空间对接机构地面真空热试验

提出了改进的热控件设计方案,即在对接锁驱动组合外围不实施整个包裹,而是在较小尺寸的对接锁外围单独包裹的对接机构;根据对接机构在轨飞行中可能出现的7个极限工况和拉偏热循环条件,在空间环境模拟器的真空罐中完成了对接机构地面真空热试验,考核了对接机构热控系统的控温性能及其机械组件的运动功能;同时,观测了不同轨道舱边界温度和外热流对不同位置零部件温度的影响,并对热平衡试验数据与仿真计算结果进行了比对.结果表明:所提出的热控设计方案基本能够满足设计要求,在所设计的温度条件下,对接机构能够正常工作;在真空热循环条件下,对接机构对接环的推出/拉回以及对接锁系的锁合/解锁等运动功能和基本性能均满足设计要求.     

空间对接机构丝杠副在轨温度的数值模拟

根据空间对接机构的结构特点和环境条件,利用能量守恒原理和节点网络方法,提出反映机构热特点的简化物理数学模型.采用蒙特卡洛法和太阳窗口,分析计算单机间的辐射交换因子和构件的太阳热量.对于低轨飞行器,能量方程中考虑地球红外辐射和反射辐射的影响.应用隐式R-K法,耦合求解机构节点刚性非线性温度微分方程组,得到收拢和伸出两种状态下,机构丝杠副等组件的在轨瞬态温度变化规律,分析不同构件表面辐射特性对温度的影响.研究结果对丝杠副工作热可靠性评估、机构热控方案的设计和实施有实际参考价值.     

变轨高温发动机热辐射对空间站尾部对接机构的热影响

根据空间站尾部变轨发动机和被动式对接机构的几何特点和航天器热控理论,提出一种组合系统的热分析物理、数学模型,着重研究高温变轨发动机热辐射对邻近对接机构的热影响.计算表明,2个高温变轨发动机热辐射对空间站尾部对接机构的热影响范围大致在周向角θ=(90°±30°)～(270°±30°),材料表面的发射率εd是影响对接机构组件温度的重要因素.在整个变轨期间,对接框的周向温差和最高温度已升到90℃,温度绝对增幅高达83℃,均大大超出对接机构温度的设计值,严重威胁机构部件的运动和固定功能,空间站尾部对接机构的热控措施将必不可缺.     

基于节点群整合方法的航天器热网络模型修正技术

根据航天器节点热网络方程的组成,结合实际机构的工程特点,建立了节点群参数化热网络整合方程,提出以此为基础的航天器热网络模型修正技术.基于原型热试验数据和导热基本原理的温度外推计算公式,可用来确定无测点的节点温度,解决航天器热试验温度测点不足,致模型修正工作无法付诸实施的难题.利用热网络修正模型,可以得到误差在工程许可范围的计算结果.