卫星推进系统温度均衡性控制方法研究

卫星推进系统在轨需要进行温度控制,尤其需要对推进系统的贮箱、管路温度进行合理的控制。针对小卫星、微小卫星热控资源紧张的情况,以及当前的热控设计方法在不同温度环境分布的推进系统应用中存在的温度分布不均的情况,提出了一种优化的推进系统热控设计方法。在常规热控设计方法中考虑测温点最小值的同时,考虑了测温点的最大值因素,并根据最小值、最大值与控温区间的关系确定加热回路的开/关关系。采用本方法在整星热平衡试验中对推进系统进行了温度控制验证。试验结果验证了同时考虑控温区间上限和下限的热控设计方法的可行性和合理性。卫星在轨飞行阶段的推进系统参数验证了该温度控制方法能获得更好的推进系统温度分布均匀性,并保证了工作温度区间上限的裕度。     

主动冷却通道内吸热型碳氢燃料热裂解结焦抑制机理

为阐明超临界条件下吸热型碳氢燃料的热裂解结焦抑制机理,在电加热管实验装置上,获得了沿程油温、壁温以及燃料的组成,分析了结焦抑制添加剂影响碳氢燃料高温裂解和结焦的实验数据。结果表明:结焦抑制添加剂对碳氢燃料的裂解影响小于4%,降低结焦量约30%;添加结焦抑制剂后,结焦速率下降较快,稳定结焦速率降低约2%。采用SEM表征结焦抑制添加剂对结焦形貌的影响。结果表明,添加剂同时抑制了表面催化结焦与自由基生长结焦的形成。      

Effects of Shot Peening Process on Thermal Cycling Lifetime of TBCs Prepared by EB-PVD

Conventional two-layered thermal barrier coatings (TBCs) are prepared by electron beam physical vapor deposition (EB-PVD) with ZrO2-8 wt% Y2O3 (8YSZ) as top coat and CoCrAlY as bond coat on disk-shaped Ni based super-alloy. In this paper, three kinds of shot peening process with different lengths of operating time were adopted for bond coating. As a result, changes took place in its sur- face roughness and the surface micro-hardness. A thermal cycling test at 1 273 K×55 min and another at room temperature for 5 min were performed to study the effects of shot peening process on the thermal cycling lifetime of TBCs. It is found that a moderate shot peening process will be able to prolong the life time. The oxidation dynamic of the as-processed TBCs basically accords with the para- bolic rule, and the oxidation test also attests to the spallation between YSZ and thermal growth oxide (TGO) responsible mainly for the failure of TBCs.     

键合剂1,1′-(1,3-苯二羰基)双-2-甲基氮丙啶的热行为

用DSC和TG－DTG等 过冷态和结晶态的键合剂1，1′－（1，3－苯二羰基）双－2－甲基氮丙啶（HX－752）的热行为，在－80℃－100℃范围内，除了过冷态在－37.6℃的玻璃化转变和结晶态在36.8℃－42.9℃的熔融外，没有任何其它物理化学。亚稳态的过冷液体比结晶态有较大的分解热。HX－752有复杂的分解过程，第一步分解失重虽小，但放热量很大，说明分子结构发生重大变化。     

树脂基复合材料长时间烧蚀防热的应用研究

介绍了不同再入飞行器热防护材料的特点，指出长时间飞行器对防热层的要求。通过纤维织物改性和树脂基体改性研制了新型防隔热材料，并进行了性能测试和研究。结果表明：新型改性纤维／酚醛复合材料比传统的树脂基防热材料具有更好的隔热性能和抗烧蚀剥蚀性能，能够满足中低焓值、较低热流、烧蚀时间较长（300～700s）防热部件的防隔热要求。     

Al2O3纤维在空间充气式气动阻尼结构中的应用

文章分析了空间充气式气动阻尼结构(IADS)柔性热防护系统(TPS)的性能、特点和结构,及Al2O3纤维的性能,通过介绍美国充气式气球伞、充气式回收飞行器、充气阻尼式再入飞行器的TPS,对Al2O3纤维在IADS中的应用前景进行了展望。     

变温环境下固体药柱的温度应力分析

为研究外界环境对固体火箭发动机性能的影响,基于推进剂药柱的热粘弹性模型,利用有限元方法对变温环境下的药柱温度应力进行了分析,研究了外界环境不同起始温度、不同升（降）温速率对药柱温度应力的影响,确定了某星型药柱内部的应力危险点。结果表明,外界环境升温导致发动机药柱内部应力下降,初期应力下降缓慢,后期应力下降较快;降温过程导致应力增加,初期增加缓慢,后期增加较快;起始温度、升（降）温速率对药柱危险点温度应力都有较大的影响,但后者的影响更为显著。不管外界环境是持续升温还是持续降温,都应该注意固体火箭发动机在贮存和使用中的“环境保护”。     

卫星稳态热模型参数修正方法研究

为了研究卫星稳态热模型参数的修正方法,应用Thermal Desktop和Sinda／Fluint软件对一 卫星热分析模型的表面涂层热光学性质和接触换热系数进行了参数修正。研究结果显示,在 对上述两种参数进行同时修正时,尽管采用多种方法,但 所得出的修正结果精度都不高。针对上述问题,提出了对不确定参数进行分层修正的方 法,即先修正对设备温度影响较大、与设备温度相关性较高的全局关键参数,在此基础上再 进一步修正局部关键参数。分析结果表明,采用分层修正时,参数修正值与真值之间最大相 对误差为3.33％,设备温度计算值与真值之间的最大误差为2.60％,和常规修正的方法 相比,分层修正的修正精度大大提高。
     

空间温度场对平面反射镜面形影响研究

基于传热学基本理论,给出了潜望式激光通信终端二维转台在轨运行过程中的传 热控制方程,分析了二维转台的温度场分布,得出了不同材料反射镜在轨运行过程中温度场 随时间变化规律和升交点时刻的热形变分布。分析过程中二维转台外表面采取氧化处理,没 有采用其他温控措施,分析结果表明,对于四种不同材料反射镜,激光通信终端在轨运行一 个轨道周期的时间内,SiC材料温度波动范围最小,并且温度不均匀性也最小,因此SiC材料 是潜望式激光通信终端反射镜的可选材料。对于SiC反射镜,升交点时刻俯仰轴反射镜的温 度不均匀性最大,达到0.93℃。反射镜采用椭圆周上六点螺钉固定的方式时, 俯仰轴反射镜面形RMS值达到2.25μm,这将对光束指向产生影响,进而影响系统性能。 本文的研究内容对潜望式激光通信终端反射镜材料选择和温控措施的采取有一定参考价值。
     

多舱耦合流体系统在功耗调配模式下的模拟分析

结合某种航天器,设计了一种多舱耦合的集成式热管理的流体回路系统。介绍了该系统的结构和功耗调配模式、流体回路热耦合方式,运用商业软件SINDA/FLUINT建立回路的流体和热模型,对不同功耗调配模式下流体回路不同热耦合方式进行分析。模拟结果表明,该回路最佳的工作模式为中、低温功耗调配与中温回路热耦合相结合,在这种工作模式下,调配效率可保持在η≈1,即功耗调配量与热耦合的传递热量总能近乎相等。