太阳同步圆轨道空间相机瞬态外热流计算

为了使空间相机热设计、热分析、热试验具备准确、可靠的热边界条件,对太阳同步圆轨道空间相机的瞬态外热流进行了计算。总结了卫星空间定位的6个轨道根数之间的关系,给出了太阳同步圆轨道空间定位的必要参数。针对某给定太阳同步圆轨道,采用STK软件进行了轨道面与太阳光矢量相对位置关系（β角）的计算,确定了该轨道的高、低温工况位置。归纳了空间外热流的理论计算方法,以外接于卫星平台的空间相机为例,建立了外热流计算模型,采用IDEAS/TMG模块对给定太阳同步圆轨道的高、低温工况轨道周期内瞬态外热流变化进行了分析计算,得出了太阳辐射热流、地球太阳反照热流、地球红外辐射热流在轨道周期内的详细变化曲线,得到的结果可以作为空间相机热设计、热分析及地面热试验外热流模拟的输入条件。     

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。     

中型太阳模拟器积分器设计

太阳模拟器能够较准确地模拟太阳辐照的准直性、均匀性和光谱特性,具有较高的空间外热流模拟精度。其主要用于航天器的热平衡试验、热涂层特性试验和材料老化试验,可以有效地检验卫星的光辐照性能,验证航天器的热设计。针对大中型太阳模拟器特性,设计一种积分器组件,可承受高温负荷,保证大中型太阳模拟器的均匀性及辐照度性能指标。介绍了太阳模拟器积分器组件原理,通过Lighttools、Flunet对积分器组件进行结构设计、热设计及仿真计算。设计结果表明,中型太阳模拟器辐照面可达到Ф2000mm,辐照度不均匀性可达到±4%。试验结构表明,系统辐照面可达到Ф2000mm,辐照度不均匀性可达到±3.75%,辐照度最高可达到1.39个太阳常数,能够满足大中型太阳模拟器使用。     

空间太阳望远镜主镜精密温度控制方案介绍

通过光-机-热集成分析，用简单可靠的热控方法，对空间太阳望远镜直径为1m的主镜进行了热设计：采用周边绝热、将热量从正面传导到背面，再设计装有控温回路和热管的集热板，以及与卫星平台辐射器冷板连接散热，保证了主镜的温度水平和稳定性；在主镜压紧结构前设置挡光板，减少压紧结构引起的主镜温度不均匀．结果表明，利用智能型高准确度控温仪和加热回路的优化设计实现主构架均匀性热设计，采用高传热性能热管排散准直镜热反射面极高热流密度，可以消除主镜周围热环境对主镜温度影响的结论．     

5kW太阳模拟器与斯特林发动机吸热器的辐射换热特性研究

以设计的5 kW太阳模拟器为光源,加热斯特林发动机的吸热器.首先以蒙特卡洛光线追迹法确定太阳模拟器与斯特林发动机吸热器间辐射热流分布,然后将辐射热流分布的计算结果以边界条件形式传递给CFD模型,对吸热器的温度分布特性进行数值计算;吸热器壁面温度采用安捷伦数据采集仪及热电偶温度计进行测试,吸热器壁面温度数值模拟结果与实验...     

二氧化碳两相回路启动时的压力脉冲现象及其抑制

机械泵驱动的二氧化碳两相回路热控系统在热载荷启动时,由于蒸发段的液-汽相变需要形核而容易造成过热.本文介绍了这部分的启动实验,结果发现,采用长程毛细管结构的蒸发器对分布式热源进行集热时,在冷工况、高热载荷、低热流密度的情况下会因液一汽相变导致压力脉冲.实验还给出了简单有效的方法抑制这种脉冲的影响.     

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...     

中国巨型太阳望远镜热光栏光学分析

中国巨型太阳望远镜（CGST）采用共轴格里高利光学系统,主镜直径8 m,焦比为1。热光栏是中国巨型太阳望远镜（CGST）的一个核心结构,安装在主焦点位置,热光栏反射掉大部分热量（约为29 kW）,但是本身也会吸收一小部分热量。对热光栏结构进行设计,运用TracePro软件模拟分析太阳中心观测,太阳边缘观测,内冕观测和超出范围观测4种情况下太阳的辐照度分布,并计算得出了热光栏各部分的辐射分布,为设计后续的冷却系统提供了数据参考。     

空天飞行器时变热流载荷多阶段反演方法研究

为准确掌握可重复使用空天飞行器服役时面临的气动加热载荷，本文发展了一种基于改进共轭梯度理论的时变热流载荷多阶段反演方法。以一体化热防护结构开展数值仿真研究，分析了灵敏度分析方法、多阶段反演次数、温度测量误差等因素对反演精度和效率的影响规律。研究结果表明：通过将复变量求导引入至共轭梯度法中，可以在保障反演精度前提下减少超过30%的迭代次数；采用多阶段反演方法使得热流载荷总体反演偏差降低20%以上，而增加的计算时间小于10%；在适当收敛准则下，所发展的多阶段反演方法具有较好抗噪性能。     

基于Patran和Sinda/Fluint空间光学载荷机热联合仿真方法研究

空间光学载荷在飞行任务期间受复杂热环境的影响,部分关键部件如光学镜体及其内部支撑结构由于温度变化带来的热变形会对载荷整体性能产生重要影响。精确模拟空间外热流作用下的载荷飞行和关键部件在给定温度场下的结构变形,可为其热设计、结构设计提供科学依据和有效支撑。以某空间光学载荷为例,基于Sinda/Fluint和Patran仿真分析软件,通过仿真流程开发,提出了基于同一有限元网格的机热联合仿真方法。经过与现有方法的比较,前者能够实现温度场参数在软件间的无误差传递,能较为准确地得出预示温度下全场热变形结果,保证了空间光学载荷的热变形仿真精度,提高了计算效率。     

太阳模拟器用光学积分器设计

针对传统太阳模拟器普遍存在辐照均匀度较低的缺陷,改进设计了一种可以有效提高太阳模拟器辐照均匀度的光学积分器.介绍了该光学积分器的组成和工作原理;阐述了光学系统的优化设计技术;对其光机结构进行合理化设计,并使用ansys软件对光机结构进行热分析.最后,利用lightTools软件对太阳模拟器系统进行模拟仿真.结果表明:使用所设计的光学积分器后,太阳模拟器辐照不均匀度明显降低,在Φ60 mm范围内小于±1％,在Φ(60～200)mm范围内小于±2％.该结果与实际检测结果一致,能够满足高准确度的使用要求.     

大面积准直型太阳模拟器的设计与研制

设计并研制了一种大面积准直型太阳模拟器,其有效辐照面直径达到1 100 mm,平均辐照度达到1.3个太阳常数（AM0）,光束准直角为±1.59°。首先给出了太阳模拟器的光学系统,分别从光源选择和布局,椭球镜设计和准直镜设计进行了阐述;介绍了太阳模拟器的光机结构;进行了系统的仿真和实现。实验表明,太阳模拟器的平均辐照度达到1 760 W/m²,辐照不均匀度达到±4.6%,辐照体不均匀度达到±5.96%,辐照不稳定度达到±1.36%,光谱匹配在300~1 400 nm波长范围内满足ASTM E927-10中AM0 B级要求,为航天有效载荷的热真空试验和热平衡试验提供了一个准确可靠的平台。     

航天用热致变色材料低太阳吸收率研究

La_0.7Ca_0.2Sr_0.1MnO₃热致变色材料是一种发射率随温度变化的热控功能材料,不足的是这种材料的太阳吸收率过大。针对此问题,本文从多层薄膜理论和最优化理论出发,获得了基于多层薄膜的低太阳吸收率热致变色材料。根据计算得到的膜系结构参数,采用电子束蒸发法在热致变色材料表面沉积了多层薄膜,并对设计计算与实验测试结果进行研究和分析。研究表明:多层薄膜结构的设计能将热致变色材料的太阳吸收率从0.78降低至0.27,提高了热致变色材料的实用性。     

星载太阳辐照度光谱仪短时高精度太阳预报

为了在有限的太阳观测窗口内获得高质量的太阳光谱数据,需保证太阳进入观测窗口时仪器已完成自身预热。为保证仪器预热时间的一致性,需在轨实时预报预热开始时刻,需对每轨太阳开始进入仪器观测窗口的时间进行短时间高精度预报。详细介绍了一种由卫星平台当前广播时间和轨道瞬根推导预报时刻太阳角度的方法。利用该方法预报某一太阳同步轨道卫星本体坐标系下的太阳角度,并将预报结果与STK仿真结果进行比对。该预报方法在预热时间内的最大角度误差为0.5°,导致预热时间最大偏差为20 s,满足1 min的指标要求。分析了预报方法中的主要误差来源,为后续卫星载荷的在轨太阳角度短期预报提供了借鉴与参考。     

太阳模拟器用光学积分器设计

针对传统太阳模拟器普遍存在辐照均匀度较低的缺陷,改进设计了一种可以有效提高太阳模拟器辐照均匀度的光学积分器.介绍了该光学积分器的组成和工作原理;阐述了光学系统的优化设计技术;对其光机结构进行合理化设计,并使用ansys软件对光机结构进行热分析.最后,利用lightTools软件对太阳模拟器系统进行模拟仿真.结果表明:使用所设计的光学积分器后,太阳模拟器辐照不均匀度明显降低,在Φ60 mm范围内小于±1%,在Φ(60~200)mm范围内小于±2%.该结果与实际检测结果一致,能够满足高准确度的使用要求.     

海面太阳耀光背景下的偏振探测技术

为了实时抑制太阳耀光对海面目标探测的影响,基于偏振光学理论,设计并构建了一套偏振自适应滤波探测系统。本文介绍了偏振探测系统的功能和组成、偏振探测及背景抑制原理,并给出了该系统的光学设计结果;利用自适应偏振滤波探测系统,通过搭载望远镜跟踪试验平台,针对海上典型目标,开展了相关的偏振验证实验。实验结果表明:海面太阳耀光存在比较明显的偏振特性,采用常规探测手段,探测器极易出现饱和,而利用偏振探测技术则能够有效抑制太阳耀光的影响,进而实现目标的有效探测。     

真空罐内应用的太阳模拟灯阵热设计

为了解决太阳模拟灯阵整体放在真空罐内使用时的导热问题,采用热管导热的方案,设计了专门的氙灯导热机构。计算了液氮系统的导热能力,结果显示,真空罐液氮冷却系统的温度升高ΔT为2074 1 K,小于其过冷度4 K,表明真空罐液氮冷却系统完全可以将太阳模拟灯阵的热量导出。采用热管导热技术,设计了导热机构,用有限元分析法进行了热仿真分析,分析结果表明,氙灯阴阳极温度维持在100 ℃左右,氙灯灯泡维持在655 ℃左右,满足氙灯正常工作的温度条件;积分器和反射镜组件温度维持在200 ℃左右,椭球镜温度维持在135 ℃左右,亦满足正常工作的温度条件,从而验证了热设计的正确性。     

太阳模拟器辐照均匀性分析

太阳模拟器中最重要的技术指标之一是辐照均匀度,文中论述了太阳模拟器的工作原理,并对太阳模拟器辐照面辐照均匀性进行了深入研究。根据太阳模拟器的工作原理,分析了光学积分器的像差、投影镜离焦量及边缘补偿对太阳模拟器辐照面辐照均匀性的影响,并采用ＺＥＭＡＸ软件仿真分析了准直物镜对辐照面均匀性的影响。结果表明,准直物镜对辐照均匀性影响较小,而影响系统辐照均匀性的主要因素是光学积分器。通过理论分析,计算得出了所设计的太阳模拟器系统辐照不均匀度为27%,结果满足设计要求。      

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...     

防热环对空气舵舵轴流动及气动加热影响

空气舵缝隙内的舵轴是高速飞行器受热最严酷的部位之一。为减小舵轴的防热压力, 通过在舵轴周围设计防热环, 将舵轴的高热流区转移到防热环, 大幅减小舵轴的气动热载荷, 从而有效实现舵轴承力功能和防热环承热功能的分离。通过数值计算和试验研究分析了舵轴防热环的降热效果与机理, 获得以下结论: 通过有无防热环方案的仿真和试验对比, 表明了增加防热环能够明显降低舵轴热环境; 通过对舵缝隙内外流动的细致分析, 给出了舵轴防热环通过转移高热流区降低舵轴热流的降热机理; 通过不同舵偏和不同流态有无防热环方案数值计算的对比表明了防热环对舵轴热流的降低作用具有广泛适用性。