低轨道轻质星载一体化空间光学遥感器的热设计

根据空间光学遥感器的轨道特点和任务需求,通过仿真分析对其进行了热设计。考虑近地空间环境的特殊性,选择防原子氧布作为多层隔热材料的面膜。为减小遥感器框架上安装的星上设备对遥感器温度的影响,设计了大热阻安装结构并使用了聚酰亚胺隔热垫。根据离轴三反光学遥感器及星载一体化卫星的结构特点,划分了主动加热区域,分配了加热功耗。由于遥感器对地观测频率低、工作功耗小、工作时间短,CCD焦面组件不设置散热面。根据遥感器的轨道参数和姿态,确定了3个典型工况并对其进行了仿真分析和热平衡试验。结果显示,遥感器本体温度为（18±4）℃、光学元件温度为（18±2）℃、CCD温度≤30℃,得到的仿真分析结果和试验数据验证了遥感器热设计的有效性。     

高分辨率空间相机遮光罩结构参数的有限元分析

根据经典薄壳振动理论,利用有限元法对高分辨率空间相机遮光罩的结构参数进行了分析。将正交试验法与有限元法相结合,定量地分析了加强筋的数量和形状对遮光罩动力学特性的影响程度;根据模态分析的结果,考察了单个加强筋的参数对其动力学特性的影响。结果表明,加强筋的高度对结构刚度的影响最大,遮光罩的固有频率随着加强筋的数量和高度以及周向加强筋厚度的增加而增加,随着轴向加强筋的厚度的增加而减小。分析结果为高分辨率空间相机遮光罩的结构设计提供了必要的指导。     

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。     

高空高速航空相机光学窗口的热光学分析

分析航空相机光学窗口的热光学特性,选定熔石英作为窗口玻璃的材料,将热流密度加权分配到窗口外表面各个区域,并考虑整个窗口玻璃的辐射来计算其在一个工作循环内的温度分布。高空高速飞行时,气动热使窗口外表面的温度急剧上升,由于熔石英的导热率很小,窗口产生很大的轴向温差,分别取轴向温差55℃,70℃和90℃时的工况计算窗口热变形;光学窗口内、外表面的变形规律为近似球面,计算了其近似曲率半径,计算由面形变化和折射率变化引起的光程差并转化为Zernike多项式;将Zernike多项式系数带入Code V中考核窗口玻璃的光学性能,得到波像差变化量,其像面离焦量为-0.114mm,调制传递函数的下降最大值小于0.01。结果表明,光学窗口满足光学性能的要求。     

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。     

某型光谱成像仪CCD组件热设计及试验验证

某型光谱成像仪是一台集多光学通道和多探测器于一身的复杂光学仪器,其光机结构、尺寸约束和载荷分布均呈非对称形式,整机热控十分复杂。CCD组件作为成像的重要组成部分,同时也是整机热控的难点,其热设计的好坏直接关系到成像的质量。讨论分析了某型光谱成像仪CCD组件热设计的特点,给出了CCD组件热设计方案,并通过试验对热设计方案进行了验证。     

利用阻尼技术改善反射镜组件动态性能

反射镜支撑结构通常需要具有一定的柔性来保证其面形精度,但这将引起结构固有频率降低,使得结构抵抗振动的能力下降.针对这一问题,开展了利用阻尼技术改善反射镜支撑结构动态性能的研究.建立了反射镜组件、相机机身和基础耦合的动力学模型,推导出系统传递函数、模态阻尼、振型等参数,并据此进行了理论分析.重点分析了在反射镜部分增加阻尼...