热真空环境下二维尺寸视觉测量标定方法研究

针对热真空环境条件对视觉测量精度影响的问题,提出了一种新的基于像素当量的二维尺寸视觉测量系统实时标定方法。该方法采用光刻已知尺寸线条的石英标准件作为测量基准,利用一阶微分期望亚像素细分算法和最小二乘拟合,可实时获取较高精度的像素当量值从而减小环境误差。热真空环境下的实验结果表明,该方法可用于热真空环境下二维小尺寸视觉测量的标定。

基于热真空环境模拟试验技术的信号电缆热防护方案研究

热真空环境模拟试验是在地面上模拟飞行中施加在飞行器表面热载荷的一种方式,为了模拟"高真空"和"高热流"环境,利用石英灯阵作为热源,基于热学理论分析和计算,设计并实现了一套热真空环境模拟试验及测控系统方案。航天器电缆热量过高会造成电缆损坏,影响整星安全,利用热真空环境模拟系统设计并进行了真空环境下的信号电缆隔热材料包覆方案考核试验,对热防护方案进行了试验验证,并得出了满足温控要求的热防护方案。试验结果证明,镀铝薄膜隔热层的热防护效果较好,能够满足航天器对信号电缆的热防护需求。同时,该热真空环境模拟试验系统也为热防护方案的试验验证提供了必要的技术手段。

热真空环境对空间外差光谱仪复原光谱的影响

热真空环境适应性是空间光学遥感仪器的关键性能之一,对超光谱CO_2监测仪的复原光谱精度尤为重要。基于空间外差干涉技术原理,采用理论分析和试验手段对仪器热真空环境适应性进行了讨论。理论分析了热真空环境对准直光束发散角、扩视场空间外差干涉仪组件基频波长、成像镜头离焦和缩放比等因素的改变对复原光谱的影响,并基于CS-800型热真空模拟设备开展了测量实验。实验结果表明,理论分析得到的系统基频波长与实验数据吻合,复原光谱廓线形状与理论分析一致。当干涉仪组件均采用融石英(SiLiCa),热控精度优于1.1℃时,仪器可具有0.01 nm的光谱稳定度,该分析为空间外差干涉光谱仪各功能组件的热控要求、地基常压条件下基频的选定等问题提供了理论依据。

一种热真空环境下的GaAs太阳电池温度预测方法

GaAs太阳电池目前已广泛地应用于空间领域。太阳电池本质上为p-n结结构,性能受到温度的显著影响,故准确地预测空间的实际应用中太阳电池的温度有助于对其进行性能评估。空间用太阳电池的温度在热真空环境与太阳光谱辐射环境的双重作用下达到稳态。以少数载流子连续方程为基础,通过对电池热能与光谱辐射能的传输过程的研究,提出了一种预测GaAs电池温度的迭代求解方法。

热解碳基泡沫结构应用于热真空吸波箱技术研究

针对卫星通信系统考核用热真空吸波箱对结构吸波材料的需求,文章采用前驱体法和热解工艺制备了以热解碳为基体的轻质泡沫结构吸波材料。性能测试结果表明:该材料不仅适用于高真空、高低温循环热真空吸波箱环境,而且具有适合尖锥型高效吸波结构设计的宽频带、宽温域高介电损耗的电磁特性。在此工作基础上,以开展无源互调(PIM)吸波箱研制为例,分别建立电磁波室温远场平面波照射仿真模型和吸波箱内宽温域电磁波近场球面波照射仿真模型。综合两模型仿真结果,确定了该吸波材料尖锥+底板结构的具体尺寸。结果表明其吸波性能满足国军标的考核要求。

真空热环境下不同涂覆层光纤传输损耗特性影响研究

为满足光纤光栅传感技术在高真空热环境下的应用,分析了丙烯酸酯和聚酰亚胺2种不同涂覆层单模紧套光纤作为传输光纤,在高真空热环境下对FBG峰值功率的影响,并进行了实验验证。首先,设计了高真空热环境下传输光纤等效模型;接着,设计了不同涂覆层光纤传输损耗特性影响实验方案,搭建了硬件在环检测平台;最后,进行了实验验证,探索了在高真空热环境条件下,不同涂覆层单模传输光纤随着温度、真空度变化对FBG反射谱功率峰值影响规律。实验结果表明:真空度从常压降至10-4Pa水平再恢复至常压,丙烯酸酯和聚酰亚胺2种不同涂覆层单模传输光纤温度从常温降至-196℃再恢复至常温,历经224 h,FBG反射谱功率峰值均不发生变化,为光纤传感技术在高真空(压力约为10-4Pa水平)、热环境(-196~25℃循环)中应用提供理论及实验依据。

基于GIS的深空探测器真空热环境模拟测试系统设计

以提升真空热环境模拟系统的环境监测和数据异常检测能力为目的,设计基于GIS的深空探测器真空热环境模拟测试系统;硬件部分利用GIS技术监测真空环境中的相关属性、空间及缺陷等数据,根据监测信息展开可视化统计分析,分别设计真空抽气系统、环境监测系统及外热流模拟系统,并通过预警反馈机制操纵数据属性,软件部分利用自适应PID控制算法高精度的控制红外加热笼的温度变化,并结合真空容器、真空抽气系统、外热流模拟系统完成深空探测器真空热环境模拟测试系统设计;实验结果表明,该测试系统极限真空度值为3.3×10^(-5) Pa,各支管液氮流量流速范围为0.26~0.40 m/s,具备良好的流动分布均匀性,高温和低温时加热区辐照热流密度分别为586 W/m^(2)和27 W/m^(2),环境缺陷数据检测精准率高达98.73%,各项指标均满足设计要求。

航天器真空热环境适应性试验、分析及评价软件平台

基于国内外热试验软件的发展情况,文章提出了航天器真空热环境适应性试验、分析及评价一体化软件平台。在国内现有热试验测控软件的基础上,软件平台集成了国内关于热试验偏差、真空热环境效应及试验污染效应等研究的最新成果,同时又扩展了一些必需的功能模块。最后详细描述了该软件平台的基本组成和各模块的功能。

丝素粉体/颜料复合体耐热真空升华色牢度提升机制

为提高有色织物上颜料粒子在热真空环境条件下的耐升华色牢度,考察了颜料萘酚红F3RK颗粒和丝素粉体的表面形貌、粒径和分子结构。采用颜料粒子与丝素粉体混合对织物进行颜色调控,利用负压流体场模拟热真空环境下的热力场,研究了颜料粒子和丝素粉体在不同比例下的吸附性能,并探讨了丝素粉体与颜料粒子之间的相互作用机制,构建了微纳米丝素粉体提升涂料印花织物耐升华色牢度的理论模型。结果表明:丝素粉体通过其比表面积大和含有酰胺键的官能团协同作用解决了有色织物热真空沾色问题,耐升华色牢度达到了5级。该方法对极端环境条件下提高有色织物的耐升华色牢度具有借鉴意义。

601EF脂润滑谐波减速器热真空传动性能试验研究

文章在热真空条件下对采用601EF脂润滑的谐波减速器的传动性能进行了试验研究,通过分析得出谐波减速器的传动性能与其应用环境温度、输出扭矩和转速具有直接相关性。低温情况下由于接近润滑脂的倾点以及润滑脂粘度快速增加,导致谐波减速器的传动性能下降较快。

导电滑环热真空试验污染物抑制方法试验研究

针对目前航天器导电滑环热真空试验时可凝挥发物VCM抑制的控制需求,根据低温吸附原理,在传统热真空设备温度控制系统基础上,加装独立控温功能的低温冷屏,并开展VCM吸附能力验证试验,对比分析改造前后微量可凝挥发物总量,改造后真空容器内的VCM量减少约1~2个数量级,说明冷屏对污染物有良好的抑制效果。

地面如何模拟“太空出舱”的环境

一般来说,在地面尽可能地模拟太空的环境对于卫星和飞船的发射成功是非常重要,也是十分必要的,但是,对于像"神舟七号"的航天员出舱活动来说,就不是那么简单。因为,这里牵扯到一个人、舱、服、特殊环境如何整合的问题。这4个要素在天上整合很自然,而在地面上模拟却很难。

KFTA太阳模拟器研制

KFTA太阳模拟器是一台光线水平入射的离轴准直型太阳模拟器,其离轴角为25°、辐照面的直径为600mm。在太阳模拟器的研制中,采用了具有一定技术难度和风险的氙灯水平点燃技术方案。文章从方案设计、系统设计、关键技术及其调试试验等方面,介绍和分析了KFTA太阳模拟器的设计计算方法。KFTA太阳模拟器的成功研制对于建造大型太阳模拟器具有参考价值。

继往开来,开拓创新,努力打造国际一流的航天器AIT中心

自"东方红一号"卫星发射45年来,作为我国各类航天器系统级总装与专业测试、环境试验与可靠性研究代表性单位的北京卫星环境工程研究所取得了快速发展。文章综述了该所的航天器总装技术和环境试验能力,重点介绍航天器总装技术与工艺、总装专业测试技术、真空热环境试验技术、空间光学及光学特殊试验技术、动力学环境试验技术以及磁环境试验技术近十年的发展概况,展望了未来的发展愿景。作为中国最早开展航天器环境试验技术研究的单位之一,北京卫星环境工程研究所正努力发展、提升各项专业技术,以打造国际一流的航天器总装集成与专业测试中心。

气氧/煤油发动机电点火技术研究

根据姿控发动机小结构、多脉冲、快响应的工作特点,研制了国内创新的150 N姿控发动机电脉冲点火技术,为无毒、无污染、高性能、低成本的气氧/煤油非自燃推进剂发动机奠定了基础。给出了航天电脉冲点火器的参数、设计方案和工作原理。地面和模拟真空环境热试车结果表明,气氧/煤油发动机采用电脉冲点火技术方案可行,地面及高空环境中均能可靠点火。150 N气氧/煤油发动机真空比冲可达2 800 N.s/kg,脉冲工作次数大于3 000次,并有较强的脉冲工作潜力。电磁兼容性试验显示,电脉冲点火发动机与箭上控制系统具有较好的电磁兼容性。

我国国际航天标准主导制定情况

2019年9月,我国新增两项ISO立项标准ISO 24411 《航天系统—微振动试验》和ISO 24412 《航天系统—热真空环境试验》。截至目前,我国主导制定国际标准(ISO/TC20/SC14)共22项,其中12项已发布标准见表1, 10项在研标准见表2。