Study on the Characteristic of IR Radiation from the Target of a Shell Containing the Cone

In this paper, based on the analysis of the thermal environment where the space target embeds and the study of thermal exchanges between the environment and the space target, the mathematics model of the temperature field for the shell containing the cone is built by using the thermal network method, the temperature and the illuminance value in the detector of the target is calculated, the characteristic of the distribution of temperature and IR radiation from the shell containing the cone is discussed in detail.     

红外双色复合仿真系统测温技术研究

为了模拟红外制导时目标和干扰的等效辐射环境,并比较单色测温和比色测温两种方法在复杂环境下目标测温效果的差异,利用红外双色复合仿真系统对空间6 km处目标和干扰弹进行了实物模拟.通过准确标定的热像仪,采用单色和比色测温两种方法对不同温度的目标和干扰进行测试.利用经标定的中波热像仪和长波热像仪对黑体测温,黑体温度为(20~60)℃时,长波热像仪的绝对误差限为0.5 ℃;黑体温度为(50~120) ℃时,中波热像仪的绝对误差限为0.2 ℃.当目标温度为500 ℃、干扰温度为1 000 ℃时,用长波红外、中波红外、比色方法测得的目标温度分别为28.5 ℃、148.3 ℃、322.4 ℃,干扰温度分别为56.7 ℃、223.2 ℃、660.1 ℃.实验结果表明,在复杂环境下采用比色测温方法更能真实反映目标的温度特性.     

空间相机接触热阻的计算

为了解决空间相机接触热阻难以确定的问题,从接触面传导和辐射换热的角度考虑,给出了其接触热阻的计算方法。根据空间相机的材料、加工、装配及其特殊运行环境,得到一个合理的接触系数范围。以空间相机的正视相机为例,对其结构进行合理的简化,利用I-DEAS/TMG热分析模块建立有限元模型,仿真计算了低温稳态平衡工况,考查了热阻波动对温度分布的影响。正视相机热分析计算结果和热环境模拟试验数据较为吻合,最大偏差为0.45℃。研究结果表明,该接触热阻计算方法合理,可以预测太空环境中干接触的精密加工表面间的接触热阻。     

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。     

Modeling of laser induced breakdown spectroscopy for very low-pressure conditions

Laser Induced Breakdown Spectroscopy (LIBS) can be considered as a prominent technology for compositional analysis of materials in low-pressure space applications. In space applications, usually LIBS is conducted in a low-pressure environment and proper understanding of the plasma parameters is significant for any improvement in the system. A model is developed to describe the heating and subsequent melting, vaporization and ionization of a target material during LIBS process. A numerical model based on one-dimensional thermal conductivity equation is being used to simulate the target evaporation and a hydrodynamic model is used to simulate plume expansion. Further, an experimental approach of measuring spectral emission from the ablation plume using emission spectroscopy and estimating the plasma state, such as the ionization species, and average plasma temperature, is investigated. An important result of this work is that for different ambient conditions, laser ablation plume dynamics can be estimated.     

深空背景下空间目标红外特性建模方法研究

针对空间目标红外特性提出了一种精确建模方法.根据空间目标的背景辐射环境,充分考虑到目标表面间的热传导及内热源的影响,建立了空间目标的热平衡方程.基于目标的结构特性和材料特性,利用节点网络法求解了目标表面的温度分布.根据光辐射定律、光散射定律建立了空间目标红外特性的数学模型.结合具体的参数,对深空目标资源一号卫星和风云三号卫星的温度场分布和辐照度分布进行了数值计算,仿真结果验证了理论分析的正确性.     

宽温变环境的空间反射镜结构分析与研究

相机在从地面到太空的过程中,需要经历重力、温度、气压、辐射等多种环境因素的变化,而这些因素都可能导致空间相机分辨率下降、像质变坏、功能失效甚至系统破坏。所描述的系统工作于18±15℃的温度环境,要求光学反射镜在30℃温度变化范围内仍能正常成像。经优化设计,应用计算机仿真手段进行了静、动态及热特性的分析,提出了一种采用中心粘接结合Bipod柔性支撑形式,解决了在大跨度环境温度范围下的反射镜结构支撑问题。     

环境辐射对目标热辐射特性测试的影响

把落到目标上的总的环境辐射等效成一个温度为T₀的黑体辐射,研究了环境辐射改变时对热成象系统灵敏度方程的影响,从而从理论上证明了用改变环境辐射的办法可以测定目标的比辐射率。给出了用红外测温仪测定环境等效黑体温度T₀的方法和实验结果。给出了用红外测温仪测定目标比辐射率的一种新方法及实验结果。对于环境辐射不能忽略时如何用比辐射计测定目标的真实温度作了方法性和原理性的讨论。对于如何用测温仪测定地物对太阳的光谱反射率也作了方法性和原理性的讨论。 关键词：     

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。     

VM-1500热真空试验箱的研制

热真空试验箱是用来模拟太空的真空、冷黑及太阳辐照环境,完成卫星的热平衡、热真空试验,满足卫星研制需要的关键地面大型试验设备。文章概要介绍了研制的一台VM-1500有效试验空间为1200mm×1600mm的空间模拟器的组成、采用的模拟技术、调试及使用情况。使用结果表明:该设备的各系统运行稳定、可靠,模拟室的真空度、热沉温度、温度测量系统等均能满足卫星整星热真空试验的要求。     

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。     

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...     

基于变换热力学的三维任意形状热斗篷设计

在变换热力学的基础上,通过坐标变换的方法,推导出三维任意形状热斗篷导热系数的通解表达式,并进行了全波仿真验证.结果表明:热流均能绕过保护区域流出,保护区域的温度保持不变,而且热斗篷外的温度场并没有破坏,具有很好的热保护和热隐身的效果.这一方法把变换热力学从二维拓展到三维,具有普遍的适用性.同时,这种技术为热流流动路径和目标温度场的控制奠定了理论基础,在微芯片、电动机的保护以及目标热隐身上有潜在应用.     

比值辐射计空间环境适应性设计及验证

结合卫星发射以及在轨运行过程中所处的环境条件,对"积分球+匀光板+电磁光开关"形式的比值辐射计进行空间环境适应性设计.对结构薄弱环节进行强化加固设计,通过降低器件功耗、表面热处理等方式保持比值辐射计在真空热环境下的温度稳定,采用航天级光学涂层辅以结构屏蔽设计保证抗辐照能力.通过力学试验、热真空试验以及积分球光学涂层辐照试验进行验证.力学试验结果显示比值辐射计基频约为540Hz,振动前后比值辐射计辐射比变化小于0.31%,证明比值辐射计具有良好的结构稳定性,空间力学条件下的结构强度和刚度均满足基频大于100 Hz的设计要求.热真空试验过程中比值辐射计遥测输出稳定,各功能模块均工作正常.辐照试验后,比值辐射计光学涂层方向-半球反射比在485nm波段的最大衰变小于2%,红外波段无明显变化,该衰变对定标器在轨应用性能的影响可以忽略.研究结果表明,比值辐射计具有良好的空间环境适应性,可在复杂空间环境下进行稳定、可靠的工作,满足航天应用需求.     

月基极紫外相机反射镜组件的设计

为了使月基极紫外相机反射镜组件在月球环境下具有良好的力学和热学稳定性,从而保证相机的成像质量,本文针对月基极紫外相机所处的严酷的力学和温度条件,设计了一种满足月球环境的反射镜组件结构.通过对反射镜组件有限元模型的重力分析、热载荷分析、动态刚度分析以及结构强度分析,结果表明反射镜组件的一阶谐振频率达到354 Hz,在1 g重力作用和△T=50℃均匀温变作用下镜面综合面形误差RMS值分别达到3.62 nm和2.46 nm,满足反射镜面形要求.最后,通过静力学面形检测、力学试验、温度适应性试验及成像分辨率测试,结果显示反射镜镜面面形精度RMS值优于14 nm,反射镜组件的设计满足总体指标,验证了该方案的合理性.     

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。     

月基极紫外相机反射镜组件的设计

为了使月基极紫外相机反射镜组件在月球环境下具有良好的力学和热学稳定性,从而保证相机的成像质量,本文针对月基极紫外相机所处的严酷的力学和温度条件,设计了一种满足月球环境的反射镜组件结构.通过对反射镜组件有限元模型的重力分析、热载荷分析、动态刚度分析以及结构强度分析,结果表明反射镜组件的一阶谐振频率达到354 Hz,在1 g重力作用和ΔT=50℃均匀温变作用下镜面综合面形误差RMS值分别达到3.62 nm和2.46 nm,满足反射镜面形要求.最后,通过静力学面形检测、力学试验、温度适应性试验及成像分辨率测试,结果显示反射镜镜面面形精度RMS值优于14 nm,反射镜组件的设计满足总体指标,验证了该方案的合理性.     

空间目标红外双波段比色测温法精度分析

针对空间目标与地基望远镜红外成像传感器终端之间的不确知参量将降低双波段比色测温法求解精度,且精度影响程度未知,假设目标为灰体,对包含不确知参量的最大似然估计函数关于发射率求偏导,建立基于红外探测器测量电子数的双波段比色测温数学模型,并进行双波段比色测温法的蒙特卡洛仿真实验与精度分析。对于大气透过率的估算,提出应用红外自然星体的大气透过率现场标校方法。空间目标温度反演精度与成像探测器的信噪比、大气透过率、地球热辐射以及波段之间的发射率差异等未知参量的估算精度有关。结果表明:信噪比高于20,波段之间发射率差异小于0.03,地球热辐射预测精度优于50%,大气透过率预测精度优于10%时,比色测温法优于40 K的温度估计精度。     

Physico-chemical behavior of carbon materials under high temperature and ion irradiation

Carbon/carbon (C/C) composites have been chosen for the conception of the thermal shield of the “Solar Probe” space mission. To understand their behavior under solar aggressions (high temperature and ion irradiation) and know the possible interactions with the shipped-in instruments, these materials are tested in a facility that allows to partially simulate the solar environment and to carry out in situ measurements. The mass loss rate of the materials is recorded and the composition and distribution of the ejected species are followed using an opened source mass spectrometer and a post-treatment XPS analysis of the condensed species on a gold-plated copper target is also performed. Besides this, the sputtering processes of graphite at high temperature and ion irradiation have been theoretically investigated in order to understand the main parameters that can influence the erosion of the material and predict accurately the physico-chemical behavior of the C/C composites.