复合翼eVTOL推力单元安装散热一体化设计

基于复合翼eVTOL推力单元散热需求,通过CFD分析了4种散热气道内空气的流速,选择满足散热需求的散热气道;设计推力单元和散热气道的安装结构,采用有限元方法计算电机臂和电机座的结构应变和应力,结果满足结构的强度要求。通过台架试验、地面压载试验和飞行试验,验证推力单元安装散热一体化设计的可行性,填补了国内复合翼eVTOL推力单元利用前行空气来流进行散热与安装设计的空白。

小推力单元肼推力器温度场数值分析 (I)实验验证和保温套筒对温度场影响探析

建立了某小推力单组元肼推力器的全仿真传热数学模型,应用有限元分析方法对长程工作的不带套筒推力器瞬态温度场进行了热分析计算,并与试车温度数据进行了比较,数值计算结果与实验结果吻合良好,证明所用软件建立的模型合理。对增加套筒后的推力器进行了仿真模拟,结果表明,推力器脉冲长程工作后,单层套筒点焊于法兰盘上时集液腔温度较高,双层套筒时集液腔温度最高,均对法兰盘集液腔及电磁阀产生高温不利影响,推荐使用点焊在热控环上的热控方式;推力器温启动时,单、双层套筒保温效果相差不大,推荐使用单层套筒点焊于热控环上的热控方式。

星用单元肼推力器工作性能分析及飞行验证

单元肼推力器被广泛应用于中低轨卫星推进系统,作为姿轨控喷气控制的执行部件,其工作性能直接影响卫星姿态控制和轨道控制的效果和精度。以单元肼5N推力器为例,对其在适应姿轨控需求的稳态及各品种脉冲控制程序下的工作性能进行分析,通过比对地面试验和在轨飞行试验的结果,给出推力器的输出性能特点、影响因素,并对脉冲小量轨控模式下的推力器性能进行分析,明确推力器的使用约束,为姿轨控喷气控制模式的进一步优化设计提供借鉴。