微小卫星高分辨率相机CCD焦面组件热控制

为了保证微小卫星高分辨率遥感器相机的成像品质，需控制焦面组件的温度水平及温度稳定性，特别是焦面CCD光学探测器件的温度控制。首先提出以相变储能与超低刚度柔性导热索相结合的焦面组件精密热控方法，对相变储能装置与石墨柔性导热索的设计及参数选取进行详细介绍；然后，建立焦面组件的热仿真模型并进行温度计算；最后，在真空环境下进行了热试验。计算与试验结果表明，焦面CCD器件长期温度为15～18.5℃，工作温升速率为0.33℃/min，具有良好的温度水平与温度稳定性；热控补偿功率≤4.8 W，约为焦面组件发热功率的1/10，可节省卫星能源消耗，验证了焦面组件热控制方法的正确性。     

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。     

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。     

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。     

环月轨道一体式星敏感器热设计及仿真验证

文章提出了一种适用于环月轨道条件下的一体式星敏感器的复合热设计方案。一体式星敏感器自身热耗集中,在环月轨道条件下受太阳辐射和月球红外辐射共同影响,散热条件恶劣。利用热管、热控涂层、多层和电加热器等热控措施相结合的方法,解决了环月轨道条件下的一体式星敏感器的散热问题。通过仿真分析,星敏感器最高温度36.7℃,满足单机温度要求。     

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。     

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。     

环路热管在低温真空环境下的控温性能试验研究

针对某航天遥感器CCD器件在轨全寿命周期±2℃的控温要求,文章设计了一种采用陶瓷毛细芯的控温型环路热管。相比常用的金属毛细芯,陶瓷毛细芯具有更广的工质/壳体相容性、更高的开孔孔隙率、更低的导热系数和更小的孔径。上述优点使陶瓷毛细芯环路热管具有更高的运行效率和可靠性。文章通过低温真空试验验证了这种环路热管模拟空间环境下的启动和控温性能。该环路热管在储液器21.4℃、冷凝器–50.7℃的低温大温差条件下成功启动,在恒定驱动功率80W/70W/60W和交变功率30W/60W加载下,蒸发器九个冷板控温精度分别可以达到±0.4℃和±0.5℃。控温型陶瓷毛细芯环路热管可以满足分布式间歇工作多热源系统的精确控温,具有非常广阔的在轨应用前景。文章结论可为控温型环路热管在轨应用提供参考。     

一种微型槽道热管的性能分析与试验研究

槽道热管是航天器较为常用的一种热控产品,其中截面特征尺寸小于5mm的微型槽道热管主要用于空间光学遥感器CCD器件的散热,在设计、加工等环节均具有较高的技术难度。文章设计了一种5mm×4mm矩形截面、内部槽道为梯形的微型热管,对热管传热性能进行了理论计算和试验验证,最终确定了较为理想的槽道几何参数。研究结果表明：该种微型热管的极限传热能力为4．77W·m,极限负载下的轴向温度均匀性优于±0．5℃。     

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。     

平板式小型环路热管的实验研究

设计一套蒸发器尺寸为74 mm(D)×14 mm(H)的平板式小型环路热管(mLHP),工质为甲醇,冷凝方式采用冰水混合物冷却,研究其换热性能。实验表明,该环路热管能够实现重力和无重力辅助启动。倾角为18 °、充灌率为60%时,热负荷从20 W增加到140 W,整个环路热管热阻从2.58 ℃/W减小到 0.44 ℃/W 。无重力辅助启动时,mLHP能够散去130 W的热量而壁面温度低于80 ℃。当热负荷一定, 无重力辅助启动时的蒸发器壁面温度高于重力辅助启动时的壁面温度。在保证系统启动的工质裕量前提下,减少工质充灌量有利于降低蒸发器壁面温度。mLHP运行存在低热负荷区和高热负荷区,在低热负荷区,蒸发器和补偿腔温度随着热负荷的增加降低;在高热负荷区,蒸发器和补偿腔温度随着热负荷的增加升高。     

应用相变储能板的星载数据处理器热设计

某星载数据处理器采用标准机箱结构，实现整星对地遥测数据的存储与传输的功能。数据处理器总热耗较大，其中有3个数据处理单元在工作时热耗高达70W。针对数据处理单元的周期性工作特点，填充有相变材料的储能板作为其散热措施使用。在数据处理单元工作时储热，间歇时散热，实现对数据处理单元的温度控制。为了验证该热设计措施的有效性，采用Flotherm软件进行仿真分析并设计了真空下的瞬态热平衡试验。仿真和试验结果均证明热设计方案合理，该相变储能板可以适应数据处理单元周期性工作的需求，且其内部所有元器件均满足一级降额设计要求。这种热设计方法为后续该类型周期性工作的大热耗单元热设计提供了参考意义。     

无热化大相对孔径星敏感器光学系统设计

提出了一种大相时孔径轻小型光学系统的设计方案,给出了设计方案及热分析结果.光学系统工作谱段500～800nm,视场角9°,相对孔径1／1.2,光学系统设计结果良好,弥散斑直径在两个像元尺寸之内,能够满足光学系统对能量集中度和弥散斑的要求.基于光学热补偿理论对光学系统进行了无热化分析和消热设计.通过分析不同温度下的传递函...     

第二代490N发动机热控设计

为解决“东方红四号”卫星平台因第二代490 N发动机点火而导致其周边重要结构件温度偏高的问题,重新对发动机周边结构件的热控进行了设计,包括采取隔热垫、高温隔热屏、热防护筒及控制对接框表面状态参数等热控措施,同时利用TMG热分析软件对改进的热设计进行了分析验证。分析结果表明:对接框在发动机点火期间的最高温度为57.5℃,小于温度指标上限值（70℃）,且余量充足;发动机支架的热变形情况也满足指标要求,验证了改进热控设计的正确性。     

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。     

载人航天器的可重构式控温回路系统设计

文章提出了载人航天器的可重构式控温回路系统,它由独立的中低温内外回路系统组成,可改善低温内回路由于控温点温度较低而对辐射器散热能力带来的影响,还可在某个外回路辐射器故障时进行系统重构,维持回路功能。建立了控温回路系统非稳态仿真分析模型,对正常工作模式下和某外回路故障工作模式下各舱回路控温点温度、设备温度、流量分配和载人航天器热负荷水平进行了分析。结果表明,双外回路系统比单外回路系统散热能力高27%。当双外回路中某回路故障时,通过系统重构,外回路系统可维持1850W散热能力,能保障载人航天器平台安全,表明可重构式控温回路系统能提高系统可靠性。     

航天器动力管路热控设计与试验研究

针对某航天器动力系统管路布局分散造成系统温差大、控温难的问题,结合动力管路温度指标要求和边界环境条件,采用以被动热控措施为主、辅以电加热主动热控措施的设计方案。分析确立动力管路的热环境,建立换热模型;通过仿真分析和整器热平衡试验,选取不同工况,验证了动力系统氧化剂管路和燃烧剂管路温度均维持在8～20 ℃范围内的热控设计结果。该方案对各类航天器的动力管路热控设计和分析有一定的指导和借鉴作用。