一种动调陀螺运行环境温度监测系统设计

设计了一种基于DSP的用于动力调谐陀螺的温度监测系统,介绍了该设备的组成、温度测量、显示和设置等功能设计和系统软件设计。     

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。     

空间相机电子设备热设计

电子设备是空间相机重要发热源,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。根据空间相机各电子设备所处空间环境、结构特点及内部电子元器件热特性,提出了相应的多种不同的热设计方法,采用热仿真分析、热平衡试验两种方法对设计进行了验证,对比了两种方法所获取的温度数据。结果表明两种方法所获取元器件结温均满足温度降额指标要求,且相差不大,充分验证了热设计方案的有效性和仿真分析的准确性。     

变比热对超燃冲压发动机尾喷管设计的影响分析

当气体总温较高时,气体的比热比将不再保持不变,而是温度的函数。由于超燃发动机尾喷管的入口温度很高,因此,在喷管型面设计时应该考虑比热变化对型面产生的影响。给出了基于量热完全气体模型和热完全气体模型的超燃冲压发动机尾喷管设计方法。并比较了比热比不变和比热比随气体温度变化时对喷管型面设计的影响。对量热完全气体的应用限制进行了初步讨论。     

重力梯度仪mK级温度稳定度控制设计及验证

针对某卫星有效载荷之重力梯度仪提出的温度稳定度优于±10 mK/200 s的超高指标要求，提出了构建部件级阻容滤波网络、进行系统级隔热强化设计、高精度多级主动测控温设计以及电缆漏热控制的热控方案。热仿真分析和热平衡试验结果表明，梯度仪组件的温度稳定度优于±8 mK/200 s，满足设计指标要求，验证了该热控设计方法的可行性及有效性，可为其他有高精度高稳定度控温需求的航天器部件热控设计提供参考。     

空间等离子体源与测试系统设计

文章介绍了空间等离子体源与测试系统的设计方法。为了实现具有较高能量的低密度等离子体环境,首先在源入口处设计水平与垂直两种微波输入模式,提高电子的密度和温度,然后在源出口处设计装有几何调节栅和电位调节网的扩散杯,调节电子密度和温度。     

飞行器设备热设计、试验验证方法探讨

文章根据飞行器设备研制的需求和未来的发展趋势,提出了将温度试验仿真验证的方法应用到设备的热设计中,形成一种不断进行热设计、验证、改进的闭环方法.实例采用icepak热分析软件,对电源机箱的热设计进行了试验系统仿真,并运用传统的温度试验方法对仿真模型进行了验证,根据仿真结果对热设计进行了修正,再进行仿真验证,直到达到预期的目标,结果证明能够满足工程应用要求.     

“高分四号”卫星相机热控系统设计及验证

"高分四号"卫星搭载的相机具有较高的分辨率和指向精度,需相机光学系统及主承力结构在全寿命周期内保持高温度稳定性,且该相机工作于地球静止轨道,所处空间热环境更为复杂,给热控设计带来极大挑战。文章结合相机在轨成像需求和空间热流特点,详细分析了相机热控设计的重点与难点,并创新性的采用了遮光罩开设散热面、间接辐射控温、南北耦合散热面等热控措施,实现了高轨相机的高精度温度控制。热平衡试验与在轨飞行温度数据表明,相机的热控设计合理可行,能够满足相机在轨成像的温度要求,为未来高轨大口径光学相机高精度、高稳定性热控设计奠定了良好的基础。     

灵敏度温度自补偿薄膜压力传感器的研制

溅射薄膜压力传感器具有长期稳定性好、耐高温等优点,但是由于受弹性体材料自身特性的影响,传感器的灵敏度温度误差大,大约在1.5×10-4~2×10-4/F.S℃,是导致传感器测量误差大的原因之一。在弹性体上设计加工灵敏度温度补偿电阻,使应变电阻和灵敏度温度误差补偿电阻可以在同一时间感受温度,比在后续电路上进行温度补偿,温度响应快。对灵敏度温度自补偿压力敏感元件进行设计与研制。实测结果表明,采用灵敏度温度自补偿工艺技术的敏感元件,灵敏度温度误差较小,可以控制在0.25×10-4/F.S℃以下,传感器的温度性能得到了提高。     

星载激光通信终端在轨机动对温度影响

对激光通信终端在轨瞬态温度变化开展了仿真，以期研究在轨机动的影响、热分析和热试验时机动模式的简化模拟。通过合理地分析与简化，建立终端的轨道热分析模型，准确模拟在轨机动，根据典型机动模式、外热流和涂层退化等因素设计了计算工况，得出了终端在轨运行过程中的温度场随时间和姿态变化规律。结果表明：不同机动模式下的温度变化存在差异，最大可达23.0℃，采用固定姿态或一维转动的简化热分析或热试验不能准确模拟实际飞行温度，甚至不能部分替代二维转动热分析或热试验；光学天线和反射镜的温度控制是制约终端工作的瓶颈，为终端设计合适的避光机动策略，可大幅度提高温度稳定度和均匀度。研究结果可以为光机电设备在轨机动策略的设计和改进提供参考。