高分辨率空间相机精密热控设计及验证

基于波像差分配理论,提出了某高分辨率空间相机的热控指标.在分析相机空间外热流环境的基础上,进行了热控方案设计,并利用热分析软件进行了高低温工况下的瞬态热分析.结合热平衡试验验证了热设计的有效性和正确性.     

热控涂层光学性能退化模型研究

在实验研究成果的基础上,给出了热控涂层在空间辐照作用下的退化模型,接着用渐变折射率的概念对复折射率材料热控涂层的光学性能进行了分析,得到了退化前后热控涂层光学性能变化的表达式,最后对热控涂层光学性能退化模型的应用进行了探讨. 关键词： 热控涂层 渐变折射率 辐照 退化     

一种应用在航天回路热控系统上的二氧化碳两相冷凝器防冻设计的数值模拟

在航天回路热控系统的设计过程中,由于涉及到复杂的太空热流环境,以及真空,微重力等因素,仅仅依靠地面试验,有时难以真实模拟太空环境,此时就需要利用数值模拟的方法为设计提供参考依据.本文介绍了利用SINDA/FLUINT模拟的方法,对一种应用在主动式热控回路上的冷凝器进行流向择优设计和散热分析,得出对这种冷凝器/辐射器防冻的较优方法.     

空间光学遥感器热设计

为了保证空间光学遥感器所需温度条件,本着被动热控为主、主动热控为辅的原则对其进行了热设计.首先,分析了遥感器在轨工作模式,建立了遥感器外热流计算模型,根据遥感器各面外热流变化,确定了3个极端工况.然后,以对日低温工况热设计为主对遥感器进行了热设计.最后,对热设计进行了热仿真分析和热试验验证.结果表明:镜组温度水平可控制...     

超光谱成像仪红外系统热控技术研究

介绍了超光谱成像仪红外系统的应用价值,总结了红外系统在光学元件、焦平面器件、光机结构等不同部分的热控需求。通过主动热控与被动热控的比较,阐述了超光谱成像仪红外系统热控策略,并且归纳了适合其要求的热控技术。其中针对红外系统焦平面热控,对辐射制冷和机械制冷进行了比较,并简要介绍了斯特林制冷机。最后总结了目前超光谱成像仪红外系统热控的关键问题。     

热智能材料及其在空间热控中的应用

空间技术等高新领域对智能高效的热控制技术的需求日益提高,而实现智能热控制技术的关键是要实现材料的热物性智能调控,于是热导率可响应外场变化的热智能材料成为了研究的焦点.本文梳理了热智能材料的最新研究进展,从调控机理、调控幅度、应用价值等角度出发,介绍了纳米颗粒悬浮液、相变材料、软物质材料、受电化学调控的层状材料和受特定外场调控的材料等不同种类热智能材料的研究现状,以及以热智能材料为基础的智能热控部件在空间技术等领域的应用.最后,本文对热智能材料未来的研究方向进行了探讨.     

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.     

航天相机主动热控测试系统设计

为了检测航天相机主动热控系统的功能、性能及可靠性,设计了主动热控仿真测试系统。依据传热学基本定律、航天器轨道理论和热控策略,给出了计算航天相机温度场的热网络数学模型,使主动热控系统能在模拟的空间热环境中连续工作,实现了对主动热控系统的闭环仿真测试。采用两个数字电位器相串联的方法模拟温度传感器的走势,得到的最大阻值为100 kΩ,精度达到10Ω,符合设计中对总电阻和电阻变化率的需求,实现了对主动热控系统的功能、性能以及可靠性的仿真测试。     

航天相机主动热控测试系统设计

为了检测航天相机主动热控系统的功能、性能及可靠性,设计了主动热控仿真测试系统。依据传热学基本定律、航天器轨道理论和热控策略,给出了计算航天相机温度场的热网络数学模型,使主动热控系统能在模拟的空间热环境中连续工作,实现了对主动热控系统的闭环仿真测试。采用两个数字电位器相串联的方法模拟温度传感器的走势,得到的最大阻值为100 kΩ,精度达到10Ω,符合设计中对总电阻和电阻变化率的需求,实现了对主动热控系统的功能、性能以及可靠性的仿真测试。     

高分辨率高空相机光机系统的热设计

在极端低温情况下,为保证高空相机镜头光学系统温度满足设计要求,结合被动热控和主动热控进行相机光机系统的热设计.以聚酰亚胺为隔热材料进行被动热控,增大相机内部与外界的热阻,减弱外界低温环境对镜头温度的影响.采用电加热膜加热对相机镜头进行主动热控,在WorkBench有限元软件中建立镜头和窗口组件的传热模型,分析载荷构成,加载加热功率载荷、热对流载荷和热辐射载荷,进行稳态热分析.结果表明,在六个加热区,当加热功率分别为12、17、22、17、10、13 W时,相机光学系统的温度控制在18℃~22℃范围内,满足热控设计要求.     

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。     

Thermal Performance of a Capillary Pumped Loop for Automotive Cooling

The design and test results for a capillary pumped loop (CPL) for thermal management of up to 210 W at the source and heat transfer over a distance of 1 m are discussed. The design configuration of the CPL evaporator consists of an internally grooved aluminum evaporator, 31.70-mm outer diameter and 500-mm long, fitted with a porous ultra-high molecular weight polyethylene wick, 8- to 15-μm pore radius, and 38% porous volume. Heat was transferred using a stainless steel tube of 4.5-mm internal diameter for vapor and liquid lines. High-grade acetone (99.99% pure) was used as the heat transfer fluid inside the loop. In the tests, thermal characteristics of the CPL were specifically studied with respect to the temperature control capability using an active thermal device on the reservoir and to the start-up process through pressure priming of the capillary evaporator. The loop was able to start-up successfully at both low and high heat loads, although proper priming of the wick structure before start-up was necessary to attain low evaporator temperatures during steady-state operation. While maintaining constant reservoir temperature through active means, the loop was able to control evaporator temperature within 55 ± 3°C, even with changing input heat from 30 to 210 W. Total thermal resistance from the evaporator surface to the surroundings was 0.19° to 1.15° C/W with the minimum value achieved at the maximum heat load of 210 W. This study is intended to illustrate the thermal potential of the CPL as an effective temperature control device in automotive applications.     

低轨道低能量空间光学遥感器热设计

为了保证空间光学遥感器所需温度条件,以被动热控为主、主动热控为辅的原则对其进行了热设计.分析了其轨道环境特点,计算了遥感器轨道寿命内原子氧通量,选择了一种玻纤增强聚四氟乙烯复合膜(β布)作为多层隔热组件面膜.根据其工作模式和外热流特点,确定了三个极端工况,以对日低温工况热设计为主要对象.热试验结果表明:热设计满足遥感器...     

某空间光学遥感器的热分析和热设计

对某空间光学遥感器进行了热分析和热设计。分析其外热流,并根据其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,阐述了空间光学遥感器的热设计方法。通过热分析软件进行了计算机仿真,验证了热设计的正确性,其研究方法及结果对各类空间光学遥感器的热分析和热设计有一定的指导和借鉴作用。     

空间光学遥感器大功率控制电箱的热设计

根据空间应用电子设备的热控要求,对空间光学遥感器的控制电箱进行了热控设计。首先,总结了空间电子设备的热设计原则。针对空间光学遥感器控制电箱介绍了相应的热设计流程,对典型的大功率器件进行了温差推算,并说明了电箱的各电路板和大功率元器件的热设计方案。最后,通过热分析和热试验手段对热控电箱的热控方案进行了验证。试验结果表明：控制电箱的整机稳态工况热平衡温度小于30℃,各元器件的最高壳温在54.2℃以内。结果验证了该设计方案完全满足设计指标要求。     

一种热分析仪器的专用气氛智能控制模块设计

介绍一种热分析仪器专用气氛智能控制模块,此模块可以在减少气路部件的情况下,采用STM32F107VC32位芯片为核心控制MCU,通过合理设计信号采集及控制驱动电路,配合控制及数据处理软件,使原来的气氛气路切换控制以及流量控制由手动完全实现微机智能控制,控制精度、响应速度以及稳定性都大为提高。     

日-地系拉格朗日L1点太阳观测器热设计

对将运行于日-地L1点的太阳观测器进行了热设计,重点论述了日-地L1点的轨道外热流计算和Lyman α日冕仪（LACI）反射镜M2光阱、Lyman α日冕成像仪（LADI）滤光片组件、CCD组件、电箱、观测器主体等部分的热设计方案。通过在探测器对日面设置集热板,将观测器的主动加热功耗降低了73％;选用预埋热管的设计方案解决了对日定向观测导致的框架温差问题。仿真分析结果表明,在对日高温工作、对日低温工作、低温存储、轨道转移等4个极端工况下,观测器各组件温度均满足指标要求。该热设计方案以较低的加热功耗,解决了太阳观测器在轨工作阶段的散热、轨道转移阶段的保温等问题,满足CCD焦面工作温度＜-50℃的要求。