真空强电磁场环境下铝的二次电子倍增规律

针对卫星表面受强电磁环境的影响导致的充放电问题,采用1D3V的粒子网格(PIC)方法对卫星表面铝材料在空间强电磁环境作用下的二次电子倍增作用规律进行研究。结果表明:星表铝材料在不同微波幅值、不同频率下的二次电子倍增效应存在“最易”倍增区间;二次电子倍增规律表现为在特定频率下,铝的二次电子倍增随着微波电场幅值的增大先增强后降低,表现出最佳倍增区间的效应;在特定幅值下,铝的二次电子倍增效应也会先增强后降低,但是整体表现出低频时倍增强,高频时抑制倍增的效应。

高超声速气膜冷却技术研究进展及发展方向

随着飞行器速度的进一步提高以及对可重复使用飞行器的需求,高超声速气膜冷却技术已经成为航空航天技术发展的热点问题。开展高超声速飞行器主动气膜冷却技术研究,对于解决高超声速飞行器面临的热防护问题,突破防热技术瓶颈,有十分重要的意义。本文在对主动冷却热防护技术原理、分类及其机制进行系统研究的基础上,从实验研究和数值模拟两个维度,对二维槽缝气膜孔工艺、离散气膜孔工艺和高超声速逆向喷流技术等高超声速气膜冷却技术以及影响气膜冷却效果的因素的研究现状进行了梳理和分析,进而提出了高超声速气膜冷却技术的防热材料研制、材料制备工艺、多气膜孔特性实验研究、逆向喷流气膜孔冷却技术实验验证等研究方向。

高超声速飞行器异型气膜孔无喷流热增量研究

目的获取高超声速飞行器气膜孔不喷流时的热负荷增量。方法通过计算流体力学(CFD)方法针对典型高超声速飞行器50km、飞行马赫数为15条件下的无开孔、有开孔气膜冷、有开孔无喷流3种工况开展壁面热流分布研究。结果无开孔的最大热流分布在头部滞止点附近,约为2.2 MW/m^2,有气膜冷却的工况热流最高值在侧面气膜孔没有覆盖到的部位,约为1.4 MW/m^2,有异型孔但是不喷流的工况,热流密度最大值主要分布在开孔附近,最大值大于3.3 MW/m^2。结论对于在高超声速飞行器表面开孔采用气膜冷却方式冷却时,如果由于某种原因气膜孔不喷流,那么在孔的附近乃至整个滞止区域附近的热流负荷将会大幅度升高。

大口径低温泵抽速性能研究

针对大口径大抽速低温泵的抽速性能进行了研究。由于我国对小于400 mm的低温泵的抽速测试有规范,但是对1250 mm大口径的低温泵还没有规范,因此类比电子行业标准低温泵总规范SJ/T11259-2001中规定的抽速测试方法,提出了一种在真空系统中实际测量低温泵抽速的方法;采用流量标定法获得低温泵在不同氮气流量下的压强和抽速,最后将抽速的理论值和试验值进行了比较分析。结果表明,低温泵在1-10 m L/min小进气条件下的抽速为44441-53280 L/s,在大进气条件200-800 m L/min时抽速为51393-59132 L/s,均小于低温泵的理论抽速60891 L/s。小流量进气条件下的实际抽速低于大流量下的实际抽速。并给出影响抽速的因素不仅与被抽气体物性参数、低温泵流导参数及冷凝板面积等自身参数有关还受到真空舱的体积、实际材料放气等因素的影响。

离子推力器束流密度分布模型

束流密度分布模型公式对了解推力器羽流场下游比较大范围内的束流特性,以及在工程应用中对评估离子推力器对舱体的溅射污染效应有重要意义。同时也对地面试验的工况快速确定及结果估计有重要的工程应用价值。然而,现有的两个束流模型均不能很好的描述离子推力器的羽流特性。本文在已有的两个模型的基础上提出了新的束流密度分布模型,并与试验结果相比吻合度较好。本文的束流密度模型与已有的两个模型相比,本文的模型能够更好地描述离子推力器的束流密度分布。

基于主动气膜冷却的射流热防护技术仿真研究

现有的热防护手段,如大面积使用陶瓷复合材料、烧蚀防热等,难以满足先进高超声速飞行器的防热要求,限制了高超声速飞行器的发展。文章以飞行器头锥部位为研究对象,采用基于主动气膜冷却的射流热防护方法来降低高温部位的热流密度和温度,通过仿真分析研究该典型结构不同射流方案下的射流干扰流场热环境特点及规律。研究结果表明:单孔射流情况下,射流入口速度相同时,射流孔径越大,热流密度峰值越小,但需要的射流流量也越大;同样射流入口孔径时,扩张孔比直孔方案的热流密度小,而消耗射流流量基本相同。多微孔射流能将热流密度峰值降低50%以上,且在同样冷却效果时较单孔射流更节省流量。

气膜孔形状对高超声速飞行器对撞流气膜冷却效果的影响

文章通过仿真分析手段研究飞行高度50 km、飞行马赫数15的飞行条件下,不同孔型对对撞流的影响,得到不同孔型对气膜冷却效果的影响规律。采用计算流体动力学(CFD)方法,对在入口压力0.5 MPa、质量流量22.5 g/s的稳定短模态(SPM)工作模态下,气膜孔为圆柱直孔、收缩孔、连续扩张孔、分段扩张孔等工况开展对比研究,结果显示,扩张孔气膜冷却的壁面热流最大,圆柱孔的次之,收缩孔的最小。这表明,通过改变对撞流气膜孔的形状可以改变气流流动特性,进而产生不同的气膜冷却效果,在SPM工作模态下收缩孔的气膜冷却效果最好。

电推进羽流粒子束溅射的蒙特卡罗模拟

为了研究电推进羽流对推力器及航天器造成的溅射腐蚀作用,采用蒙特卡罗方法对羽流等离子体对材料的溅射进行模拟,研究了溅射的级联碰撞机理,并开展了Xe离子正入射、斜入射Cu材料的溅射率、溅射产物的能量分布以及空间角分布的研究。结果显示,蒙特卡罗方法对溅射率和能量分布的计算结果与试验结果吻合较好,误差<30%,但是斜入射溅射率和方向分布吻合较差,最大误差>50%。认为影响溅射的主要因素为晶体的结构、二体碰撞的基本假设以及入射粒子的注入累积效应。

低能Ar^+、Xe^+轰击SiO_2的溅射模型

为了得到在低能条件下更为精确的Ar^+和Xe^+轰击SiO_2的溅射模型,对已有化合物溅射模型进行调研分析,总结了3种溅射模型,分别为Pencil模型、Bach模型和Seah模型,并对其不足之处加以分析。在Seah模型基础上,对溅射阈值采用新的计算方法,并利用等效原子法改进溅射参数和表面键能的计算方法,形成改进后的新模型。结合已有的关于Ar^+和Xe^+法向轰击SiO_2的实验数据,对4种模型的计算结果进行对比分析。对于Ar^+和Xe^+法向轰击SiO_2,改进后的溅射模型的均方根误差最小,拟合优度最高,均优于其他3种模型。说明在低能状态下,采用改进后的模型可以更为精确地计算Ar^+和Xe^+轰击SiO_2的溅射率。

LIPS200离子推力器羽流污染地面试验研究

为系统地了解离子推力器羽流的沉积、溅射污染效应,评估其污染程度,进而指导离子推力器的安装布置位置,本文对20 cm离子推力器的羽流污染效应进行了地面试验研究。实验内容主要采用石英微量天平测量模拟星体敏感部件及太阳能电池帆板等9处不同位置的溅射、沉积污染率。结果显示离子推力器地面试验沉积效应和溅射刻蚀效应同时存在,在半角72°以外的区域主要表现为沉积效应,在半角32°的位置溅射刻蚀效应明显;溅射率随被测点与推力器束流轴线的夹角的增大成Reynolds分布趋势。

地月平动点尘埃动力学特性原位探测方法研究

为考察在地月平动点EML4、EML5可能存在的尘埃云的动力学特性,需研究能够覆盖较宽速度范围的尘埃颗粒动力学原位探测方法及技术。针对国内即将实施的Kordylewski尘埃云(KDC)探测任务,已有的栅网式尘埃速度矢量探测方法难以满足对高速颗粒的探测需求。作者提出通过在栅网式探测装置最后增加靶标以同时获得高速和低速颗粒的动力学特性参数,并对气凝胶靶标、电阻丝靶标、金属板靶标、电容式靶标、薄膜靶标及光帘式靶标等的适用性和优缺点进行分析比较后,建议采用栅网‒金属电离复合式探测方法。

基于双光束干涉原理的微小推力测量系统实验研究

微小推力测量技术是微推进器研制的关键技术之一,是微小卫星技术发展的重要支撑。为了发展更高精度的测量系统,基于双光束干涉原理,提出了一种新的高精度光学微小推力测量方法,设计并搭建了一套测量微小推力的实验装置。进行了三次标定和测量实验,探索和总结出微推力测量的经验和方法,并对测量系统进行改进。实验结果表明,该测量系统使用方便,能获取实时推力曲线,最大测量误差1.86%,测量精度已达到现有推力架的测量精度,但没有达到双光束干涉原理的理论精度要求,在未来有较大的提升空间。

不同孔型对高超声速逆喷流气膜冷却影响

主要对不同孔型在不同质量流量下对高超声速逆喷流气膜冷却影响规律开展研究,得到不同孔型对气膜冷却效果的影响规律。采用CFD计算方法,对飞行高度为50 km,飞行马赫数为15条件下圆柱孔、收缩孔、扩张孔、收缩-扩张孔4种孔型开展研究。研究显示:小流量供气时,收缩孔和圆柱孔会出现长穿透模态(LPM)工作状态,扩张孔和收缩-扩张孔则不会出现;随着喷流流量的增大,喷流会从LPM转向短穿透模态(SPM),此时继续增大气膜喷流流量,并不会显著增大冷却收益。综合整个流域的变化,扩张孔在高超声速飞行器头部逆流喷流气膜冷却中是比较稳定可靠的气膜冷却孔。

防溅射靶对离子推力器背溅射沉积污染的影响

针对目前对真空舱背溅射沉积污染的计算模型误差较大的问题,对地面实验中离子推力器的背溅射沉积污染效应开展了研究,提出了更精确的计算模型。由于Reynolds的模型对束流密度在轴向上误差较大,采用改进型的离子束流模型对偏离推力器80cm位置的真空舱背溅射沉积率做了计算,并与实验结果对比校验,结果吻合较好。用校验过的模型对光舱环境和防溅射靶环境的背溅射沉积效应开展研究,研究结果显示:光舱工况的返流沉积率为2.36×10-10 g/(cm2·s),安装防溅射分子屏的工况在推力器上的背溅射沉积率为2.51×10-11 g/(cm2·s),结果表明添加防溅射分子屏后背溅射沉积污染量可以降低近1个量级。

Maxwell模型中keV能量的Xe粒子对铜表面的适应系数

使用热流传感器对氙离子推力器轴向距离为500、700 mm和900 mm,径向角度为0°~15°(推力器出口平面中心为圆心,推力器出口轴线为0°)范围内羽流热流密度的分布进行了实验研究,获得了热流随角度和半径变化的实验数据。采用PIC-DSMC (particle in cell direct simulation of Monte Carlo)算法在不同适应系数下对实验条件进行仿真分析,对比仿真结果和实验结果得到适应系数。结果表明:keV能量的Xe粒子对热流传感器表面(铜)的适应系数接近1。