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出舱活动手部温控设计分析与验证
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作者 尚坤 刘秀斌 +3 位作者 王海亮 周毕云 贾蕊溪 朱晔 《航天医学与医学工程》 2025年第2期183-188,共6页
在长时间舱外活动中,航天员曾多次出现手、足等肢体远端部位偏冷的局部不舒适问题,主要原因是设计航天服手套时,考虑到最大限度提升操作灵活性,在局部区域减少了被动热防护结构的配置,局部热防护不足,容易导致手部在长时间的冷环境中代... 在长时间舱外活动中,航天员曾多次出现手、足等肢体远端部位偏冷的局部不舒适问题,主要原因是设计航天服手套时,考虑到最大限度提升操作灵活性,在局部区域减少了被动热防护结构的配置,局部热防护不足,容易导致手部在长时间的冷环境中代谢产热散失快而出现冷应激。因此,有必要针对出舱活动中航天员手部的热舒适性需求开展温控技术研究,通过有效的主动温控措施,扩展航天员出舱活动手部作业对低温工作环境的适应范围,提升手部热舒适性,保障手部作业能力,避免因过冷超出医学要求范围而影响出舱任务。本文结合人手的代谢产热,深入分析舱外手套温控需求,开展电加热结构布局方案设计,通过搭建舱外手套热仿真模型,评估舱外手套电热系统方案的可行性。通过开展试验样机真空热试验对比,实现舱外手套电热模块温度控制的全面验证,结果表明温控系统设计具有可行性和有效性。 展开更多
关键词 出舱活动 热舒适 手部 温控 航天服手套
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航天器信标装置设计与抗冲击仿真分析
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作者 罗仁烜 王宸 《载人航天》 北大核心 2025年第1期111-117,共7页
为了应对航天器意外陨落时的数据损坏问题,提出一种航天器意外陨落数据记录与搜救装置(简称信标),采用理论建模与仿真分析的方法对信标抗冲击性进行研究。首先,设计信标装置构型,选择铝合金、钛合金等材料构建信标多层缓冲吸能结构;然后... 为了应对航天器意外陨落时的数据损坏问题,提出一种航天器意外陨落数据记录与搜救装置(简称信标),采用理论建模与仿真分析的方法对信标抗冲击性进行研究。首先,设计信标装置构型,选择铝合金、钛合金等材料构建信标多层缓冲吸能结构;然后,优化仿真以节省时间,根据所得信标参数设计缓冲气囊;最后,进行无气囊、有气囊2种工况下的0°和10°着陆角坠落冲击有限元仿真。仿真结果表明:信标构型设计合理,缓冲吸能结构能有效降低所受冲击,信标零部件所受应力等参数均小于其极限值;气囊能起到缓冲作用,使信标所受应力显著降低;信标坠落时的偏角变大会增加坠落方向上的应力分量、加速度分量、位移、速度分量等相关参数。验证并完善了信标装置在坠落抗冲击的可行性,可为航天器返回时的安全与防护提供参考。 展开更多
关键词 航天器信标装置 抗冲击 有限元仿真 坠落回收模拟
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航天器波纹防护屏高速撞击实验研究 被引量:8
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作者 张伟 庞宝君 +1 位作者 张泽华 马文来 《宇航学报》 EI CSCD 北大核心 2000年第1期79-84,共6页
微流量及空间碎片的高速撞击威胁着航天器的安全运行 ,导致其严重的损伤和灾难性的失效。本文给出和分析了柱状弹丸高速撞击铝合金波纹防护屏 Whipple防护实验研究的结果。结果表明 :波纹防护屏具有分散不同入射角弹丸高速撞击所产生碎... 微流量及空间碎片的高速撞击威胁着航天器的安全运行 ,导致其严重的损伤和灾难性的失效。本文给出和分析了柱状弹丸高速撞击铝合金波纹防护屏 Whipple防护实验研究的结果。结果表明 :波纹防护屏具有分散不同入射角弹丸高速撞击所产生碎片云损伤能量的特性 ,并能降低弹丸滑弹碎片对航天器外部结构和子系统的损伤 ,该防护结构的防护性能优于铝合金板防护屏 Whipple防护。 展开更多
关键词 航天器 Whipple防护 波纹防护屏 高速撞击 实验
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X-37B轨道试验飞行器可重复使用热防护系统综述 被引量:11
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作者 周志勇 马彬 +3 位作者 张萃 韩修柱 刘峰 董彦芝 《航天器工程》 北大核心 2016年第4期95-101,共7页
热防护系统是可重复使用航天器的核心部分,X-37B轨道试验飞行器的成功试飞,突破了可重复使用热防护系统的技术瓶颈。文章对X-37B热防护系统进行了介绍,对鼻锥、机翼前缘、机体迎风面及背风面等部位热防护材料的技术方案、性能参数、制... 热防护系统是可重复使用航天器的核心部分,X-37B轨道试验飞行器的成功试飞,突破了可重复使用热防护系统的技术瓶颈。文章对X-37B热防护系统进行了介绍,对鼻锥、机翼前缘、机体迎风面及背风面等部位热防护材料的技术方案、性能参数、制备方式及验证情况进行了概括,同时,总结了X-37B热防护系统的设计经验,可为我国可重复使用航天器热防护系统设计及研究工作提供参考。 展开更多
关键词 X-37B轨道试验飞行器 可重复使用 热防护系统 材料
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微小卫星单粒子闩锁防护技术研究 被引量:11
5
作者 张昊 王新升 +2 位作者 李博 周开兴 陈德祥 《红外与激光工程》 EI CSCD 北大核心 2015年第5期1444-1449,共6页
对于在轨微小卫星而言,单粒子闩锁(Single Event Latchup,SEL)是最具破坏性的单粒子效应之一,其后果轻则损坏器件,重则使在轨卫星失效。首先介绍了SEL发生机理,分析并总结现有抗SEL的关键技术。其次提出了空间单粒子闩锁防护措施并设计... 对于在轨微小卫星而言,单粒子闩锁(Single Event Latchup,SEL)是最具破坏性的单粒子效应之一,其后果轻则损坏器件,重则使在轨卫星失效。首先介绍了SEL发生机理,分析并总结现有抗SEL的关键技术。其次提出了空间单粒子闩锁防护措施并设计了一种可恢复式抗SEL电源接口电路,实现对卫星星上设备的防闩锁及过流保护。最后利用脉冲激光模拟单粒子效应技术对具有飞行经验的芯片进行实验测试。实验结果表明,该电路能够准确地检测SEL的发生,有效解除SEL效应,保证系统运行稳定可靠。 展开更多
关键词 微小卫星 单粒子闩锁 过流保护 可恢复式 脉冲激光
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航天器空间碎片超高速撞击防护的若干问题 被引量:16
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作者 龚自正 杨继运 +3 位作者 张文兵 童靖宇 向树红 庞贺伟 《航天器环境工程》 2007年第3期125-130,5,共6页
空间碎片对航天器的超高速撞击损伤已受到国内外的普遍重视,如何使在轨航天器对空间碎片进行有效防护是航天器长寿命、高可靠安全运行的重要保障。文章概述了空间碎片环境现状、空间碎片超高速撞击危害以及国内外空间碎片防护的研究现... 空间碎片对航天器的超高速撞击损伤已受到国内外的普遍重视,如何使在轨航天器对空间碎片进行有效防护是航天器长寿命、高可靠安全运行的重要保障。文章概述了空间碎片环境现状、空间碎片超高速撞击危害以及国内外空间碎片防护的研究现状和趋势。重点介绍了航天器常用的Whipple防护结构及其各种衍生结构的防护性能和弹道极限方程(BLE),评述了这些防护结构防护性能的优缺点。 展开更多
关键词 空间碎片 超高速撞击 防护结构 弹道极限方程
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Novel insights into flow mechanics in ablative thermal protection systems
7
作者 Hu REN 《Chinese Journal of Aeronautics》 2025年第10期288-289,共2页
1.Introduction to ablative TPS The Mars 2020 mission underscored the critical role of ablative Thermal Protection Systems(TPS)during atmospheric entry,where spacecraft encounter extreme aerodynamic heating.Established... 1.Introduction to ablative TPS The Mars 2020 mission underscored the critical role of ablative Thermal Protection Systems(TPS)during atmospheric entry,where spacecraft encounter extreme aerodynamic heating.Established in the mid-20th century,blunt body theories led to the creation of ablative heat shields that effectively manage thermal loads through thermo-chemo-mechanical decomposition.This paper revisits the development and application of ablative TPS materials,which are single-mission solutions capable of withstanding entry velocities surpassing 10 km/s. 展开更多
关键词 ablative thermal protection systems tps extreme aerodynamic heatingestablished body theories ablative tps Mars mission manage thermal loads atmospheric entrywhere ablative thermal protection systems
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刚性陶瓷隔热瓦研究状况及启示 被引量:10
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作者 裴雨辰 李文静 +1 位作者 张凡 刘斌 《飞航导弹》 北大核心 2012年第3期93-96,共4页
刚性陶瓷隔热瓦是高超声速飞行器的潜在热防护材料之一。介绍和分析了美国刚性陶瓷隔热瓦的发展历程、应用相关技术以及在X系列飞行器上的应用,对其在高超声速热防护技术方面的借鉴作用进行思考。
关键词 刚性陶瓷隔热瓦 高超声速 热防护
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航天飞行器热防护系统技术综述 被引量:14
9
作者 李崇俊 闫联生 崔红 《高科技纤维与应用》 CAS 2014年第1期19-25,35,共8页
综述表明,C/C和C/SiC复合材料是宇宙输送系统飞行器前端部位热防护系统的最佳材料选择,多层抗氧化涂层、超高温陶瓷(UHTC)涂层、UHTC基体改性是提高其高温长期使用的有效途径。指出多层UHTC涂层、纳米级UHTC颗粒、火花等离子浇结(SPS)... 综述表明,C/C和C/SiC复合材料是宇宙输送系统飞行器前端部位热防护系统的最佳材料选择,多层抗氧化涂层、超高温陶瓷(UHTC)涂层、UHTC基体改性是提高其高温长期使用的有效途径。指出多层UHTC涂层、纳米级UHTC颗粒、火花等离子浇结(SPS)及碳气凝胶填充碳泡沫新型热防护结构等在高温热防护材料方面已显现出实际应用方向。 展开更多
关键词 碳纤维 SiC基体 热防护系统 超高温陶瓷 碳气凝胶 涂层
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爆炸分离装置中保护罩安全性能分析 被引量:13
10
作者 陈荣 卢芳云 +2 位作者 王瑞峰 阳志光 吕钢 《导弹与航天运载技术》 北大核心 2007年第4期13-16,共4页
运用冲击动力学理论,对爆炸分离装置中保护罩结构断裂现象进行理论分析;建立爆炸分离过程的物理模型,分析保护罩内侧裂纹产生机理;导出了保护罩壳体安全系数η的解析表达式。同时,根据量纲分析得到相同的结论。并分析了各个参量对保护... 运用冲击动力学理论,对爆炸分离装置中保护罩结构断裂现象进行理论分析;建立爆炸分离过程的物理模型,分析保护罩内侧裂纹产生机理;导出了保护罩壳体安全系数η的解析表达式。同时,根据量纲分析得到相同的结论。并分析了各个参量对保护罩安全性的影响权重。分析表明提高壳体材料的强度极限和失效应变有利于提高保护罩壳体的安全性。 展开更多
关键词 爆炸分离 破坏机理 保护罩
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卫星热真空试验微波开关分子污染防护研究 被引量:5
11
作者 张洪波 刘天雄 李长江 《航天器工程》 2011年第5期125-130,共6页
某型号系列卫星在整星热真空试验中,微波开关因分子污染出现了输出功率下降的异常现象。文章对污染物成分与真空状态运动机理进行了分析,提出了阻断污染物分子传输途径的主动防护措施和阻止污染分子冷凝的被动防护措施,并通过某卫星热... 某型号系列卫星在整星热真空试验中,微波开关因分子污染出现了输出功率下降的异常现象。文章对污染物成分与真空状态运动机理进行了分析,提出了阻断污染物分子传输途径的主动防护措施和阻止污染分子冷凝的被动防护措施,并通过某卫星热真空试验进行了验证。试验结果表明,防护措施有效地减少了进入开关内部的污染量,确保了开关在整个热试验过程中的安全。 展开更多
关键词 卫星 微波开关 热真空试验 分子污染 防护措施
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充气式再入柔性热防护系统热流及结构研究 被引量:11
12
作者 黄明星 王伟志 《航天器工程》 北大核心 2016年第1期52-59,共8页
建立了充气式再入返回航天器的展开模型,用工程算法对整个再入过程的外热流和温度进行了估算。根据再入过程的外热流和温度条件,参考"充气再入飞行器试验"(Inflatable Reentry Vehicle Experiment,IRVE)典型热防护材料和结构... 建立了充气式再入返回航天器的展开模型,用工程算法对整个再入过程的外热流和温度进行了估算。根据再入过程的外热流和温度条件,参考"充气再入飞行器试验"(Inflatable Reentry Vehicle Experiment,IRVE)典型热防护材料和结构设计,建立了柔性热防护系统结构模型及传热模型,通过ANSYS有限元方法计算出柔性热防护系统各功能层再入过程中的温度响应。文章从功能层材料、功能层铺层顺序和复合功能层三方面,初步分析比较了各种方案的充气式再入柔性热防护系统的防热效果,可为充气式再入返回柔性热防护系统的设计分析提供参考。 展开更多
关键词 充气再入 有限元 热防护 航天返回
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返回器防热层在轨测温的热电偶地面标定新方法 被引量:2
13
作者 陈丽平 顾征 +4 位作者 王彤 吴建强 邓湘金 邹昕 薛博 《航天器工程》 北大核心 2016年第3期123-128,共6页
针对返回式航天器防热层在轨测温的微型铠装热电偶利用传统标定方法不能进行标定的问题,文章设计了一种适用于改进微型铠装热电偶的新地面标定方法,该方法包括试验系统、试验过程和数据处理等主要组成部分,通过地面标定试验测试和在轨验... 针对返回式航天器防热层在轨测温的微型铠装热电偶利用传统标定方法不能进行标定的问题,文章设计了一种适用于改进微型铠装热电偶的新地面标定方法,该方法包括试验系统、试验过程和数据处理等主要组成部分,通过地面标定试验测试和在轨验证,证明了该方法的有效性,可为防热层测温的铠装热电偶的地面标定提供参考。 展开更多
关键词 航天器 防热层 在轨测温 铠装热电偶 标定方法
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质子和电子辐照下防静电热控涂层的性能退化 被引量:1
14
作者 赵春晴 丁义刚 +1 位作者 刘宇明 沈自才 《高电压技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2016年第5期1442-1448,共7页
热控涂层表面镀氧化铟锡(indium tin-oxide,ITO)膜是抑制航天器表面充放电的有效措施,但空间辐射环境总剂量效应可能会使镀ITO膜防静电热控涂层的导电性能发生退化,从而引发充放电效应。为此,以2种典型防静电热控涂层(ITO/Kapton/Al、IT... 热控涂层表面镀氧化铟锡(indium tin-oxide,ITO)膜是抑制航天器表面充放电的有效措施,但空间辐射环境总剂量效应可能会使镀ITO膜防静电热控涂层的导电性能发生退化,从而引发充放电效应。为此,以2种典型防静电热控涂层(ITO/Kapton/Al、ITO/OSR/Ag)为研究对象,研究了地球同步轨道(GEO)低能质子和电子辐射环境对防静电热控涂层表面电阻率的影响。试验参数采用剂量-深度分布模拟方法确定,试验数据采用表面电阻率原位测量方法获得。试验结果表明,质子和电子辐照下2种防静电热控涂层的表面电阻率均呈指数衰减趋势,且电子辐照下材料性能变化趋势更为明显。扫描电镜(SEM)分析表明,ITO/OSR/Ag辐照后表面损伤较小,而ITO/Kapton/Al辐照后表面出现细小的裂纹。X射线光电子能谱(XPS)分析表明,质子、电子辐照后涂层表面氧空位型缺陷以及Sn4+离子增多可能是导致防静电热控涂层表面导电性能增强的原因。该研究工作验证了空间带电粒子辐射环境对镀ITO膜防静电热控涂层的导电性能没有严重影响,为地球同步轨道长寿命型号大量使用镀ITO膜防静电热控涂层提供支持。 展开更多
关键词 电子辐照 质子辐照 ITO膜 热控涂层 防静电 表面电阻率 原位测试
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保护罩破坏机理的分析及改进设计 被引量:6
15
作者 王瑞峰 卢芳云 +1 位作者 阳志光 吕钢 《导弹与航天运载技术》 北大核心 2007年第4期17-20,共4页
为了研究分离装置中保护罩内部破坏原因,针对一种保护罩结构,应用应力波在介质中传播的理论,对保护罩内部破坏机理进行分析。理论分析结果与试验结果一致。同时利用有限元程序LS-DYNA对保护罩破坏过程进行数值模拟,得到与理论分析和试... 为了研究分离装置中保护罩内部破坏原因,针对一种保护罩结构,应用应力波在介质中传播的理论,对保护罩内部破坏机理进行分析。理论分析结果与试验结果一致。同时利用有限元程序LS-DYNA对保护罩破坏过程进行数值模拟,得到与理论分析和试验结果相吻合的结果。最后,根据理论分析结果,提出一种保护罩改进设计方案,并通过数值模拟说明改进设计方案是合理的。 展开更多
关键词 爆炸分离 破坏机理 应力波 保护罩
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某型囊式抗荷服热性能分析 被引量:1
16
作者 邱义芬 李艳杰 任兆生 《北京航空航天大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2009年第9期1035-1038,共4页
为了研究某型抗荷服在不同环境条件下的热防护性能,在分析抗荷服传热传质特点的基础上对该服装的不同节段分别建立不同的服装传热模型,再将人体热调节模型和服装模型结合起来模拟不同环境条件下人体着装的动态仿真,得到人体各节段皮肤... 为了研究某型抗荷服在不同环境条件下的热防护性能,在分析抗荷服传热传质特点的基础上对该服装的不同节段分别建立不同的服装传热模型,再将人体热调节模型和服装模型结合起来模拟不同环境条件下人体着装的动态仿真,得到人体各节段皮肤温度、人体平均温度、核心温度以及出汗量等,计算出飞行员综合热应激指数,并进行实验验证.最后利用所建模型分析服装热阻及透湿指数对人体热负荷的影响. 展开更多
关键词 抗荷服 热阻 透湿指数 人体平均皮肤温度 核心温度 综合热应激指数
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重复运载器金属热防护系统的述评 被引量:31
17
作者 夏德顺 《导弹与航天运载技术》 北大核心 2002年第2期21-26,共6页
金属热防护系统 ( TPS)是美国研制重复使用运载器 ( RLV)的关键技术之一 ,与航天飞机轨道器的陶瓷防热瓦相比 ,该系统具有绝热有效 ,重量轻 ,方法简单 ,容易安装和替换等特点。本文介绍了这种防热系统的特点、结构 。
关键词 防热结构 重复使用 运载器 金属防热瓦 TPS 飞行测试
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统一热管理的疏导式防热系统概念研究 被引量:5
18
作者 吴国庭 《航天器工程》 2009年第4期13-19,共7页
对各种防热、热控机理基本规律进行了梳理和研究,认为要进一步提高系统性能,需要进行结构、防热、热控一体化设计。基于这种设计思想,提出了一种将航天器防热、热控和结构相结合的"统一热管理的疏导式防热系统",在传统防热机... 对各种防热、热控机理基本规律进行了梳理和研究,认为要进一步提高系统性能,需要进行结构、防热、热控一体化设计。基于这种设计思想,提出了一种将航天器防热、热控和结构相结合的"统一热管理的疏导式防热系统",在传统防热机制的基础上,加入原先主要用于热控的各种热传输机制,进行防热、热控和结构等子系统间热的统一管理。应用这种系统,可提高防热效果,减轻飞行器的结构重量,减轻高热流区材料与结构的耐温负担,有可能实现长时间、超高速大气层机动飞行器的前缘尖化,还可使整个防热层趋于等温,易于热控处理,减小结构热应力。文章还分析了疏导式防热系统的应用前景,并针对几种典型的航天器(尖鼻锥和尖翼前缘的高超声速巡航飞行器、返回式航天器和载人飞船)提出若干适用的疏导式防热系统的方案设想。 展开更多
关键词 航天器 防热 热控制 热疏导 热管理
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低地轨道环境电推力器羽流效应模拟及卫星防护研究
19
作者 刘斯盛 冯铭 +3 位作者 齐鑫 杜嘉余 张涛 马彦昭 《武汉大学学报(工学版)》 北大核心 2025年第3期453-459,共7页
卫星电推力器产生的等离子羽流存在回流现象,这会引起航天器本体与周边环境的相互作用,对卫星运行产生不良影响。通过仿真方法,分析了搭载双霍尔推力器后羽流对卫星太阳能电池板的影响,研究了在霍尔推力器喷口处加装保护装置的防护效果... 卫星电推力器产生的等离子羽流存在回流现象,这会引起航天器本体与周边环境的相互作用,对卫星运行产生不良影响。通过仿真方法,分析了搭载双霍尔推力器后羽流对卫星太阳能电池板的影响,研究了在霍尔推力器喷口处加装保护装置的防护效果,并对装置参数进行优化。结果表明,羽流粒子对太阳能电池板表面的充放电效果影响相对较小,而保护装置能有效降低Xe+对太阳能电池板的沉积和溅射侵蚀。 展开更多
关键词 霍尔推力器 侵蚀溅射 污染物沉积 羽流防护 卫星充放电
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降落伞伞包载荷分析计算 被引量:5
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作者 林斌 《航天返回与遥感》 2005年第1期14-17,共4页
文章介绍了一种典型的倒拉式回收降落伞伞包的受力情况分析和计算方法。该方法通过取用某一型号伞包设计参数进行计算 ,所得结果与实际情况比较符合。
关键词 回收 降落伞 伞包
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