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基于主动气膜冷却的射流热防护技术仿真研究 预览
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作者 杨艳静 商圣飞 +1 位作者 王栋 《航天器环境工程》 2019年第5期428-433,共6页
现有的热防护手段,如大面积使用陶瓷复合材料、烧蚀防热等,难以满足先进高超声速飞行器的防热要求,限制了高超声速飞行器的发展。文章以飞行器头锥部位为研究对象,采用基于主动气膜冷却的射流热防护方法来降低高温部位的热流密度和温度... 现有的热防护手段,如大面积使用陶瓷复合材料、烧蚀防热等,难以满足先进高超声速飞行器的防热要求,限制了高超声速飞行器的发展。文章以飞行器头锥部位为研究对象,采用基于主动气膜冷却的射流热防护方法来降低高温部位的热流密度和温度,通过仿真分析研究该典型结构不同射流方案下的射流干扰流场热环境特点及规律。研究结果表明:单孔射流情况下,射流入口速度相同时,射流孔径越大,热流密度峰值越小,但需要的射流流量也越大;同样射流入口孔径时,扩张孔比直孔方案的热流密度小,而消耗射流流量基本相同。多微孔射流能将热流密度峰值降低50%以上,且在同样冷却效果时较单孔射流更节省流量。 展开更多
关键词 高超声速飞行器 主动热防护 射流冷却 仿真分析
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防溅射靶对离子推力器背溅射沉积污染的影响
2
作者 商圣飞 +2 位作者 姜利祥 蔡国飙 顾左 《航空动力学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2019年第5期1178-1184,共7页
针对目前对真空舱背溅射沉积污染的计算模型误差较大的问题,对地面实验中离子推力器的背溅射沉积污染效应开展了研究,提出了更精确的计算模型。由于Reynolds的模型对束流密度在轴向上误差较大,采用改进型的离子束流模型对偏离推力器80c... 针对目前对真空舱背溅射沉积污染的计算模型误差较大的问题,对地面实验中离子推力器的背溅射沉积污染效应开展了研究,提出了更精确的计算模型。由于Reynolds的模型对束流密度在轴向上误差较大,采用改进型的离子束流模型对偏离推力器80cm位置的真空舱背溅射沉积率做了计算,并与实验结果对比校验,结果吻合较好。用校验过的模型对光舱环境和防溅射靶环境的背溅射沉积效应开展研究,研究结果显示:光舱工况的返流沉积率为2.36×10-10 g/(cm2·s),安装防溅射分子屏的工况在推力器上的背溅射沉积率为2.51×10-11 g/(cm2·s),结果表明添加防溅射分子屏后背溅射沉积污染量可以降低近1个量级。 展开更多
关键词 离子推力器 羽流 背溅射沉积污染 石英微量天平 防溅射靶
一种适用于不同航天器电子产品的热循环试验的循环次数确定方法 预览 被引量:1
3
作者 纪欣言 +1 位作者 刘国青 王晶 《装备环境工程》 CAS 2018年第11期1-6,共6页
目的给不同航天器电子设备提供合适的常压热循环试验条件,使其在不同的循环次数和温度范围下获得相等的应力筛选,提出一种定制化的热循环次数的确定方法.方法基于热疲劳理论,分析典型航天器热致故障机理,并综合考虑航天器设计、材料、... 目的给不同航天器电子设备提供合适的常压热循环试验条件,使其在不同的循环次数和温度范围下获得相等的应力筛选,提出一种定制化的热循环次数的确定方法.方法基于热疲劳理论,分析典型航天器热致故障机理,并综合考虑航天器设计、材料、工艺的特点以及历史故障数据分布的影响,引入综合疲劳加速指数和故障沉淀率,形成航天器综合疲劳寿命等效等式.最后以某航天器典型电子设备为例,给出该方法所确定的试验条件.结果该方法能降低航天器欠试验或过试验的风险. 展开更多
关键词 热循环试验 热疲劳 试验条件
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高超声速飞行器异型气膜孔无喷流热增量研究 预览
4
作者 商圣飞 +3 位作者 杨艳静 姜利祥 安亦然 宋旭东 《装备环境工程》 CAS 2018年第11期12-16,共5页
目的获取高超声速飞行器气膜孔不喷流时的热负荷增量.方法通过计算流体力学(CFD)方法针对典型高超声速飞行器50km、飞行马赫数为15条件下的无开孔、有开孔气膜冷、有开孔无喷流3种工况开展壁面热流分布研究.结果无开孔的最大热流分布... 目的获取高超声速飞行器气膜孔不喷流时的热负荷增量.方法通过计算流体力学(CFD)方法针对典型高超声速飞行器50km、飞行马赫数为15条件下的无开孔、有开孔气膜冷、有开孔无喷流3种工况开展壁面热流分布研究.结果无开孔的最大热流分布在头部滞止点附近,约为2.2MW/m^2,有气膜冷却的工况热流最高值在侧面气膜孔没有覆盖到的部位,约为1.4MW/m^2,有异型孔但是不喷流的工况,热流密度最大值主要分布在开孔附近,最大值大于3.3MW/m^2.结论对于在高超声速飞行器表面开孔采用气膜冷却方式冷却时,如果由于某种原因气膜孔不喷流,那么在孔的附近乃至整个滞止区域附近的热流负荷将会大幅度升高. 展开更多
关键词 高超声速飞行器 气膜冷却 异型孔 热增量 CFD
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月壤原位成型技术工程适用性浅析 预览
5
作者 王志浩 刘宇明 +5 位作者 田东波 冯伟泉 裴一飞 白羽 马子良 《航天器环境工程》 2018年第3期298-306,共9页
月壤原位成型技术作为月球资源原位利用技术体系中的研究热点,是在月表制造建筑材料及实施月表基础设施建设的关键。文章基于国内外月壤原位成型技术发展现状,根据未来可能的月壤成型任务提出了5种月壤成型技术,分析了其各自涉及的成型... 月壤原位成型技术作为月球资源原位利用技术体系中的研究热点,是在月表制造建筑材料及实施月表基础设施建设的关键。文章基于国内外月壤原位成型技术发展现状,根据未来可能的月壤成型任务提出了5种月壤成型技术,分析了其各自涉及的成型体性能与任务需求的匹配性,成本及能耗约束,环境适应性以及成型工艺流程的可实现性等;梳理了形成了月壤原位成型领域的发展建议,对于后续月球资源探测和开发具有一定的借鉴和指导意义。 展开更多
关键词 空间资源利用 月壤原位成型 环境适用性 熔融成型 烧结成型
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高超声速飞行器主动气膜冷却热防护数值仿真研究 预览 被引量:2
6
作者 郭春海 张文武 +2 位作者 张敏捷 童靖宇 《航天器环境工程》 2017年第2期132-137,共6页
为研究高超声速飞行器头部全覆盖保护情况下的气动热分布特征,文章提出一种微孔射流的主动气膜热防护方案,并对射流微孔分布进行优化;通过数值求解N-S方程,得到高超声速飞行器头部的驻点压力及表面、附近温度分布。研究结果表明,... 为研究高超声速飞行器头部全覆盖保护情况下的气动热分布特征,文章提出一种微孔射流的主动气膜热防护方案,并对射流微孔分布进行优化;通过数值求解N-S方程,得到高超声速飞行器头部的驻点压力及表面、附近温度分布。研究结果表明,在主动气膜冷却热防护下,高超声速飞行器壁面温度可以降到1000K以下。该方案可为未来高超声速飞行器的外壳设计提供参考。 展开更多
关键词 高超声速 微孔射流 气膜冷却 数值模拟
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火星稀薄大气环境下的四旋翼无人机动力系统初步研究 预览
7
作者 刘洋洋 +4 位作者 唐振宇 赵华 任琼英 李昊 王俊峰 《航天器环境工程》 2017年第5期478-481,共4页
火星的低气压环境为飞机可能应用于火星探测创造了条件。四旋翼飞机具有结构简单、可靠性高、可空中悬停、可重复起降等众多优势,成为火星探测应用的研究方向之一。文章针对火星四旋翼无人机关键的动力系统,用二维CFD仿真软件建立了螺... 火星的低气压环境为飞机可能应用于火星探测创造了条件。四旋翼飞机具有结构简单、可靠性高、可空中悬停、可重复起降等众多优势,成为火星探测应用的研究方向之一。文章针对火星四旋翼无人机关键的动力系统,用二维CFD仿真软件建立了螺旋桨模型,仿真分析了桨叶倾角、转速和半径等因素对桨叶升力的影响,并进行了螺旋桨初步方案设计。针对方案还开展了稀薄大气环境下的试验,测试了螺旋桨的升力,获得了与仿真分析一致的结果。文章研究可为火星四旋翼无人机动力系统进一步细化设计提供参考。 展开更多
关键词 火星 四旋翼无人机 动力系统 初步研究
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不同星箭分离方式下整星冲击环境特征分析 预览
8
作者 杨艳静 +1 位作者 冯国松 韩晓健 《装备环境工程》 CAS 2017年第8期70-78,共9页
目的研究不同星箭分离方式下卫星的冲击环境特征。方法分析采用点源、线源和组合源火工装置完成星箭分离的卫星整星级冲击试验中不同位置测点加速度的实测值,研究其时域谱、频域谱和冲击响应谱特征,对不同星箭分离方式下整星冲击环境特... 目的研究不同星箭分离方式下卫星的冲击环境特征。方法分析采用点源、线源和组合源火工装置完成星箭分离的卫星整星级冲击试验中不同位置测点加速度的实测值,研究其时域谱、频域谱和冲击响应谱特征,对不同星箭分离方式下整星冲击环境特点进行总结。结果三种分离方式下单位长度冲击响应的衰减率均在60%~70%之间。从频谱特点上来说,点源引起的冲击响应频率成分最为丰富,线源和组合源的功率谱分布相对集中。结论不同星箭分离方式下整星的冲击环境有一定的区别,在进行卫星抗冲击设计时,应考虑分离方式的不同。 展开更多
关键词 火工冲击 星箭分离 卫星 响应特性
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整流罩有效负载填充效应变化规律及形成机理研究 预览
9
作者 郑玲 陈媛媛 +3 位作者 邓杰 方贵前 李晔 《振动工程学报》 CSCD 北大核心 2017年第5期738-746,共9页
针对有效负载填充导致的运载火箭整流罩内部局部声压级增大现象即填充效应问题,采用三明治夹芯板理论,建立了整流罩及负载的等效模型,利用FE-BEM和SEA法分别对运载火箭整流罩的低、高频段内声场特性进行了数值分析,研究了负载体积比和... 针对有效负载填充导致的运载火箭整流罩内部局部声压级增大现象即填充效应问题,采用三明治夹芯板理论,建立了整流罩及负载的等效模型,利用FE-BEM和SEA法分别对运载火箭整流罩的低、高频段内声场特性进行了数值分析,研究了负载体积比和负载形状对填充效应的影响,从模态频率的角度对填充效应的形成机理及变化规律进行了解析。仿真与试验结果表明:填充效应与声振耦合作用引起的声学模态频率偏移有关,低频偏移幅度比高频更大,低频填充效应更加明显;填充负载体积比直接影响模态偏移的幅度,填充效应随负载体积比的增大而增大。基于FE-BEM及SEA的数值计算方法为有效负载填充效应的预测提供了分析手段。 展开更多
关键词 整流罩 运载火箭 声压级 有效负载 填充效应
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航天器环境试验基线与剪裁技术:第三部分试验基线剪裁 预览 被引量:2
10
作者 张小达 +2 位作者 李晔 吴永亮 冯铁惠 《航天器环境工程》 2016年第4期354-358,共5页
文章介绍了航天器环境试验基线剪裁的原理、剪裁要求和剪裁流程,分析了航天器风险特点、试验基线剪裁的依据和对象,研究了剪裁总要求、对通用试验要求标准和对具体型号试验要求文件的剪裁、以及剪裁的风险,讨论了国外试验基线剪裁示例。
关键词 航天器 环境试验要求 试验基线 试验基线剪裁
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航天器环境试验基线与剪裁技术:第二部分 试验基线要素 预览
11
作者 吴永亮 张小达 +2 位作者 李晔 李春杨 《航天器环境工程》 2016年第3期235-239,共5页
此篇为系列文章的第二篇,介绍了航天器环境试验要求标准的内容,即试验基线要素,详细论述了试验原则、试验类型、试验目的、试验装配级、试验产品/试验件/试验模型、试验项目、环境条件、试验矩阵(狭义试验基线)、替代试验、准鉴定试验... 此篇为系列文章的第二篇,介绍了航天器环境试验要求标准的内容,即试验基线要素,详细论述了试验原则、试验类型、试验目的、试验装配级、试验产品/试验件/试验模型、试验项目、环境条件、试验矩阵(狭义试验基线)、替代试验、准鉴定试验/替代策略等内容.关于试验基线剪裁将在下一篇文章中讨论. 展开更多
关键词 航天器 环境试验要求 试验基线要素
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太阳电池月尘遮蔽模型分析及试验研究 预览 被引量:1
12
作者 马子良 王志浩 +7 位作者 白羽 姜海富 杨继运 田东波 沈自才 刘业楠 丁义刚 《航天器环境工程》 2016年第4期408-412,共5页
扬起的月尘颗粒沉积在月球探测器的太阳电池表面,可导致其性能下降。文章基于层叠遮挡理论,建立了一种月尘遮蔽光线透射的理论模型,利用该模型开展了模拟月尘颗粒形状与粒径对遮蔽效果影响的分析和计算,并与NASA的同类模型进行了对... 扬起的月尘颗粒沉积在月球探测器的太阳电池表面,可导致其性能下降。文章基于层叠遮挡理论,建立了一种月尘遮蔽光线透射的理论模型,利用该模型开展了模拟月尘颗粒形状与粒径对遮蔽效果影响的分析和计算,并与NASA的同类模型进行了对比分析。分析结果显示:2种模型给出的相对透过率随沉积月尘面密度的变化趋势相同,均呈指数型衰减关系;在随月尘形状、粒径、透过率的变化方面,2种模型存在差异。利用月尘沉积与吸附试验装置实施了模拟月尘沉积试验,验证了所建立模型的正确性,其预测准确度优于NASA模型。 展开更多
关键词 月尘 太阳电池 遮蔽模型 理论分析 试验研究
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航天器环境试验基线与剪裁技术:第一部分 试验基线由来 预览 被引量:2
13
作者 张小达 李晔 +2 位作者 吴永亮 冯铁惠 《航天器环境工程》 2016年第2期121-126,共6页
文章分析了试验验证在航天器研制寿命周期中的地位,阐述了型号试验基线及其文件的组成,讨论了航天器环境试验概念和试验要求标准的演化,给出了试验基线的定义和主要内容。
关键词 航天器 环境试验要求 试验基线 标准
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分子流态下翅片管式热沉传输几率计算分析 预览
14
作者 李春杨 杜春林 +4 位作者 孙玉玮 柳晓宁 王晶 许忠旭 《装备环境工程》 CAS 2016年第5期81-87,共7页
目的研究空间环境模拟器翅片管式热沉传输特性,为进一步开展真空等效性分析等研究工作奠定基础。方法根据热沉结构特点建立镜面反射气体输运通道模型,采用蒙特卡罗方法,对该模型的传输几率进行分析计算,并建立验证模型,对计算结果进行... 目的研究空间环境模拟器翅片管式热沉传输特性,为进一步开展真空等效性分析等研究工作奠定基础。方法根据热沉结构特点建立镜面反射气体输运通道模型,采用蒙特卡罗方法,对该模型的传输几率进行分析计算,并建立验证模型,对计算结果进行验证。结果对于所选择的翅片管式热沉,其平面阵列的传输几率为0.030 116 4,柱面阵列的传输几率为0.017 988 6。结论蒙特卡罗方法可以用于计算一定结构的翅片管式热沉的传输几率。通过传输几率的计算,可以将热沉等效为具有相应传输几率的可透射平面,从而在保证模拟精度的同时大大简化模拟计算强度,提高计算效率。 展开更多
关键词 空间环境模拟器 热沉 分子流 传输几率
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复合材料太阳翼基板声学疲劳特性研究 预览
15
作者 郑玲 张巍 +3 位作者 曾杰 李晔 杨江 《装备环境工程》 CAS 2016年第5期41-47,共7页
研究航天器在声激励下的疲劳行为及其演变规律,对证航天器的运行安全。针对碳纤维蒙皮-铝蜂窝的太阳翼基板声致疲劳问题,使用耦合FE/BEM方法,建立航天器太阳翼基板的数值分析模型,以声学试验结果为依据,对仿真模型进行验证。噪声激励持... 研究航天器在声激励下的疲劳行为及其演变规律,对证航天器的运行安全。针对碳纤维蒙皮-铝蜂窝的太阳翼基板声致疲劳问题,使用耦合FE/BEM方法,建立航天器太阳翼基板的数值分析模型,以声学试验结果为依据,对仿真模型进行验证。噪声激励持续作用60 s后,损伤率分布呈沿结构长轴对称状态,疲劳危险点处最大损伤率D=0.0232,太阳翼基板未出现疲劳破坏,最短疲劳寿命T=2.58×103s。太阳翼基板中心区域为结构设计薄弱处,该区域在多阶模态下的应力水平较高,疲劳寿命较短,极易导致疲劳破坏。 展开更多
关键词 噪声激励 FE/BEM 混响 声学响应 疲劳寿命
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高声强声场模拟装置设计与声试验1/3倍频程控制技术研究 预览
16
作者 刘大志 朱子宏 +2 位作者 张俊刚 晏廷飞 《航天器环境工程》 2016年第3期312-315,共4页
为了提高混响室声场模拟能力,北京卫星环境工程研究所自研一套高声强声场模拟试验设备.文章介绍了该设备的行波管发声系统设计和消声降噪处理过程-行波终端设计以及声试验控制仪器的原理.经过调试试验验证,测量结果满足声压级165 dB 行... 为了提高混响室声场模拟能力,北京卫星环境工程研究所自研一套高声强声场模拟试验设备.文章介绍了该设备的行波管发声系统设计和消声降噪处理过程-行波终端设计以及声试验控制仪器的原理.经过调试试验验证,测量结果满足声压级165 dB 行波声场的要求,行波管试验段性能良好,达到167.9 dB,消声道出口噪声能够满足环境模拟需求. 展开更多
关键词 高声强声场 行波管 1/3倍频程 消声降噪
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高超声速三维热化学非平衡流场的数值计算对比研究 预览 被引量:1
17
作者 张敏捷 《航天器环境工程》 2016年第1期35-41,共7页
文章选取国内外典型的高超声速绕流实验,对比研究了不同化学反应模型(Dunn-Kang 模型、Park85模型、Park93 模型、Park2001 模型、Gupta 模型)对高超流动计算结果的影响.重点采用Park 双温度模型开展热化学非平衡效应的模拟研究,并同... 文章选取国内外典型的高超声速绕流实验,对比研究了不同化学反应模型(Dunn-Kang 模型、Park85模型、Park93 模型、Park2001 模型、Gupta 模型)对高超流动计算结果的影响.重点采用Park 双温度模型开展热化学非平衡效应的模拟研究,并同时与5 组元单温度模型的计算结果进行了对比.研究表明:Park85-7 组元双温度模型与实验结果吻合最好,结果最为可靠;而Park85-5 组元单温度模型更适用于工程计算. 展开更多
关键词 高超声速绕流 热化学非平衡 计算流体力学
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高超声速飞行器主动式气膜冷却防热技术研究 预览 被引量:7
18
作者 张敏捷 +4 位作者 童靖宇 李海波 朱云飞 杨艳静 崔丽娟 《装备环境工程》 CAS 2015年第3期1-7,共7页
目的针对未来高超声速飞行器(飞行速度20 Ma),提出一种主动式气膜冷却防热技术,并计算验证其有效性。方法通过求解三维N-S方程组,采用PARK-1的5组分(N2,O2,N,O,NO)17方程有限速率化学反应模型,考虑了真实气体效应;针对典型的钝头体... 目的针对未来高超声速飞行器(飞行速度20 Ma),提出一种主动式气膜冷却防热技术,并计算验证其有效性。方法通过求解三维N-S方程组,采用PARK-1的5组分(N2,O2,N,O,NO)17方程有限速率化学反应模型,考虑了真实气体效应;针对典型的钝头体外形,在头部驻点处构造单个气膜冷却微孔,向外喷射冷却气体,计算了飞行马赫数为20、高度在30 km以下的气膜冷却效率。结果与无气膜冷却相比,有气膜冷却时,气膜孔附近等温壁面(300 K)热流密度的最高降幅约90%,冷却气体有效覆盖面积可达到约孔出口面积的10倍。结论气膜冷却在未来高超声速飞行器防热中具有广阔的应用前景。 展开更多
关键词 高超声速飞行器 热环境 气膜冷却 计算流体力学
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航天器火工冲击载荷减缓设计及验证 预览 被引量:4
19
作者 张欢 刘海平 +2 位作者 刘天雄 张庆明 《装备环境工程》 CAS 2015年第3期34-41,共8页
目的研究航天器火工冲击缓冲方案,降低火工冲击对航天器上设备的影响。方法根据火工冲击环境防护设计原则设计3种系统级缓冲方案,由NASTRAN软件进行响应预示,用星箭分离局部结构解锁分离试验数据进行验证及模型修正。结果在星箭连接界... 目的研究航天器火工冲击缓冲方案,降低火工冲击对航天器上设备的影响。方法根据火工冲击环境防护设计原则设计3种系统级缓冲方案,由NASTRAN软件进行响应预示,用星箭分离局部结构解锁分离试验数据进行验证及模型修正。结果在星箭连接界面增加间断面的加速度响应最大衰减量为62%,增加复杂构型结构的加速度响应最大衰减量为82%,采用冲击隔离的加速度响应最大衰减量为60%。结论在星箭连接界面增加间断面、复杂构型结构或减小星箭界面接触面积均有一定的缓冲效果,系统缓冲设计时应综合考虑质量、结构连接刚度、缓冲效果、卫星状态、运载火箭状态约束等条件。冲击响应预示计算结果与试验结果基本吻合(在±6 d B内),表明这种预示方法能够较准确预示某卫星结构火工冲击响应。 展开更多
关键词 火工冲击环境防护 有限元分析 航天器 缓冲方案
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继往开来,开拓创新,努力打造国际一流的航天器AIT中心 预览 被引量:1
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作者 刘国青 +5 位作者 易旺民 闫荣鑫 陈金明 杨林华 冯咬齐 齐燕文 《航天器环境工程》 2015年第2期135-146,共12页
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... 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。 展开更多
关键词 航天器总装 总装专业测试 航天器环境试验技术 真空热环境试验 空间光学及光学特殊试验 动力学环境试验 磁环境试验 综述
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