空间相机电控机箱的热设计及仿真分析

为了保证空间相机电控机箱在轨运行期间的工作温度满足使用要求,根据电控机箱的结构特点和导热路径,对电控机箱内部大功耗电子元器件进行了详细热控设计,解决了某些电子元器件发热量大、导热路径较长的问题。以某个典型元器件为例,进行了散热效果估算。最后应用有限元分析软件IDEAS-TMG建立了详细的电控机箱热分析有限元模型,根据电控机箱所处温度边界条件进行了稳态仿真分析,给出了电控机箱整体的热响应性能、印制线路板（PCB）及板上大功耗电子元器件的稳态温度分布云图,结果显示,PCB的温度为40.6～51.1℃,板上大功耗电子元器件的结温为46.3～62.5℃,均满足热控设计的指标要求。热分析结果表明电控机箱热设计合理可行,能够满足使用要求。     

超光谱成像仪狭缝热光谱特性的分析

介绍了在狭缝超光谱成像仪中的重要作用。推导出在温度水平变化时,狭缝宽度尺寸的变化对超光谱成像仪光谱带宽与信噪比的影响,得到了超光谱成像仪狭缝的热光谱特性。比较了两类常见狭缝的热光谱特性,得出热特征尺寸与其导热率乘积越小的狭缝热光谱特性也越好的结论。     

空间摄像机的热设计

根据空间摄像机的所处空间环境和结构特点,对其进行了热设计.采用被动热控措施进行热隔离和热疏导,充分利用了摄像机所搭载的卫星平台的热容；采用主动热控措施进行温差补偿,将温度拉平至热控指标范围之内.根据所采用的热控措施,针对空间摄像机进行了仿真分析,得到了满意的结果.     

空间光学遥感器遮光罩结构方案选择

利用有限元工程分析技术对空间光学遥感器的遮光罩结构方案进行了选择。应用MSC.Patran/Nastran软件对遮光罩进行了模态分析,应用TMG软件对遮光罩进行了热分析。根据模态分析和热分析的结果对遮光罩材料的铺层方式、遮光罩的结构形式和遮光罩的长度进行了优选。结果表明,[-45°/90°/45°/0°]s交叉对称铺层方式、一条轴向筋和1mm厚度、200mm长度的四棱台式遮光罩的结构方案是合理可行的。其结果为遮光罩的结构设计提供了必要的指导。     

空间相机热设计中的极端工况确定

针对具有多姿态变化特点的空间相机,提出了考虑太阳辐射的到达外热流和吸收外热流两种情况下的极端工况确定方法和计算流程。根据辐射学的基本理论,并结合相机的结构特点,推导出了相机外表面总太阳辐射流的计算公式;根据相机进出地影的情况和太阳常数分别建立了相应矩阵,并进行了有关矩阵的运算和变换;借助工具软件Matlab求解得到了投落到相机外表面的总太阳辐射外热流极值,并在此基础上确定出该相机的极端工况;将此工况输入到I-DEAS/TMG仿真环境中进行仿真分析,验证了此方法的正确性。该计算方法同样适用于其它类型的相机,具用通用价值。     

空间光学遥感器CCD焦面组件热设计

空间光学遥感器CCD焦面组件的热控工作旨在保证CCD器件所需温度水平和温度梯度,以满足遥感器高质量成像要求。分析了CCD焦面组件的工作模式与热控要求,遵循"被动热控为主,主动热控为辅"的热控制策略,提出了CCD焦面组件的热设计方法。在此基础上通过Sinda/G和TMG软件进行了计算机仿真,验证了热设计的正确性,对各类空间光学遥感器CCD焦面组件的热设计有一定的指导和借鉴作用。     

基于热光学技术的空间光学系统热设计

为了验证空间光学系统热设计的合理性,利用光-机-热集成的热光学分析技术论证了空间光学系统的热设计方案。首先,阐述了热光学技术的一般方法以及热光学技术与热设计的关系,同时根据空间光学遥感器所处的空间环境和结构特点,应用被动和主动热控技术对空间光学系统进行了热设计。然后,利用有限元方法对热控后的温度场和热弹性变形进行了分析,得出该温度载荷条件下光学元件表面的变形量及刚体位移量,利用Zemike多项式进行了波面拟合。最后,用CodeV光学设计软件计算了热载荷作用下光学系统的传递函数。结果表明,各种工况下全视场范围内光学系统分辨率为50lp时,传递函数均超过0．5,成像良好,能够满足光学设计指标,热设计方案合理可行。     

超光谱成像仪中棱镜的热光谱特性

为了确定超光谱成像仪热控指标和开展热设计,研究了超光谱成像仪中棱镜的热光谱特性。介绍了超光谱成像仪的工作原理以及热光谱特性的含义,分析了棱镜的环境热效应,论述了棱镜热光谱特性研究内容及技术路线,推导了温度变化时棱镜偏转角以及角色散的函数关系,进一步得到光谱中心平移及光谱带宽随温度变化规律。借助有限元分析,比较了K9、熔石英两种材料的棱镜的入射角、顶角、材料色散、光谱中心平移及光谱带宽随温度变化规律,确定了棱镜的热控指标,并设计了热光谱试验。理论分析和试验结果表明由于热变形引起的光谱带宽和光谱分辨率改变可以忽略不计,光谱平移主要由材料折射率温度系数决定;棱镜材料色散(dn/dλ)对温度变化不敏感,因此温度变化对其光谱带宽影响不明显;本文研究方法合理,结果可信,对确定棱镜的热控指标和优化热设计具有指导意义。     

联合变换相关器像移测量试验系统设计

为了测量卫星姿态不稳定或振动等原因引起的空间相机亚像元像移，设计了基于联合变换相关器的像移测量试验系统。阐述了该方法的数学原理，面阵CCD的安装位置以及输入图像序列的获取方法。根据相关参数确定了试验系统的傅里叶透镜结构和参数，最终设计了试验系统。应用线性插值和像元合并方法获得具有亚像元像移的图像果表明，像移测量的精度不随景物的内容而变化，测量得到的像移误差均方根值<0.2pixel。     

多层隔热材料飞行试验研究综述

考虑在低地球轨道中热控材料的性能变化直接影响航天器的温度,本文从3个方面研究了多层隔热组件的在轨性能变化。首先,介绍了地面模拟空间环境对热控材料的破坏试验;然后,重点对比分析了哈勃望远镜、长期暴露装置和国际空间站上多层隔热组件样本的试验数据,得到了相关的材料性能结果;最后,详细描述了哈勃望远镜维修用多层隔热组件面膜的地面筛选试验。通过对比在轨飞行数据和地面试验数据发现,影响近地轨道卫星多层隔热组件面膜寿命的首要因素是原子氧和温度循环的共同作用,紫外照射和带电粒子的影响相对较弱。该结论为地面加速试验的规划与修正和长寿命航天器的热设计提供了参考依据。