月面采样相机的热设计与热分析

月面采样相机安装于月球无人采样返回探测器的机械臂上,其质量小,热耗较大,长期工作在高温环境中,故温度水平成为影响相机能否正常工作的重要因素,须予以分析。文章根据相机工作模式和机械臂的姿态运动特性,构建出适应机械臂运动的热分析模型,提出几种实现相机高温散热的方法,通过对比分析,分别确定了基于OSR涂层和白漆的热控方案,并推演了散热窗口的临界模型,为后续器外设备热设计提供借鉴思路。     

铝冰发动机内流场的数值计算

为了使用数值模拟的方法计算铝冰发动机的性能,用颗粒表面反应模型和气相反应模型模拟铝颗粒在铝冰发动机燃烧室中与水蒸气的燃烧过程,用欧拉-拉格朗日方法计算颗粒沿轨迹的参数,分析了数值模拟的结果,并进行了相同尺寸的铝冰发动机实验,把数值模拟结果与实验结果进行了比较。数值计算得到的燃烧室稳态工作压强约为9.38 MPa,与实验结果接近,燃烧室平均温度为2950.65 K,相比热力计算得到的推进剂燃烧温度略低。通过对铝冰发动机的内流场数值计算,得到了与实验相符合的结果,验证了数值计算模型的有效性。     

支化3,3-二叠氮甲基环氧丁烷-四氢呋喃的合成及表征

以3,3-叠氮甲基环氧丁烷-四氢呋喃(PBT)为起始聚醚,三官能度的支化单元为引发剂,在催化剂的作用下,通过亲核加成反应合成一种具有新型支化结构的PBT(B-PBT)。采用FTIR、~1H-NMR、粘度测试、DSC、TG和拉伸测试,对目标产物的结构、粘度特征、热稳定性以及力学性能进行表征。结果表明,所合成的目标产物为具有支化结构的叠氮缩水甘油醚;B-PBT的粘度(15 000 mPa·s/50℃)明显低于PBT(23 828 mPa·s/50℃);引入支化单元后,B-PBT热稳定性仍保持良好,放热达到1481 J/g;产物热分解分为两个阶段,即叠氮基热分解、支化单元以及主链的断裂和小分子的热解;制备的B-PBT弹性体拉伸强度达到5.29 MPa,延伸率达到516.42%,力学性能良好。     

某新型改性双基推进剂的热安全性

采用热重分析仪( TG)、差示扫描量热仪( DSC)以及加速量热仪( ARC)研究了一种以高氯酸铵( AP )为氧化剂的新型改性双基推进剂GATo-3的热安全性,并将实验结果与双基发射药SF-3进行了比较。通过TG/DSC实验得到了GA-To-3的热分解过程,并初步分析了AP等组分对其热稳定性的影响。 DSC的测试结果显示,GATo-3的2个分解峰温分别为180.5℃和187.7℃,低于SF-3的分解峰温;ARC的测试结果显示,GATo-3在理想绝热条件下的起始分解温度为129.1℃,绝热温升为1177.8℃,最大温升速率为58053.5℃/min,最大压力上升速率为52.5×105 Pa/min,单位质量生成气体的最大压力为112.4×105 Pa/g,用速率常数法计算活化能E=116.8 kJ/mol和指前因子A=5.1×1011 s-1,最大反应速率达到时间为24 h时,所对应起始温度TD24=74.0℃。研究结果表明,与双基发射药SF-3相比,GATo-3的热安全性较差,爆炸性较强。     

一种基于空间相机热特性的高精度控温方法

为提高空间相机的控温精度以保证成像品质,文章提出了一种基于空间相机热特性的高精度控温方法。该方法从相机控温回路所控区域的能量平衡方程出发,根据控温区域自身的热特性参数,综合考虑其它控温区域对其传热影响以及外热流变化等因素,最终确定本控温周期内的主动控温功耗或加热占空比。通过建立某相机热模型,分别施加上述控温方法与开关比例控制算法,对控温效果进行了仿真对比。结果表明,该方法的控温精度显著优于常用的开关比例控制。     

点击化学在三唑固化体系及固体推进剂中的研究进展

综述了基于GAP的三唑交联固化体系、基于惰性聚醚和聚酯的三唑交联固化体系,指出三唑交联固化体系在高能低特征信号固体推进剂中具有良好的应用前景。分析认为,GAP主链上承载原子的质量分数偏低,且侧链上三唑环的刚性结构及其在GAP主链上的随意分布是基于GAP的三唑交联弹性体力学性能不佳的原因。指出开发兼具优异力学性能和较高能量的三唑交联固化体系将是今后努力的方向。     

某膨胀循环发动机推力室冷却结构流场仿真分析

为了研究某膨胀循环氢氧发动机推力室冷却结构流场分布特性,进行了单根冷却通道和完整冷却通道结构的三维CFD分析。仿真计算过程中,以单根通道模型的仿真结果作为完整通道结构模型流场仿真分析的边界条件之一,并考虑了材料物性参数随温度或压力的变化。分析结果表明:1)仿真预测的温升、压降与热试验实测值吻合,该推力室冷却通道流量相对偏差范围为-4.8%~6.6%,由此造成喉部气壁温的环向偏差为33 K;2)集合器管内流体的环向流动压差、法兰起分流或汇聚作用时拐弯效应形成的压力波动是造成冷却通道流量不均匀分布的主要原因,出口集合器内的压力分布对通道流量分布起主要作用;3)提高通道流量均匀性的措施可以从增大出口集合器管径或采用变管径设计、采用扩口型法兰并设置弧形导流片、集合器的进、出口法兰布置在同一环向位置等方面进行考虑。     

基于金星探测机械展开式进入飞行器技术述评

传统的金星进入飞行器存在弹道系数高、热流密度高、过载大等缺点,对热防护系统和设备的要求比较严苛。针对金星探测的任务需求,美国提出了一种基于机械展开式结构的金星进入飞行器,该飞行器发射时处于折叠状态,进入时展开形成较大的气动面,可以显著地降低弹道系数、热流密度、过载等。文章介绍了该飞行器的结构组成和展开过程,对机械展开式进入飞行器的研究现状进行了介绍,重点对比了机械展开式进入飞行器与传统形式的不同,通过对构型、工作流程、效果的对比,可以看出机械展开式进入飞行器在金星探测上具有很大的优越性,最后对其优势进行了总结,并提出了未来需要研究的问题。     

某卫星固面反射器热变形测试分析与模型修正

为评估反射器在轨热变形对天线射频性能的影响,文章详细介绍了某卫星固面反射器的热变形测试过程,分析了测试结果及有关数据处理方法。通过热变形测试验证了测试产品设计与工艺的合理性,并基于测试结果修正了分析模型,有助于提高反射器在轨热变形分析精度。     

先进的热防护方法及在飞行器的应用前景初探

随着航天技术的发展,飞行器的热环境面临着新的变化,对热防护提出了挑战。对各类主动热防护方式的原理、研究进展和应用现状进行了归纳总结。结合飞行器未来发展,提出了适应于未来应用的基于相变工质的对流冷却、自适应膜相变冷却和发汗冷却的系统性主动热防护方式。并以此为基础,提出了结合被动、半被动和主动热防护的飞行器全时域综合热管理思路。