高压高热流光学窗口气膜冷却设计与试验研究

光学窗口应用面临的环境愈发严苛,特别是极端严酷的气动加热条件将使局部表面温度快速升高,这不但会导致窗口发生碎裂,而且容易引发光学成像装置的饱和/干扰问题,为此通常采用气膜冷却的方式来隔离外流对窗口的直接对流加热。针对高压高热流条件下的光学窗口,设计用于极端压力和热流条件下的切向冷却气膜生成结构及装置,并通过地面试验设计、数值模拟及工程计算,对极端力热环境中影响窗口气膜冷却效能的主要因素开展研究。初步研究结果表明,所提的气膜冷却设计能够可靠降低极端环境下光学窗口表面的气动加热,可满足光学观察环境愈发恶劣的发展要求。

基于充电抑制膜的航天器不等量电位控制方法

航天器在空间环境中飞行时,其表面的不同介质材料表面与等离子体环境相互作用后形成的不等量充电电位达到放电阈值(107 V/m)后,将有可能发生静电放电(ESD)。充电抑制膜是一种基于不等量电位梯度场发射原理的防护材料,当其上下表面电位差达到发射阈值后,充电抑制膜将发射电子从而对航天器结构不等量电位起到减缓作用。文章介绍了真空条件下充电抑制膜场电流发射特性,分析了充电抑制膜场电子发射对航天器表面不等量电位的控制效果,为航天器表面电位控制及减缓提供方法和依据。

航天器波纹防护屏高速撞击实验研究

微流量及空间碎片的高速撞击威胁着航天器的安全运行 ,导致其严重的损伤和灾难性的失效。本文给出和分析了柱状弹丸高速撞击铝合金波纹防护屏 Whipple防护实验研究的结果。结果表明 :波纹防护屏具有分散不同入射角弹丸高速撞击所产生碎片云损伤能量的特性 ,并能降低弹丸滑弹碎片对航天器外部结构和子系统的损伤 ,该防护结构的防护性能优于铝合金板防护屏 Whipple防护。

微小卫星单粒子闩锁防护技术研究

对于在轨微小卫星而言,单粒子闩锁(Single Event Latchup,SEL)是最具破坏性的单粒子效应之一,其后果轻则损坏器件,重则使在轨卫星失效。首先介绍了SEL发生机理,分析并总结现有抗SEL的关键技术。其次提出了空间单粒子闩锁防护措施并设计了一种可恢复式抗SEL电源接口电路,实现对卫星星上设备的防闩锁及过流保护。最后利用脉冲激光模拟单粒子效应技术对具有飞行经验的芯片进行实验测试。实验结果表明,该电路能够准确地检测SEL的发生,有效解除SEL效应,保证系统运行稳定可靠。

X-37B轨道试验飞行器可重复使用热防护系统综述

热防护系统是可重复使用航天器的核心部分,X-37B轨道试验飞行器的成功试飞,突破了可重复使用热防护系统的技术瓶颈。文章对X-37B热防护系统进行了介绍,对鼻锥、机翼前缘、机体迎风面及背风面等部位热防护材料的技术方案、性能参数、制备方式及验证情况进行了概括,同时,总结了X-37B热防护系统的设计经验,可为我国可重复使用航天器热防护系统设计及研究工作提供参考。

航天器空间碎片超高速撞击防护的若干问题

空间碎片对航天器的超高速撞击损伤已受到国内外的普遍重视,如何使在轨航天器对空间碎片进行有效防护是航天器长寿命、高可靠安全运行的重要保障。文章概述了空间碎片环境现状、空间碎片超高速撞击危害以及国内外空间碎片防护的研究现状和趋势。重点介绍了航天器常用的Whipple防护结构及其各种衍生结构的防护性能和弹道极限方程(BLE),评述了这些防护结构防护性能的优缺点。

航天飞行器热防护系统技术综述

综述表明,C/C和C/SiC复合材料是宇宙输送系统飞行器前端部位热防护系统的最佳材料选择,多层抗氧化涂层、超高温陶瓷(UHTC)涂层、UHTC基体改性是提高其高温长期使用的有效途径。指出多层UHTC涂层、纳米级UHTC颗粒、火花等离子浇结(SPS)及碳气凝胶填充碳泡沫新型热防护结构等在高温热防护材料方面已显现出实际应用方向。

爆炸分离装置中保护罩安全性能分析

运用冲击动力学理论,对爆炸分离装置中保护罩结构断裂现象进行理论分析;建立爆炸分离过程的物理模型,分析保护罩内侧裂纹产生机理;导出了保护罩壳体安全系数η的解析表达式。同时,根据量纲分析得到相同的结论。并分析了各个参量对保护罩安全性的影响权重。分析表明提高壳体材料的强度极限和失效应变有利于提高保护罩壳体的安全性。

充气式再入柔性热防护系统热流及结构研究

建立了充气式再入返回航天器的展开模型,用工程算法对整个再入过程的外热流和温度进行了估算。根据再入过程的外热流和温度条件,参考"充气再入飞行器试验"(Inflatable Reentry Vehicle Experiment,IRVE)典型热防护材料和结构设计,建立了柔性热防护系统结构模型及传热模型,通过ANSYS有限元方法计算出柔性热防护系统各功能层再入过程中的温度响应。文章从功能层材料、功能层铺层顺序和复合功能层三方面,初步分析比较了各种方案的充气式再入柔性热防护系统的防热效果,可为充气式再入返回柔性热防护系统的设计分析提供参考。

返回器防热层在轨测温的热电偶地面标定新方法

针对返回式航天器防热层在轨测温的微型铠装热电偶利用传统标定方法不能进行标定的问题,文章设计了一种适用于改进微型铠装热电偶的新地面标定方法,该方法包括试验系统、试验过程和数据处理等主要组成部分,通过地面标定试验测试和在轨验证,证明了该方法的有效性,可为防热层测温的铠装热电偶的地面标定提供参考。

卫星热真空试验微波开关分子污染防护研究

某型号系列卫星在整星热真空试验中,微波开关因分子污染出现了输出功率下降的异常现象。文章对污染物成分与真空状态运动机理进行了分析,提出了阻断污染物分子传输途径的主动防护措施和阻止污染分子冷凝的被动防护措施,并通过某卫星热真空试验进行了验证。试验结果表明,防护措施有效地减少了进入开关内部的污染量,确保了开关在整个热试验过程中的安全。

质子和电子辐照下防静电热控涂层的性能退化

热控涂层表面镀氧化铟锡(indium tin-oxide,ITO)膜是抑制航天器表面充放电的有效措施,但空间辐射环境总剂量效应可能会使镀ITO膜防静电热控涂层的导电性能发生退化,从而引发充放电效应。为此,以2种典型防静电热控涂层(ITO/Kapton/Al、ITO/OSR/Ag)为研究对象,研究了地球同步轨道(GEO)低能质子和电子辐射环境对防静电热控涂层表面电阻率的影响。试验参数采用剂量-深度分布模拟方法确定,试验数据采用表面电阻率原位测量方法获得。试验结果表明,质子和电子辐照下2种防静电热控涂层的表面电阻率均呈指数衰减趋势,且电子辐照下材料性能变化趋势更为明显。扫描电镜(SEM)分析表明,ITO/OSR/Ag辐照后表面损伤较小,而ITO/Kapton/Al辐照后表面出现细小的裂纹。X射线光电子能谱(XPS)分析表明,质子、电子辐照后涂层表面氧空位型缺陷以及Sn4+离子增多可能是导致防静电热控涂层表面导电性能增强的原因。该研究工作验证了空间带电粒子辐射环境对镀ITO膜防静电热控涂层的导电性能没有严重影响,为地球同步轨道长寿命型号大量使用镀ITO膜防静电热控涂层提供支持。

保护罩破坏机理的分析及改进设计

为了研究分离装置中保护罩内部破坏原因,针对一种保护罩结构,应用应力波在介质中传播的理论,对保护罩内部破坏机理进行分析。理论分析结果与试验结果一致。同时利用有限元程序LS-DYNA对保护罩破坏过程进行数值模拟,得到与理论分析和试验结果相吻合的结果。最后,根据理论分析结果,提出一种保护罩改进设计方案,并通过数值模拟说明改进设计方案是合理的。

某型囊式抗荷服热性能分析

为了研究某型抗荷服在不同环境条件下的热防护性能,在分析抗荷服传热传质特点的基础上对该服装的不同节段分别建立不同的服装传热模型,再将人体热调节模型和服装模型结合起来模拟不同环境条件下人体着装的动态仿真,得到人体各节段皮肤温度、人体平均温度、核心温度以及出汗量等,计算出飞行员综合热应激指数,并进行实验验证.最后利用所建模型分析服装热阻及透湿指数对人体热负荷的影响.

重复运载器金属热防护系统的述评

金属热防护系统 ( TPS)是美国研制重复使用运载器 ( RLV)的关键技术之一 ,与航天飞机轨道器的陶瓷防热瓦相比 ,该系统具有绝热有效 ,重量轻 ,方法简单 ,容易安装和替换等特点。本文介绍了这种防热系统的特点、结构 。

统一热管理的疏导式防热系统概念研究

对各种防热、热控机理基本规律进行了梳理和研究,认为要进一步提高系统性能,需要进行结构、防热、热控一体化设计。基于这种设计思想,提出了一种将航天器防热、热控和结构相结合的"统一热管理的疏导式防热系统",在传统防热机制的基础上,加入原先主要用于热控的各种热传输机制,进行防热、热控和结构等子系统间热的统一管理。应用这种系统,可提高防热效果,减轻飞行器的结构重量,减轻高热流区材料与结构的耐温负担,有可能实现长时间、超高速大气层机动飞行器的前缘尖化,还可使整个防热层趋于等温,易于热控处理,减小结构热应力。文章还分析了疏导式防热系统的应用前景,并针对几种典型的航天器(尖鼻锥和尖翼前缘的高超声速巡航飞行器、返回式航天器和载人飞船)提出若干适用的疏导式防热系统的方案设想。

空间碎片防护需求与防护材料进展

1引言<br> 当前，我国航天事业蓬勃发展，载人航天器、通信卫星、导航卫星、遥感卫星、深空探测器、科学卫星等各种航天器呈现快速发展态势，航天器的寿命越来越长、可靠性越来越高、稳定度越来越高。而随着空间碎片环境的日益恶劣，空间碎片已成为影响航天器长寿命、高可靠性、高稳定度的重要因素之一。2013年1月22日，俄罗斯的小型激光测距卫星(BLITS)遭到小碎片撞击，并释放出一块碎片；2013年5月24日，发射不足1个月的厄瓜多尔“飞马座”（Pegaso）卫星在印度洋上空与一枚由苏联1985年发射升空的火箭燃料箱残骸发生侧面撞击，导致太阳电池翼受损，天线无法定向，卫星围绕两根轴狂转，失去了联系；“国际空间站”供航天员出舱活动的扶手遭到多次小碎片撞击，撞击形成的锋利唇缘割破了航天员的手套，导致多次舱外活动提前终止；2002年3月16日，美法联合研制的贾森-1（Jason-1）卫星遭到小碎片撞击，导致其轨道高度明显提升和随后几小时的电流波动，并释放出两块碎片；2011年，我国某卫星遭到小碎片撞击，导致姿态瞬时跳变，并永久失去了部分发电能力。

降落伞伞包载荷分析计算

文章介绍了一种典型的倒拉式回收降落伞伞包的受力情况分析和计算方法。该方法通过取用某一型号伞包设计参数进行计算 ,所得结果与实际情况比较符合。

航天飞行器热防护系统的一体化设计

航天飞行器进入大气层时经受强烈的气动加热,需借助于热防护系统以保护其免受气动热的伤害;飞行器机翼前缘和鼻罩是最高温区,该处的温差相当大,热防护措施尤其重要。作为热防护系统一方面要抵抗强热的冲击,另一方面要最大限度地减少气动热传入结构的内壁,这就对防热系统所用材料提出不同的要求。抗热冲击要求材料质密而隔热但又要求质轻,这就是矛盾所在。随着复合材料的发展,这对矛盾可以通过利用不同材料特性把防热系统分层来解决,从而导致一体化设计的概念和方法。本文利用热传导理论对两层结构的防热系统进行一体化设计分析。

航天服——飞行员和宇航员个体防护装备系列介绍

宇宙象一个巨大的宝库牢牢地吸引着人类的注意力。在这令人神往的天疆里．存在着丰富的资源：高真空、微重力的环境．可以使人们完成许多在地球上难以制造的药品和工业材料生产；取之不尽的太阳能．可以帮助人类摆脱地球能源危机的网扰；