载入航天器的热真空试验

文章概述了美国 NASA 约翰逊航天中心(JSC)进行“阿波罗”飞船热真空试验的经验,介绍了近年来中心在热真空试验设施(容器 B)中进行载人热真空试验的经验和有关技术问题。     

电子学设备热真空/热平衡试验一体化技术

航天遥感相机电子学设备在研制过程中需要进行热真空试验与热平衡试验。电子学设备热真空试验与热平衡试验的一体化技术能够更为合理地组织热试验进程并进一步提高研制效率。为了研究两种热试验一体化技术的可实现性,文章分析了两种热试验的内在联系,提出了采用一套热边界模拟装置在一次试验中先后完成两种热试验的试验方法。在此基础上,文章以某项目电子学设备为仿真实例,重点分析了热平衡试验的可实现性,从而验证了一体化技术的正确性。     

模拟月壤真空试验装置设计及实现方法

我国探月三期需在月面真空环境下钻采2 m深的月壤样品,为测试采样器在真空热环境下的性能,需首先在地面模拟一个接近月表的真空热环境.本文设计了一套模拟月壤真空试验装置,研究了模拟月壤真空实现方法.通过使用机械泵对模拟月壤进行抽真空,分析了抽速、样品量、含水量、密实度和温度等因素对模拟月壤真空度的影响情况.此外,分别分析了从容器顶部、底部抽气对模拟月壤抽真空效果的影响,提出了保证样品密实度的可行抽气方法.该试验研究对构建月面真空环境模拟器具备一定的参考价值.      

Measurement and stability of the pointing of the BepiColombo Laser Altimeter under thermal load

The BepiColombo Laser Altimeter (BELA) has been selected to fly on ESA?s BepiColombo mission to Mercury. The instrument will be the first European laser altimeter designed for interplanetary flight. This paper describes the setup used to characterize the angular movements of BELA under the simulated environmental conditions that the instrument will encounter when orbiting Mercury. The system comprises a laser transmitter and a receiving telescope, which can move with respect to each other under thermal load. Tests performed using the Engineering Qualification Model show that the setup is accurate enough to characterize angular movements of the instrument components to an accuracy of ≈10 μrad. The qualification instrument is thermally stable to operate during all mission phases around Mercury proving that the transmitter and receiver sections will remain within the alignment requirements during its mission.     

分段自适应PID控制器及其在航天产品真空热试验中的应用

文章在分析航天产品真空热试验时被控对象的特点及目前在温度控制方面存在的主要问题及难点的基础上,进行了极点配置自适应PID 控制器的设计,并通过2 次热真空试验验证了该控制方法的控制效果。结果表明,该PID 控制方法具有超调量小、适应性强且在过程中无需手动调节等优点,较好地解决了目前热真空试验中控制系统智能性差和超调量大的突出矛盾,极大地减轻了试验人员的值班强度。     

基于本质安全方法的KM6真空热试验系统安全性分析

文章基于本质安全理念,结合KM6真空热试验系统工程实际,提炼出KM6安全设计层次并进行应用分析,以本质安全的视角定性地分析和评价了KM6的安全现状,可为其他同类真空热试验系统提供设计参考。     

空间站有效载荷真空支持系统方案评述

有效载荷真空支持系统是空间有效载荷支持系统的重要组成部分,为空间有效载荷实验的顺利进行提供真空环境支持和保证。文章详细分析了国际空间站包括美国“命运号”实验舱（USL）、欧空局哥伦布轨道舱（APM）及日本实验舱（JEM）内的有效载荷真空支持系统方案及使用情况;对美国实验舱内的一号微重力材料科学机柜及微重力燃烧科学机柜内部专用的真空支持系统作了主要介绍;最后提出了我国空间站有效载荷真空支持系统的初步方案设想,即合理安排有效载荷实验进行次序,将废气排放子系统及真空资源子系统合二为一,以节约资源,提高可靠性。     

圆柱形红外加热笼优化设计研究

真空热试验中,圆柱形卫星通常选用圆柱形的红外加热笼作为外热流模拟装置。文章对卫星表面采用圆柱形红外笼进行热流模拟时的到达热流进行仿真计算,分别选用不同的红外笼覆盖系数、红外笼与卫星表面的距离以及红外笼边缘区域大小等参数进行分析,得到了对圆柱形红外笼优化设计的方法以提高卫星表面的热流模拟均匀性,可以用于指导圆柱形卫星进行真空热试验时的工装设计。     

多部件热真空试验用冷板研究

在航天器部组件热真空试验中,当两个试件在同一个空间环境模拟器内试验时,应防止两者之间的热影响。由于试件本身的热性能参数和试验可能要求不同,减少这种影响的有效措施就是将两个试件用液氮冷板隔开,这就要求在试验中冷板的温度必须与热沉基本一致。文章通过对适合做冷板的结构进行有限元分析,设计了一种新型的液氮冷板,能够将两个试件之间的热影响降低到很小。试验结果表明,这种结构的冷板能适应热真空试验的各种工况。     

卫星真空热试验用红外加热笼抗热干扰设计

目前在卫星真空热试验中,通常采用红外加热笼进行外热流模拟,但由于红外笼与空间环境模拟器热沉之间及相邻红外笼加热区之间的热干扰而会产生模拟误差。文章利用EFD.Lab软件针对热干扰问题进行了仿真分析,提出了红外笼补偿边（“裙边”）和防辐射屏设计的两项改进措施,并通过试验验证了抗热干扰措施的有效性。