真空热试验热电偶测温参考点分析改进

热电偶测温系统是真空热试验中最常用的温度测量系统,温度参考点是热电偶测温系统的重要组成部分。文章分析了热电偶温度参考点的各项技术要求,为参考点结构设计、热设计、电装工艺等提供了依据;同时结合温度参考点的现状,为简化操作,降低使用风险,提出了一种优化改进结构方案,并进行了热分析计算以及试验验证,结果表明该方案完全满足参考点各项技术要求。     

卫星虚拟热试验平台建模工具模块研究

为预示卫星热试验结果,给热试验设计提供参考,北京卫星环境工程研究所自主研发了卫星虚拟热试验平台。文章介绍了虚拟热试验平台中建模工具模块的建模思想、对象组合策略和数据存储方法;其中数据存储方法采用预排序遍历树算法,相比于传统的邻接列表模式,具有更高的查询效率;最后还介绍了基于本建模工具模块的红外加热笼建模方法。     

基于VEE与Nport的控温仪状态参数远程监控系统设计

为了减轻试验人员劳动强度,避免人为操作失误导致的数据失真与控温风险,提高航天器真空热试验自动化水平,设计了基于VEE与Nport的控温仪状态参数远程监控系统。利用NPORT-5610将RS-232协议转换为TCP/IP协议,使控温仪成为具备网络接口的组网仪器,采用VEE可视化编程语言开发了系统软件,实现了计算机对控温仪状态参数的远程监控。该系统结构模型合理,软硬件设计可行,具有灵活的扩展性和伸缩性,曾在某型号航天器真空热试验中成功应用。     

基于飞发一体化的滑油系统热性能仿真

航空发动机滑油系统与飞机、发动机的关联参数有限。为准确表达变工况滑油系统的热性能,通过研究发动机轴承腔热性能与转子转速及主流路温度参数的拟合关系,将主机温度、燃滑油参数作为输入,对发动机滑油系统在飞行剖面上典型飞行状态点的热性能参数进行了迭代计算;针对管壳式燃滑油散热器结构及运行特性,计算了散热器换热性能。建立轴承腔和散热器的数学模型;基于系统流动仿真平台,利用内部的二次开发环境编写出C#语言代码,开发出了适用于发动机的轴承生热模型和散热器模型,实现发动机滑油系统与发动机燃油系统及飞机热管理系统的联合计算;在航空发动机、飞机变工况输入条件下,进行滑油系统、发动机整机及飞发一体化的变工况热性能迭代计算,并与试验数据进行对比。结果表明：该计算方法误差小于5%,可较准确地反映变工况条件下的热管理相关参数,为飞发一体化热管理联合仿真分析提供可靠的数据来源。     

利用ABAQUS软件进行航空机轮刹车热分析

飞机着陆过程中的动能主要被刹车机轮吸收,从而导致机轮温度升高。使用C/C复合材料热库后,这种情况更加明显。过高的温度对机轮及相关件的强度和工作性能将产生严重损害,容易造成刹车起火、爆胎,甚至引起灾难性事故。热分析的目的在于优化设计,为减热防热提供理论指导。传统的热分析手段仅能完成对体容温度的评估,不能定量给出机轮零部件的温度历程,成为机轮设计的薄弱环节。利用ABAQUS软件,可方便地完成刹车机轮的热分析。结果表明,热量施加方式对计算结果影响很小,而薄膜系数选取有很大影响。在所给的条件下,刹车后大约13 s,刹车盘局部达到最高温度约为983℃。计算结果与实测温度曲线变化趋势基本一致。     

热喷涂层的加工技术

热喷涂层由于其优异的高硬、耐磨、防腐等特性得到了广泛的应用,但如何优质、高效、低损耗地对其加工一直是困扰人们的难题。本文较为详细介绍了国内、外目前在热喷涂层加工方面的研究进展,存在的问题,各种加工方法的优缺点及适用范围。     

非平面机翼最小诱阻的法洗分布

关于机翼最小诱阻的下洗分布问题,很早就有人进行过研究。在升力约束条件下,Munk证明具有最小诱阻的机翼展向下洗分布为一常数。对于平面机翼在升力和翼根弯矩约束条件下,Jones证明具有最小诱阻的展向下洗为线性分布。目前使用的飞机机翼,通常都有上反角,且有的机翼上反角沿展向还有变化(例如带翼梢小翼的机翼)。对于这样的非平面机翼,在升力和翼根弯矩约束条件下,其最小诱阻的展向法洗分布规律尚不清楚,这就是本文所要研究的内容。     

RPC-MIP: the Mutual Impedance Probe of the Rosetta Plasma Consortium

The main objective of the Mutual Impedance Probe (MIP), part of the Rosetta Plasma Consortium (RPC), is to measure the electron density and temperature of Comet 67P/Churyumov-Gerasimenko’s coma, in particular inside the contact surface. Furthermore, MIP will determine the bulk velocity of the ionised outflowing atmosphere, define the spectral distribution of natural plasma waves, and monitor dust and gas activities around the nucleus. The MIP instrumentation consists of an electronics board for signal processing in the 7 kHz to 3.5 MHz range and a sensor unit of two receiving and two transmitting electrodes mounted on a 1-m long bar. In addition, the Langmuir probe of the RPC/LAP instrument that is at about 4 m from the MIP sensor can be used as a transmitter (in place of the MIP ones) and MIP as a receiver in order to have access to the density and temperature of plasmas at higher Debye lengths than those for which the MIP is originally designed.     

应用直线辅助投射法解决画法几何中图解问题

由于在工程图学中，用正投影法解决画法几何中的某些度量和定位问题往往很不方便。为了简化作图，本文介绍了直线辅助投射法及其在解决一些工程图学问题中的应用。该法具有作图简单、应用范围广的特点。     

常压热试验技术在整星级航天器研制中的应用研究

针对航天器常压热试验技术在中国返回式卫星研制过程中的应用进行了研究,论述了常压热试验隔间的设计、常压热试验技术的原理和方法,然后就试验结果以及试验过程中涉及到的几个重要问题进行了分析讨论。通过分析可得,常压热试验达到了对卫星进行可靠性考核的试验目的,对航天器研制的流程再造具有重要意义。