太阳电池阵基板原子氧防护膜试验评价研究

对太阳电池阵基板用涂有有机硅／SiO2杂化涂层的Kapton膜进行的工程化应用试验评价研究进行了介绍。通过真空下材料的出气试验,对材料的总质量损失（TML）和可凝挥发物（CVCM）进行了测试。进行了温度冲击试验、粒子辐照试验,对涂层的环境耐受性进行了研究。通过原子氧试验,对带涂层薄膜的原子氧剥蚀率进行了研究。此外还对涂层薄膜进行了力学性能试验和粘接性能试验,对带涂层薄膜的拉伸强度、胶接剪切性能及与基板胶接后的剥离性能进行了测试。试验结果表明防护涂层满足工程应用的技术要求。     

环境工程在卫星研制生产中的应用

从环境工程的应用角度,分析了卫星产品研制生产中环境工程工作的现状和存在的问题,提出了环境工程在卫星研制生产中的应用模式。指出环境工程是一个复杂的系统工程,必须加强环境工程相关各方的通力合作,才能将环境工程工作落到实处,实现环境工程对卫星产品环境适应性的保障作用。     

临近空间环境及环境试验

从热力学结构、大气成分特征、大气电磁特性等方面介绍了临近空间环境参数,按照临近空间飞行器的平均密度、飞行速度、飞行高度介绍了临近空间飞行器的分类及特点。阐述了临近空间环境试验的方法,并对临近空间环境试验技术的发展提出了初步建议。     

航天器动力学试验评价技术

回顾了国内外航天器动力学试验评价技术的研究和应用,分析了国内航天器动力学试验存在的问题,阐述了复杂航天器的发展对于航天器动力学试验评价体系提出的新要求,重点分析了在评价内容、航天器环境、航天器环境模拟方法、航天器环境效应、测量与分析、评价方法及准则方面必须突破和解决的若干关键技术,展望了航天器动力学试验评价技术的发展前景。     

不同星箭分离方式下整星冲击环境特征分析

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。     

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

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。     

高超声速飞行器异型气膜孔无喷流热增量研究

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2.2 MW/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1.4 MW/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3.3 MW/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。     

复合材料太阳翼基板声学疲劳特性研究

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。     

航天器火工冲击载荷减缓设计及验证

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。     

电阻型传感器原子氧密度及环境效应探测技术

阐述了开展电阻型原子氧密度与环境效应飞行探测实验的必要性和重要性。在对各种方案进行了比较和选择的基础上,进行了锇膜探测器及银膜探测器关键技术研究和可行性试验验证。最后,对开展我国原子氧环境飞行探测实验研究提出了一些建议。