红外地平仪外热流计算

红外地平仪部分凸出于航天器外表面．除受到太阳辐射、地球反照和红外辐射外,还受到航天器外表面的反射辐射．文中在对包括红外地平仪外表面在内的封闭系统进行辐射分析的基础上,得到红外地平仪外热流的空间有效辐射角系数计算公式;采用蒙特卡洛法,计算了某航天器两个位于不同外表面的红外地平议外凸圆柱体所受的外热流,并讨论了反射辐射对红外地子仪所受外热流的影响     

基于反向蒙特卡罗法的飞行器在轨外热流计算

为了计算考虑不同纬度和季节下地球反射率和发射率时的在轨外热流,建立了适用于任意地球轨道和飞行姿态条件下的反向蒙特卡罗(RMC)法计算模型.该模型考虑了卫星表面遮挡与多次反射效应,通过连续坐标变换法确定飞行器在给定轨道参数下任意时刻的姿态,并将假设地球辐射特性为常数时的结果与商业软件的计算结果进行比较,以验证模型和计算程序的正确性.在此基础上,考察了地球辐射特性随纬度变化时,飞行器在轨外热流的变化情况.结果表明,所建立的RMC法模型在飞行器姿态控制以及代码计算中具有一定的可靠性;地球反射率和发射率随纬度的变化对地球红外辐射和地球反射辐射的影响均较大,在所选取的轨道参数和抽查时刻,与反射率和发射率不变的结果的最大相对误差分别为-21.31%和80.05%,且均出现于星下点南纬57°;卫星表面遮挡和多次反射效应明显,天线导致其所在平面的地球反射辐射热流密度从19.2 W/m2变化到39.5 W/m2.     

太阳辐射流量实测值对低地球轨道卫星轨道预报的影响

太阳辐射流量是影响卫星轨道预报精度的重要因素之一。在太阳活动活跃期,空间环境的变化十分频繁,太阳辐射流量的变化也是如此。这里,我们对2011年6月份的太阳辐射流量峰值及谷值两种极端情况下,分别对低地球轨道卫星轨道进行预报,结果表明：对700km高度的圆轨道卫星而言,一个月预报的位置差异可以达33 km左右,速度差异可以达0.035 km/s左右。     

全向增阻离轨的充气薄膜球设计与性能分析

增阻式离轨是避免小卫星失效后产生空间碎片的高效方式之一。该文针对充气展开增阻薄膜球的离轨问题，首先，给出了充气展开薄膜球的全向增阻设计方案，提出了闭合三维球面变形收缩为紧致星型与星瓣Z型融合折叠方法，经零线宽与变厚度折叠形成密实立方体状；其次，基于小挠度球壳变形假设，分析了增阻薄膜球在极限高度200 km下受到最大气阻力时其球面的失稳临界压力，对比在室温和高温条件下薄膜球的临界压力变化，通过真空环境箱进行试验验证；最后，分析了不同碎片面质比与增阻薄膜球直径对离轨时间的影响关系。结果表明：聚酰亚胺薄膜球可作为空间碎片的全向增阻离轨设计的球状结构，随着球体直径的增大，其临界压力呈指数型下降；在相同的轨道高度，碎片的面质比越大，离轨时间越短；在相同的面质比条件下，碎片的轨道高度越高，离轨时间越长。     

靶丸支撑结构对低温靶温度特性影响研究

针对支撑结构的引入对靶丸温度分布产生扰动这一问题，建立带不同靶丸支撑结构的三维低温靶模型，基于离散坐标辐射模型和Boussinesq假设，研究了支撑结构对靶丸温度特性的影响，并对比了不同支撑结构靶丸温差对黑腔内氦气压力变化的敏感程度，最后针对泡沫垫衬薄膜支撑研究了泡沫材料参数的影响规律。结果表明：支撑膜能显著降低黑腔内自然对流强度，薄膜支撑与两极支撑靶丸温度均匀性优于无支撑膜的充气管支撑和支撑杆支撑，薄膜支撑相比两极支撑靶丸温度均匀性略高；充气管直径越大，靶丸温度均匀性越差。基准工况下，薄膜支撑靶丸外表面最大温差最小，温度均匀性最好，两极支撑、充气管支撑及支撑杆支撑最大温差较薄膜支撑分别增大了5.92%、32.71%及17.99%;氦气压力升高，靶丸外表面温度均匀性逐渐恶化，薄膜支撑和两极支撑靶丸温差对氦气压力变化的敏感度更低；对于泡沫垫衬薄膜支撑，通过选用导热系数较大的泡沫材料并减小其厚度可获得较好的靶丸温度均匀性。该计算结果可为靶丸支撑结构的工程设计提供一定的理论支撑。     

升空过程中低温液氧贮箱压力变化及热分层研究

针对火箭升空过程,通过编写用户自定义程序详细考虑了气动热以及空间辐射热的影响,数值研究了低温液氧箱体压力变化及流体热分层现象。在计算过程中,着重考虑了大气物性参数随高度的变化、飞行过程中加速度变化与气液界面相变对箱体压力以及箱内流体温度分布的影响。模拟结果表明:气动热对箱体控压频率产生了较大的影响。随着气动热流的增加,箱体增压时间变短,降压时间变长。在飞行120s时,气动热流达到最大,其对箱体压增性能的影响也最为突出,此时箱体增压时间最短为4s,箱体降压时间最长,约13s。在无排液阶段,箱体压力呈现波动变化,气液界面处气枕被冷凝。在该过程中,液相质量增加了11.05kg,气相质量减少了1.52kg。在增压排液阶段,尽管增压气体持续注入箱内,箱体压力仍逐渐减小,而气相质量则呈波动增加。随着时间的延长,气液相温度均向温度升高的方向推进。由于空间辐射漏热造成了排液温度的升高,给发动机运行带来安全隐患,应采取有效绝热措施来减少空间漏热。     

人造地球卫星的重力问题

本文分析了人造地球卫星在不同运行高度所受重力的变化情况，并与地球引力作比较，讨论了赤道轨道卫星的受力及运动情况，对有关人造地球卫星的教学提出建议。     

环形狭缝通道中流动沸腾干涸点的实验研究

在间隙为1mm和1.5mm的垂直环形通道内,以去离子水为工作介质,对内外管通电加热,进行了环形狭缝通道内干涸点的实验研究,实验压力范围为0.1～0.3 MPa,质量流速为6～60 kg/(m2·s).实验得到了不同质量流速对应的热流密度及其干涸点位置,并且有可再现性.实验结果表明干涸点随着质量流速的增加后移.给出了计算环形狭缝通道干涸点的计算关系式.     

靶丸位置对冷冻靶物理场的影响规律研究

针对冷冻靶丸装配工艺误差导致靶丸表面温度特性变化的问题,建立带充气管的三维模型,基于Boussinesq假设和离散坐标辐射模型,采用数值模拟方法,研究了靶丸及充气管在竖直和水平方向进行偏移时靶丸表面温度分布的变化,并分析比较了充气管、辅助加热及辐射对靶丸偏移敏感性的影响。结果表明:充气管对靶丸表面温度均匀性影响显著,相较于无充气管结构,具有单充气管和对侧双充气管的靶丸其外表面最大温差分别增大78.9%、76.7%;对于具有充气管结构的靶丸,存在使均匀性改善的最佳偏移工况;单充气管结构靶丸竖直向上适当偏移时,靶丸表面温度均匀性更好,最佳偏移距离为5μm,且单充气管结构在水平方向容许向左112μm的偏移;随着加热功率增大,竖直方向最佳偏移距离基本不变,但靶丸对水平方向装配工艺误差的容忍度增大;封口膜透射率越大,靶丸位置偏移越敏感,相同偏移距离下靶丸表面最大温差越大。     

充气压力对各向同性充气管轴压稳定性的研究

采用奇异摄动法研究各向同性充气支撑管的充气压力与轴压屈曲荷载之间的关系，及其对屈曲荷载和后屈曲平衡路径的影响。结果表明，充气压力可以弥补材料的几何缺陷，明显提高充气管的屈曲载荷。该结论为充气结构在空间的应用提供依据。     

卫星太阳光压力矩计算中有效作用面积的计算

为了精确计算卫星在轨运行时所受的太阳光压力矩,给出了1种考虑太阳帆板与卫星体相互遮挡时太阳光压力矩的求取方法.将卫星体和太阳帆板组成的几何体进行投影变换后,判断其相互遮挡并采用凸多边形求交的算法求取太阳光压有效作用面积,从而计算太阳光压力矩.以某太阳同步轨道卫星为例进行计算,结果表明:当卫星体和太阳帆板的面积相比较小时,太阳光压力矩的求取可忽略卫星体以及卫星体对太阳帆板遮挡的影响.该方法同样可推广到考虑太阳帆板与卫星相互遮挡时气动力矩的求取.     

空间结构瞬态温度场的Fourier-有限元分析

针对航天结构常用的空心圆杆 ,提出了一种计算其温度场的 Fourier—有限单元法 ,沿杆长用有限元离散 ,沿周向温度分布展成三角函数。圆管温度单元每个结点包含平均温度、余弦和正弦分布温度幅三个自由度。在每个时间步内实现了平均温度增量与沿截面温差增量的解耦。在每个时间步内求解一组平均温度增量的非线性方程组 ,根据每一时刻的平均温度求解两组关于截面内温差的线性方程组 ,从而得到薄壁圆管的温度分布。利用该方法 ,对 Hubble太空望远镜的太阳能帆板瞬态温度场进行了分析 ,指出了热载荷可诱发太阳能帆板扭转     

低纬度高海拔地区室外湿球黑球温度简化计算方法

湿球黑球温度(WBGT)是获得国际标准体系ISO7243认证的热环境评价指标,美国、澳大利亚、日本和中国等国都采用该指标。目前,室外湿球黑球温度的简化计算大多是以低海拔地区的实测为基础进行归纳或验证,为研究低纬度高海拔地区室外WBGT的简化计算方法,以低纬度高海拔典型城市贵阳市为例,对夏季不同海拔高度的空气温度、太阳辐射、相对湿度、风速、气压和WBGT等数据进行Pearson相关性分析和分层回归分析。结果表明:除风速外,其他4个参数与WBGT线性相关可纳入回归模型。在分层回归中,加入气压参数可以提高空气温度、太阳辐射和相对湿度对WBGT预测水平,回归模型具有统计意义,纳入模型的4个自变量对WBGT的影响也均有统计学意义。室外热环境评价和实测中,不同地区采用经验公式需要先进行验证,建议高海拔地区在WBGT的计算模型中加入气压参数来提高预测准确度。     

内螺纹管临界压力区内水的传热特性研究

对垂直上升的内螺纹管临界压力区内水的传热特性进行了试验研究,根据试验结果,分别在亚临界部分和超临界部分进行了传热机理分析,得到了垂直上升内螺纹管对流沸腾传热随压力、质量流速及热负荷变化的复杂关系,总结了发生传热恶化时的条件,给出了恶化趋势预报,并给出了能用于工程实际的传热试验关联式,结果表明：虽然在临界压力区内内螺纹管改善传热的特性有所减弱,CHF情况有时在过冷区就发生,但是与光管相比,内螺纹管在临界压力区内仍然能够很好地改善传热,降低壁温。     

太阳帆新型逆向周期轨道

太阳帆航天器以其连续推力、不消耗燃料的特点而广受关注。该文提出一种太阳帆新型逆向周期轨道。采用太阳帆理想光压模型,在二体模型下给出了太阳帆逆向日心轨道的动力学特性,分析得出了能够形成平面逆向日心轨道的条件。由于该逆向周期轨道的对称性,该文以轨道的半周期为例,详细说明了逆向周期轨道的特点。该周期轨道位于黄道面内太阳的一侧,1个周期内角动量的符号变化2次。为了求解该轨道控制过程中所需要的姿态角,引入了粒子群差分进化(PSODE)优化算法。最后通过仿真计算,得出了一种简单控制律的逆向周期轨道,该轨道周期为4.26a,在一个周期内姿态角只变化1次。     

Energetic particle radiations measured by particle detector on board CBERS-1 satellite

Using the data measured by energetic particle detector on board CBERS-01 and -02 for the past five years, statistics was made to show the general features of MeV electrons and protons along a solar synchronous orbit at an altitude of 780 km. This height is in the bottom region of the Earth's radiation belts. Detectors are inside the satellite cabinet and such continuous monitoring of particle radiation environment inside a satellite has seldom conducted so far. After a proper and careful treatment, it is indicated that the data inside satellite are well correlated with the radiation environment outside. Be-sides the agreement of the general distribution characteristics of energetic electrons and protons with similar observations from other satellites, attention is particularly paid to the disturbed conditions. Variations of particle fluxes are closely related with solar proton events, in general, electron fluxes of outer belt are well correlated with Dst index after three days' delay while the electron injection occurred almost at the same day during great magnetic storms. It is confirmed that both energetic electrons and protons appear in the Polar Cap region only after the solar proton events.     

基于天基雷达探测的静止轨道目标监视

针对静止轨道目标监视的需求,分析了静止轨道目标的雷达散射截面(RCS)特性. 以此为基础,研究和设计了天基雷达的轨道高度、重访周期、天线形式以及天线尺寸,探讨了天基逆合成孔径雷达的成像分辨率与其他系统参数的关系,给出了顺行轨道和逆行轨道情况下达到一定的横向分辨率所需要的积累时间. 研究结果表明,利用天基宽带雷达实现对静止轨道目标的近距离监视是可行的.