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。

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。

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。

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。

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。

Design of double-layer anti-sputtering targets for plume effects experimental system

在一个真空房间使用的一个电的推进器的劈啪作响背的效果在推进器，真空房间和试验性的设备上有不利效果。一个劈啪作响反的目标(著名计算机生产厂商) 能由减少劈啪作响背的免职效果扩大真空房间的操作生活。在国际设备使用的真空房间成功地合并了著名计算机生产厂商。改进著名计算机生产厂商表演，一个双层结构著名计算机生产厂商基于羽毛效果，试验性的系统(足) 被设计。结构 AST 主要结束当第二等的结束作为一个快门被设计解决象服务生活，劈啪作响的材料的背流动率，经济和系统安全那样的因素时，作为一座公寓被设计。验证双层著名计算机生产厂商的效果， AST 有或没有的劈啪作响的效果第二等结束被一个 DSMC 照片算法评估。另外，赤裸的房间的试验性的确认和目标被执行。结果显示第二等的结束石墨表能减少背流动收益约 50% 。双层著名计算机生产厂商的设计能为一个劈啪作响反的目标的设计作为一本参考书被介绍。

Experiment of Hall thruster plume effects on different ground experimental conditions

Reducing the influence of back-sputtering effect can effectively improve the accuracy of the measurement of the Hall thruster plume effect.Quartz crystal microbalance(QCM)was used to measure the deposition and sputtering distribution of HET-40 thruster plume on two different experimental conditions:case1,using liquid nitrogen heat sinks and case 2,without using liquid nitrogen heat sinks.Meanwhile,X-ray photoelectron spectroscopy(XPS)was used to analyze the composition of the QCM surface after two experiments.The results of the two experiments showed that the sputtering rate under the condition of case 1 was slightly higher than case 2.Especially within the range of 90°to 110°relative to the thruster axis,case 1 experiment result showed sputtering effect,while case 2 experiment showed deposition effect.Through analysis of the experimental results,it can be found that using liquid nitrogen heat sink to reduce the temperature of the inner wall surface of vacuum chamber can effectively adsorb the particles sputtered by the plume and reduce the concentration of back-sputtering particles,leading to the above phenomenon.