检索结果-内蒙古大学图书馆

中国空间科学技术 2021年第2期41卷 63-70页

作者：张暘赵剑锋韩崇巍张宁莉宁博杜卓林赵欣赵啟伟北京空间飞行器总体设计部北京100094 空间热控技术北京市重点实验室北京100094

航天器常用有效发射率表征多层的隔热性能,其经验值范围为0.02~0.04,经验值仅与多层单元数有关,不随温度变化。有效发射率经验值的适用条件是多层的热面温度约-10℃~50℃,多层的冷面不照太阳。使用条件偏离得越多,有效发射率的经验值导... 详细信息

航天器常用有效发射率表征多层的隔热性能,其经验值范围为0.02~0.04,经验值仅与多层单元数有关,不随温度变化。有效发射率经验值的适用条件是多层的热面温度约-10℃~50℃,多层的冷面不照太阳。使用条件偏离得越多,有效发射率的经验值导致的计算偏差就越大。针对该问题,提出采用辐射项加导热项的混合传热模型,取代传统的纯辐射模型,并给出了方程中导热项系数和辐射项系数的计算方法。以国产10单元多层为例,给出了方程系数的详细计算过程,该系数已用于工程实际。用多种工况验证了该方程的准确性,并阐述了纯辐射模型导致较大偏差的问题根源。采用混合传热模型使高温/低温区的计算偏差从20℃降低至5℃。混合传热模型比纯辐射模型更适于描述多层的传热过程。最后,研究了选取多层隔热性能热平衡试验工况的原则。

关键词：多层隔热性能计算方程纯辐射模型有效发射率混合传热模型导热项辐射项

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空间大功率热源两相温控系统设计与仿真

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中国空间科学技术 2023年第4期43卷 104-110页

作者：刘庆志杨昌鹏徐侃赵欣北京空间飞行器总体设计部北京100094 空间热控技术北京市重点实验室北京100094

为解决未来空间应用中大功率热源带来的温控问题,提出了集微槽道蒸发器、相变装置和热辐射器在内的泵驱两相流体回路热排散系统方案,在此基础上开展了系统仿真工作,对流体回路运行特性和温控能力进行了研究。仿真结果反映了大功率热源... 详细信息

为解决未来空间应用中大功率热源带来的温控问题,提出了集微槽道蒸发器、相变装置和热辐射器在内的泵驱两相流体回路热排散系统方案,在此基础上开展了系统仿真工作,对流体回路运行特性和温控能力进行了研究。仿真结果反映了大功率热源短时工作条件下两相流体回路温度、饱和压力和干度的变化特征,两相流体回路工作特性符合设计预期,60 kW分布式大功率热源峰值温度能够控制在70℃以下。对泵驱动能力过剩所带来的不利影响进行了仿真分析,得出了泵驱动能力过剩导致两相回路系统温差增大的结论。分析了蒸发器和相变装置换热性能对温控系统的影响。蒸发器换热性能降低后,热源温度将超出要求范围;相变装置换热性能降低后,泵可能受到气蚀影响。

关键词：大功率热源两相流体回路系统仿真驱动能力过剩换热性能

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跨临界CO_(2)热泵空间应用研究展望

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中国空间科学技术 2024年第1期44卷 23-33页

作者：牛子天付振东苗建印杨琦吴琪杨乐北京空间飞行器总体设计部北京100094 空间热控技术北京市重点实验室北京100094

随着中国深空探测事业的发展,建立月球基地成为未来载人航天活动的趋势,采用基于跨临界CO_(2)热泵的热控系统可以实现高效散热,具备降低辐射器面积和热控系统重量的应用潜力。对跨临界CO_(2)热泵空间应用具备的优势进行了总结,包括实现... 详细信息

随着中国深空探测事业的发展,建立月球基地成为未来载人航天活动的趋势,采用基于跨临界CO_(2)热泵的热控系统可以实现高效散热,具备降低辐射器面积和热控系统重量的应用潜力。对跨临界CO_(2)热泵空间应用具备的优势进行了总结,包括实现辐射器高效散热、热泵系统更高性能系数、压缩机体积更小等。同时指出了跨临界CO_(2)热泵空间应用存在的难题,包括现有热力学模型无法适应空间应用、热泵在低/微重力下油气分离效率低等。基于现存的难题,提出了未来的研究重点,以指导跨临界CO_(2)热泵的后续研究及空间应用。

关键词：跨临界CO_(2)热泵月球基地 COP 航天器热控制油气分离低/微重力

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天问一号火星进入舱热控系统设计与验证

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中国空间科学技术 2022年第5期42卷 108-116页

作者：郑凯向艳超饶炜张冰强薛淑艳戴承浩张栋王玉莹北京空间飞行器总体设计部北京100094 空间热控技术北京市重点实验室北京100094

天问一号火星进入舱携带祝融号火星车实施进入、下降、着陆过程,其热控系统设计主要面临地火转移外热流大幅变化、进入火星舱壁气动烧蚀长时高温、着陆发动机点火局部超高温等技术挑战。为此,综合采用隔热设计、等温化设计、主动控温设... 详细信息

天问一号火星进入舱携带祝融号火星车实施进入、下降、着陆过程,其热控系统设计主要面临地火转移外热流大幅变化、进入火星舱壁气动烧蚀长时高温、着陆发动机点火局部超高温等技术挑战。为此,综合采用隔热设计、等温化设计、主动控温设计等热控手段,针对外热流大幅变化应用了新型SAL-2热控涂层,为解决局部超高温问题研制了新型气凝胶热防护装置,完整构建了进入舱的高效可靠热控系统。飞行遥测数据表明,全飞行过程设备温度和热控功耗均优于指标要求,进入、下降、着陆过程工作设备温度范围5.0~40.3℃,整舱平均控温功耗不超过43 W,验证了进入舱热控系统设计的有效性。

关键词：火星探测着陆热控系统热控涂层气凝胶

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火星表面热环境对航天器热控影响分析

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中国空间科学技术 2021年第2期41卷 55-62页

作者：张冰强向艳超薛淑艳郑凯钟奇张有为北京空间飞行器总体设计部北京100094 空间热控技术北京市重点实验室北京100094

火星大气对太阳辐射产生吸收和散射作用,同时还将与火星表面航天器发生对流换热。热设计时难以直接评估对流、辐射和导热三种换热对航天器的影响,从而确定主要的控温途径。在调研火星表面辐射、大气等热环境的基础上,从线性化传热系数... 详细信息

火星大气对太阳辐射产生吸收和散射作用,同时还将与火星表面航天器发生对流换热。热设计时难以直接评估对流、辐射和导热三种换热对航天器的影响,从而确定主要的控温途径。在调研火星表面辐射、大气等热环境的基础上,从线性化传热系数和对流辐射比的角度对比分析了辐射、对流和导热对航天器的影响。器表辐射传热系数随光学属性和温度的变化范围为0.3~1.4 W/(m^(2)·℃),对流传热系数随风速变化为0.2~1.5 W/(m^(2)·℃),器内导热传热系数可控制在0.25 W/(m^(2)·℃)以下。结果表明,太阳辐射较火星表面和天空辐射而言是主要外热源,航天器表面的辐射和对流换热为两条并联换热途径,两者均可成为主要换热途径,器内导热传热是控制航天器内外隔热的主要可控因素。

关键词：火星热环境对流换热辐射换热导热换热航天器热控

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应用双层集总参数法的微小卫星简化热分析方法

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航天器工程 2019年第3期28卷 64-69页

作者：魏然孙鹏周宇鹏范庆梅北京空间飞行器总体设计部空间热控技术北京市重点实验室

针对微小卫星方案设计阶段热分析的需求,提出了一种简化热分析方法,适用于热耦合性较好的微小卫星热分析。该方法将卫星的温度分析分为稳态温度水平分析和温变幅度分析两方面,可实现小时级的热分析且结果准确。经对比某微小卫星的简化... 详细信息

针对微小卫星方案设计阶段热分析的需求,提出了一种简化热分析方法,适用于热耦合性较好的微小卫星热分析。该方法将卫星的温度分析分为稳态温度水平分析和温变幅度分析两方面,可实现小时级的热分析且结果准确。经对比某微小卫星的简化分析结果与基于物理模型的全数字仿真分析以及热平衡试验,结果表明:简化分析计算结果偏差小于3 ℃,满足工程计算需求,能够真实反映卫星的温度水平,可应用于微小卫星方案阶段的热设计。

关键词：热耦合性微小卫星双层集总参数法简化热分析

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微孔膜蒸发工质回收及在载人深空探测应用概念研究

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载人航天 2020年第6期26卷 682-687+722页

作者：王玉莹宁献文赵欣曹剑峰戴承浩北京空间飞行器总体设计部空间热控技术北京市重点实验室

蒸发/升华等消耗型散热是航天器缺乏辐射散热通道的一种有效散热途径,然而长期空间应用中面临工质消耗量大的难题。消耗性散热技术分析表明,微孔膜蒸发散热在背压环境下可维持一定散热能力,适合对蒸发工质进行回收。据此提出利用柔性收... 详细信息

蒸发/升华等消耗型散热是航天器缺乏辐射散热通道的一种有效散热途径,然而长期空间应用中面临工质消耗量大的难题。消耗性散热技术分析表明,微孔膜蒸发散热在背压环境下可维持一定散热能力,适合对蒸发工质进行回收。据此提出利用柔性收集装置对微孔膜蒸发散热进行空间消耗工质回收的概念,针对单人出舱活动提出了紧凑型溶液收集和柔性收集装置回收相结合的方法。2种途径理论上可实现消耗工质不排入外部空间,可行性分析表明:在火星环境下收集单人出舱消耗的2.3 kg水蒸气分别需要容积约为302.25 m;的柔性收集装置和浓度不低于95%的吸收溶液约1.63 kg。后续可通过具体设计和试验进行验证,对此梳理了进一步研究和应用需要重点突破的技术。

关键词：深空探测消耗型散热回收膜蒸发

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航天器热模型修正技术进展研究

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航天器工程 2021年第1期30卷 64-71页

作者：钟奇潘维王玉莹苏生北京空间飞行器总体设计部北京100094 北京空间飞行器总体设计部空间热控技术北京市重点实验室北京100094

遗传算法和Broyden类的准牛顿法是近年出现的两种航天器热模型修正新技术,目前处于尝试用于工程实践的试探研究阶段。文章对两种方法的算法原理进行了初步调研,并分别分析温度和热模型不确定参数两方面的修正效果。单从温度修正结果来衡... 详细信息

遗传算法和Broyden类的准牛顿法是近年出现的两种航天器热模型修正新技术,目前处于尝试用于工程实践的试探研究阶段。文章对两种方法的算法原理进行了初步调研,并分别分析温度和热模型不确定参数两方面的修正效果。单从温度修正结果来衡量,两种方法均能取得较好效果。但不确定参数的修正效果不佳,两种方法均无法保证不确定参数的精度、甚至只能获得丧失了物理真实性的参数解。在此基础上进一步分析了航天器热模型修正问题的定解性,指出一般情况下实际航天器热模型修正属于欠定解或过定解问题,无法得到精确的参数的反解值。据此提出工程上应成组使用修正获得的参数,并应保持同一参数在修正模型和预示模型中的一致性。最后,初步展望了利用人工神经网络深度学习进行航天器热模型修正的可能性。

关键词：热模型修正遗传算法准牛顿算法 Broyden类神经网络

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在轨热控涂层试验器设计与标定试验研究

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航天器工程 2017年第2期26卷 139-145页

作者：杨昌鹏赵啟伟赵欣丁汀北京空间飞行器总体设计部空间热控技术北京市重点实验室北京100094

长寿命卫星热控涂层暴露在空间环境中,受到多种空间辐射效应的影响,会产生一定程度的退化。为准确掌握热控涂层在轨退化数据,文章设计了一种涂层试验器,基于能量平衡方程建立了测试热控涂层太阳吸收比的数学模型,并完成了地面标定试验... 详细信息

长寿命卫星热控涂层暴露在空间环境中,受到多种空间辐射效应的影响,会产生一定程度的退化。为准确掌握热控涂层在轨退化数据,文章设计了一种涂层试验器,基于能量平衡方程建立了测试热控涂层太阳吸收比的数学模型,并完成了地面标定试验。该装置具有结构简单和测试精度高的优点,为此开展了常用热控涂层空间搭载试验,获取涂层在轨退化数据,为卫星热控设计和热分析提供参考。

关键词：热控涂层退化涂层试验器标定试验

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轨道倾角对地球同步轨道通信卫星外热流影响分析

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航天器工程 2023年第5期32卷 78-84页

作者：金迪韩崇巍李匡迪乔心全杜卓林北京空间飞行器总体设计部空间热控技术北京市重点实验室北京100094

我国传统地球静止轨道(GEO)卫星外热流经验已不满足当前地球同步轨道(GSO)通信卫星热设计需求。为此,文章针对小倾角GSO卫星和倾斜地球同步轨道(IGSO)卫星开展姿态控制策略、轨道倾角及升交点赤经对卫星外热流的影响规律研究。分析结果... 详细信息

我国传统地球静止轨道(GEO)卫星外热流经验已不满足当前地球同步轨道(GSO)通信卫星热设计需求。为此,文章针对小倾角GSO卫星和倾斜地球同步轨道(IGSO)卫星开展姿态控制策略、轨道倾角及升交点赤经对卫星外热流的影响规律研究。分析结果表明:对于小倾角GSO卫星,姿态与轨道升交点赤经对南北面外热流有不容忽视的影响;对采用实时偏航控制的IGSO通信卫星,应关注太阳翼红外热流对卫星本体的影响。

关键词：地球同步轨道通信卫星轨道倾角升交点赤经偏航姿态外热流

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