?km/s to 325?km/s that corresponds to perihelion 0.3?AU and 0.1 AU, respectively. (2) Elliptical transfer plus Slingshot plus thermal desorption. In this scenario the transfer occurs from Earth’s orbit to Jupiter’s orbit; then a Jupiter’s fly-by leads to the orbit close to the Sun, where the sail is deployed and thermal desorption comes active. In this case the cruise speed of the solar sail varies from 187?km/s to 331?km/s depending on the perihelion of the orbit. Our study analyses and compares the different scenarios in which thermal desorption comes beside traditional propulsion systems for extrasolar space exploration.     

关于单元表面吸收率的系统温度误差计算

利用系统灵敏度理论和系统误差统计理论,通过引入辐射传递系数和角系数间的关系,针对漫发射、漫反射热系统,提出了关于单元表面吸收率的系统温度误差计算方法。以立方体内表面间的辐射换热为例,采用该计算方法对系统温度误差进行了计算。通过分析比较表明:采用该方法得到系统温度灵敏度具有较高计算精度,系统统计温度误差受实验次数影响,并且在均方差较小的情况下,系统统计温度误差之比等于系统温度灵敏度之比的绝对值。     

紫外成像光谱仪主动热控系统的设计与实现

为了确保紫外临边成像光谱仪的温度水平和温度梯度满足指标要求,分析了其所处空间环境并结合其光机电的特点,设计了整机的主动热控方案和被动热控方案。首先,总结了成像光谱仪热设计的基本原则,介绍了主动热控方案和被动热控方案。接着,利用最坏情况分析法分析了主动热控系统测温电路的测温精度。然后,根据主动热控方案的要求,对主动热控系统的硬件和热控策略进行了设计和实现。最后,规划了主动热控系统的验证试验,并对主动热控系统进行了试验验证。分析和实验结果表明：主动热控系统的测温精度满足≤±0.5℃的指标要求,主动热控系统能够保证紫外临边光谱仪13℃～18℃以及紫外环形成像仪8℃～18℃的温度水平要求,主动热控方案合理、可行,满足高可靠性的要求。     

平板型CPL的设计与实验研究

在对毛细抽吸两相流体回路(CPL)系统进行了系统分析的基础上,设计了平板型CPL,并且搭建了CPL系统实验平台,做了各种工况的启动实验和变热负荷实验。实验结果表明,多孔芯冷凝器平板型CPL系统具有良好的启动性能,并且系统在运行过程中工作稳定,较好地抑制了系统的压力波动。     

航天用纳米流体流动与传热特性的实验研究

研究航天用纳米流体流动与传热特性。测量了不同粒子体积份额的航天用纳米流体雷诺数500~4000范围内的管内对流换热系数和摩擦阻力系数,详细讨论了雷诺数和纳米粒子体积份额对纳米流体对流换热系数和摩擦阻力系数的影响,分析了航天用纳米流体的强化传热性能。实验结果表明,在液体中添加纳米粒子增大了液体的管内对流换热系数,增加了液体的传热效果,粒子的体积份额是影响纳米流体对流换热系数的因素之一,在相同雷诺数条件下,纳米流体的对流换热系数随粒子体积份额的增加而增大。与原液体工质相比,航天用纳米流体的流动阻力系数稍有增大,纳米流体的流动阻力系数不随纳米粒子的体积份额而变化。与航天用纳米流体对流换热系数的增加相比,纳米流体流动阻力系数增大的程度极小,验证了纳米流体强化传热技术应用于航天器热控系统的可行性。     

大型或复杂构形辐射等效热平衡试验方法

对于大型或复杂构形不能参加的不完整状态热平衡试验,提出并证明了使试验等效完整状态的必要条件,即补偿两种状态下参试部位吸收的辐射热流之差。为验证这种等效方法的充分性,利用两种热分析软件对一个构造算例的多种状态进行了数值试验,结果表明方法可行。     

导热脂低温热导率的测试研究

导热脂的低温热导率是研究宇航用导热脂的重要参数,“瞬态热线法”是常用的测量方法之一,但受使用条件限制,实际应用中容易产生较大误差。本文提出采用改进的“瞬态热线法”即对标准流体与试样进行测量比对的方法,用于导热脂低温热导率的测量,减小了测试方法的系统误差,因而保证了测量的相对误差小于6％。在测量装置上,采用廉价的康铜丝取代了传统使用的铂丝,设计采用了容易进行拆洗的低温试验装置。文章讨论了影响导热脂低温热导率的因素。提出测量加热时间要在2 s～3 s之内以防止对流,分析了比对状态的误差影响,并给出了两种导热脂低温热导率与温度关系曲线。分析表明本文提出的试验方法可以满足宇航用导热脂研究的需求
     

太阳能热动力发电系统吸热器腔体辐射计算

空间太阳能热动力发电系统是一种新型的空间电力系统，吸热器是热动力发电系统关键部件之一，吸热器腔体的热辐射将直接影响到吸热腔的热损失和吸热器的传热，建立了太阳能热动力发电系统吸热器腔体辐射模型，结合换热管的传热模型计算了吸热器的传热过程，得到了吸热器热损失，换热管最大温度，工质出口温度等结果，并进行了比较，分析、计算结果可以用于吸热器的设计。     

航天器高温热密封设计方法及性能评价

针对先进航天器高温热密封设计领域缺乏系统的设计方法及性能评价准则的现状,基于飞行器热密封设计基本原理,通过理论分析及设计流程优化,设计并开展了高温热失重试验、高温压缩/回弹试验、高温摩擦/磨损试验、冲击和反复加载试验以及高温缝隙泄漏试验,获得了典型密封结构与密封材料的基本性能参数,并提出系统的高温热密封性能评价方法。在此基础上,利用电弧射流平台,对典型连接位置以及某折叠翼热密封设计方案的有效性进行了验证与性能评价,相关成果可为航天器高温热密封设计及性能评价提供理论基础与试验数据 支撑 。     

日冕扰动传播的数值模拟——(Ⅱ)热传导和辐射的影响

利用包含完全能量方程的磁流体力学方程组,数值研究了磁静力平衡基态下由于日面冷物质径向喷射所引起的日冕动力学响应。这些结果可以解释日珥的形成及伴随的日冕扰动传播。结果还表明,热传导和辐射损失对扰动传播的基本性质影响很小;对于日珥的形成,也未显出重要作用。