紫外成像光谱仪焦面CCD散热设计及验证

为保证空间紫外成像光谱仪焦面电荷耦合器件（CCD）在低温环境下的工作性能，需对焦面CCD进行散热设计。首先，根据焦面CCD的热耗、工作模式及温度要求，提出以高性能柔性石墨导热索为主要措施的散热设计方案，建立热仿真模型并进行热分析。然后，在真空环境下进行焦面CCD热平衡试验，结果显示:柔性导热索的CCD连接端与热管连接端温差仅为2.3 ℃，以此推算出导热索自身热阻为0.65 ℃/W，满足热阻小于1 ℃/W的指标要求，具有良好的导热性能；焦面CCD在长期工作模式下的温度为-21.4 ℃，满足低于-20 ℃的工作温度要求。仿真分析和试验结果基本一致，表明采用柔性石墨导热索结合热管的焦面CCD散热设计方案合理可行。     

一种高性能柔性导热带设计

为了实现大功率活动焦面组件与散热器的高效热耦合及焦面组件与散热器的结构解耦,设计一种由主体段柔性带和刚性端子组成的高性能柔性导热带。主体段柔性导热带通过创新的回型双向传热路径方法完成高导热性及低刚度设计。刚性端子采用轻量化设计,使其具有轻质量及高效接触传热性能。柔性导热带能实现轻质量、高导热性、低刚度和良好的隔振效果。对柔性导热带的导热、隔振和刚度等性能进行测试,并将其应用到卫星的焦面电箱组件。结果表明:柔性导热带的质量较小(300g),导热性能为0.53W/℃,刚度小于15N/m,可满足活动焦面组件散热设计的高导热、低刚度等性能要求。     

高分辨率遥感相机CCD器件精密热控制

针对某高分辨率空间遥感相机电荷耦合器件（Charge-Coupled Device,CCD）体积小、功耗大但温度稳定性要求高的特点,提出了通过相机发送指令控制补偿加热回路通、断电对CCD器件进行温度控制的方法,并利用IDEAS-TMG软件进行了仿真分析,分别给出了无补偿功率、补偿功率为10W、12.5W、15W与17.5W这5种情况下CCD器件的温度变化曲线。仿真分析结果表明：补偿功率为12.5W时CCD器件的温度波动最小,热设计结果满足各项温度指标。为了验证热设计的可靠性,焦面组件参加了整机的热平衡试验,得到了满意的结果。该设计方法对各类空间遥感相机高温度稳定性要求的CCD器件的热设计和热分析有一定的指导和借鉴作用。     

空间天文望远镜主动制冷焦面结构设计、分析与热实验

对某天文卫星的可见光望远镜载荷CCD焦面工作温度需求进行了分析计算。为满足CCD焦面 -65℃ 的工作温度需求,设计了主动制冷焦面结构。采用有限元方法分析了工作温度下热电制冷器和导热胶产生的热应力,结果表明热电制冷器最大应力为14Mpa,导热胶最大剪切应力为1.2Mpa,均处于许用安全应力内。研制的焦面组件模拟件顺利通过了真空热试验,验证了焦面组件的制冷性能与安全性。     

高热流CCD器件散热与精密控温技术

为保证空间相机 CCD 器件处于较小的温度波动范围,根据焦面组件的结构特点,通过仿真分析的方法,对空间相机大功率 CCD 器件的散热方法和精密温度控制策略作了初步研究。首先介绍了大功率CCD器件的热设计要求,分析了大功率CCD器件热控设计特点,提出了采用微型热管的技术途径解决小空间、高热流密度器件的热量收集与排散方案,采用了基于积分分离式PI控制的电加热主动控温策略。热分析结果表明,热控方案可以满足CCD器件的散热需求以及＆#177;0.2℃的高精度、高稳定度温度控制要求。     

航天分散热源控温用环路热管设计及飞行应用

为满足国家高分专项遥感卫星焦面电路的力热稳定性要求,提出并设计了一种用于分散式热源精密控温的改进型环路热管(LHP),既实现了狭小空间内对多片焦面CCD器件的统一恒温控制,又兼顾了焦面结构与卫星舱板间的力学解耦功能。地面测试结果表明:该LHP的热负载携带能力及对分散式热源的精确控温效果良好。2015年9月份,将该控温用LHP成功应用于GF-9卫星遥感器CCD器件的飞行控温,截止目前已在轨运行超60个月,受控的4片CCD器件温度稳定性达±0.7℃/年,证明了该控温用LHP设计方法的正确性及工程可实现性,同时实现了我国自研控温用LHP在航天微重力环境下的首次长寿命应用。本文LHP的设计方法和在轨飞行数据,对后续LHP在航天热控领域的应用具有一定的参考价值。     

CCD组件的热分析和热试验

CCD组件是CCD相机能否传输高质量图片的关键，其对工作环境温度的要求非常严格，过高或过低的环境温度都会降低其光电转换的能力；同时，其自身的温度波动过大更会产生热噪声，从而使相机的分辨率降低。文章采用NEVADA和SINDA热分析软件计算分析了用电加热功率补偿来保持CCD片温度水平并减小CCD片温度波动的设计方法的可行性，得出了几种不同功率补偿方案对CCD组件温度波动的影响。并通过一个热平衡模拟试验验证了热分析的正确性。     

碳基复合相变装置及在大热耗单机温控中的应用

碳基复合相变装置以高导热碳基复合相变材料为主要储能和导热载体,利用高导热膨胀石墨强化导热,运用相变材料的潜热实现热量的削峰填谷,可有效抑制短时大热耗单机的温升,减少单机非工作时段所需的补偿功耗,节省卫星的重量资源和功耗资源。主要介绍了一种高导热碳基复合相变装置,结合复合相变装置与卫星结构板优化的综合散热系统,用于解决星载短时工作的大热耗单机温度控制问题。通过理论计算与热仿真分析相结合,对复合相变装置进行了优化设计;通过开展专项试验对复合相变装置的热性能和空间环境适应性进行了充分验证;并在整星真空热平衡试验中,验证了复合相变装置对大热耗单机的温度控制效果。     

空间在轨环境下的30 cm离子推力器三栅极组件间距变化仿真分析

采用有限元仿真(FEM)与地面热平衡试验验证相结合的方法，计算并模拟了30 cm离子推力器处于在轨环境时，有、无主动热控对三栅极相对位移变化造成的影响，并对目前离子推力器设置的工作启动流程可能造成的打火风险进行了预估。结果显示：三栅极组件的热形变方向均为法向方向，且栅极中心区域的间距最小；在 -269 ℃ 在轨极限环境温度下，推力器在5 kW工作模式下温度平衡后的屏栅与加速栅最大热态间距为0.14 mm，加速栅和减速栅则已发生贴合；在受太阳辐照以及卫星帆板恒温边界的影响下，栅面最低初始温度为-102 ℃；当推力器主动热控保证温控点为20 ℃时，栅面最低启动温度为-25 ℃，且推力器工作8000 s后，屏栅与加速栅、加速栅与减速栅的最小间距分别稳定在0.25 mm和0.20 mm；当推力器主动热控保证温控点为50 ℃时，推力器工作9000 s后，屏栅与加速栅、加速栅和减速栅最小间距分别稳定在0.31 mm和0.30 mm，能够满足0.25 mm的栅极安全打火间距要求。     

短时大功率排热系统控温波动分析

针对航天器短时大功率有效载荷排热问题提出单相流体排热系统、蓄冷一单相回路组合排热系统、热泵一单相回路组合排热系统、蓄冷一热泵组合排热系统4种排热方案，采用理论分析和数值方法计算了各方案控温组件的温度波动。结果表明：对于蓄冷排热方案，在给定条件下，控温组件温度波动可以控制在约7℃以内。对于单相流体排热回路，按照器件平均功率设计时，辐射器的面积较小，但功率器件的温度波动会加大；按器件最大功率设计时，器件的温度波动较小，但辐射器面积会变大，导致系统重量增加。对于热泵一单相流体回路热控系统，温度波动可以控制在大约10℃左右。     

地球静止轨道卫星SADA热设计及高温工况温度分布研究

针对地球静止轨道卫星SADA轴系周向或轴向温度梯度过大导致卡死的故障情况,开展某卫星SADA热设计、热仿真及太阳模拟器光照试验研究。采用挡光板及均温措施等热设计减小SADA温度梯度及外热流影响。试验外热流模拟冬至工况,舱内边界温度25℃,通过在其内部和外部布置88个温度测点,得出SADA内部的电缆束、功率盘片及电刷温度较高。轴系两端面周向最大温差分别为1.2℃和8℃,轴系两端面最大温差6.8℃。在此温度环境下,SADA工作正常,证明了其本身及热控设计的合理性。热仿真计算结果与试验结果一致性较好。研究结果还得到了在轨数据的验证。SADA数学模型、试验方法和结果可为后续型号不同工况条件工作的SADA提供热设计指导。     

航天器高稳定结构的热控设计及验证

高稳定结构对温度场的稳定性、均匀性有较高要求,为达到在轨温度场精稳控制,文章提出了一种基于高导热柔性材料的分区控温设计方法,采用面内导热系数达750W/(m·K)的柔性石墨材料,进行了二维均温扩热,增强结构自身导热能力,减小温度梯度;强化隔热设计,减小外部热扰动对温度场的影响。以某测绘卫星载荷适配结构为例,进行了分析及试验验证,结果表明:全生命周期内,载荷适配结构核心部件温度控制在20.0~24.5℃范围内,温度波动≤0.4℃,温度梯度≤4℃,同时验证了设计方法的正确性。该方法可为有高精度控温需求的部件的热设计提供参考。     

高分七号卫星双线阵立体测绘相机热设计与验证

根据高分七号卫星双线阵立体测绘相机所处空间环境和结构特点,开展热设计和仿真分析。采用被动隔热方式降低相机与平台、环境之间的热耦合;主动热控措施进行温差补偿,使相机的温度水平保持在热控指标范围之内,并保证周向和径向温差满足设计要求;采用外贴热管建立大功率CCD器件与散热面的直接传热路径,显著地减小传热热阻和热控质量、空间需求。仿真分析和在轨测试结果表明:相机温度水平、梯度和稳定性均满足设计指标要求,该热设计方案可推广用于同类型相机的热设计。     

CCD组件的热分析和热试验

CCD组件是CCD相机能否传输高质量图片的关键 ,其对工作环境温度的要求非常严格 ,过高或过低的环境温度都会降低其光电转换的能力 ;同时 ,其自身的温度波动过大更会产生热噪声 ,从而使相机的分辨率降低。文章采用NEVADA和SINDA热分析软件计算分析了用电加热功率补偿来保持CCD片温度水平并减小CCD片温度波动的设计方法的可行性 ,得出了几种不同功率补偿方案对CCD组件温度波动的影响。并通过一个热平衡模拟试验验证了热分析的正确性     

高精度星敏感器热设计研究及仿真验证

为实现某高精度星敏感器在空间复杂热环境下的可靠应用,对该星敏感器的热设计进行了分析研究,并选取典型的高温工况和低温工况进行讨论。基于热网络模型对高温工况和低温工况计算及仿真分析,提出了星敏感器与卫星舱体在导热和隔热2种安装情况下的热控措施。分析结果表明:当星敏感器导热安装时,将安装面温度控制在-15～0℃,在其外表面包覆多层隔热组件,可使整机温度适宜;当星敏感器隔热安装时,在其盖板外表面喷涂热控白漆,将遮光罩与盒体隔热安装,设置用于温度补偿的电加热片,将安装面温度控制在-60～-30℃。     

遥感器焦面电路热设计改进的模拟试验

焦面电路是空间光学遥感器重要发热源,需要通过合理的热设计将热量及时导走,维持电子元器件温度不致过高。某空间光学遥感器焦面电路大量采用高功耗电子元器件,采取传统方法对该焦面电路进行了热设计;建立了模拟试验系统对该热设计进行验证,在模拟试验过程中发现了该热设计的不足之处;提出了改进措施,即:建立从发热器件到电路盒壳体之间直接导热路径,并再次进行了试验。试验结果表明改进后测点温度有大幅度降低,从而验证了改进措施的有效性。     

某弹载天线热管PCM热控装置参数分析

为获得某弹载天线热管PCM复合热控装置的相控阵天线的温控性能,建立了其整机数学模型,并基于DSC测试数据,采用有效热容法对材料的相变过程进行模拟。根据T/R组件安装面的最高温度和储热器内相变材料的相变完成情况,研究了相变材料导热系数和翅片数对整机热控性能的影响。研究发现,使用较高导热系数的相变材料与较多的铜翅片数量有利于提高装置的热控性能,且两参数效益可以互补。最后根据研究获得的综合优选参数,制作了试验样机,验证了参数设置的合理性和可行性。     

“希望一号”卫星热平衡试验的误差分析

为研究卫星热平衡试验误差,建立“希望一号”卫星热试验的联合热数学模型,对热平衡试验进行模拟,并与理想状态进行比较,发现仪器试验温度值在低温工况中偏低13～20 ℃,高温工况中偏低11～17 ℃;高温工况中-Y舱板表面到达热流不均匀度高达27.3%。此外,分析了热试验中热沉的温度、表面发射率、与卫星的表面积比,支架的导热、辐射漏热,电缆的导热、辐射漏热,以及热流计温度测量误差对卫星温度场的影响。     

应用双层集总参数法的微小卫星简化热分析方法

针对微小卫星方案设计阶段热分析的需求,提出了一种简化热分析方法,适用于热耦合性较好的微小卫星热分析。该方法将卫星的温度分析分为稳态温度水平分析和温变幅度分析两方面,可实现小时级的热分析且结果准确。经对比某微小卫星的简化分析结果与基于物理模型的全数字仿真分析以及热平衡试验,结果表明:简化分析计算结果偏差小于3℃,满足工程计算需求,能够真实反映卫星的温度水平,可应用于微小卫星方案阶段的热设计。     

上面级动力系统发动机热控设计及验证

针对上面级动力系统发动机温度需求,设计了发动机热控方案,建立了25、5 000 N发动机热仿真模型,确定了各发动机加热功率及被动包覆方式,解决了加热器尺寸小、电阻值密度大以及热控组件安装方式难等问题,上面级发动机随整箭进行了热试验验证和飞行试验验证。验证结果表明:25 N发动机法兰和5 000 N发动机壳体温度均在5 ℃以上,发动机温度水平和加热功耗均满足系统要求,验证了热控设计的有效性,可为类似发动机热控研制提供一定参考。