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由于热真空试验中温度测点有限,且关键部位布置困难,不能反映试验过程部件整体和关键部位的温度结果,导致试验有效性和产品安全性难以判断。通过数值仿真技术对试验过程进行模拟,得到所有部件详细温度场,验证试验有效性与产品安全性;发现影响产品温度分布的因素,研究提高产品可靠性措施。通过对某天线热真空试验过程模拟,得到天线详细温度场,并发现产品散热板安装"不紧密"缺陷,是影响天线温度均匀性的"关键点"。 相似文献
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文章详细介绍了在真空高低温环境下一种伞状可展开天线的型面测量过程。首先依据天线在轨热分析结果定义典型温度工况,然后采用红外加热笼与天线自身主动热控相结合的方法实现天线各部件不同温度的控温要求,并采用摄影测量方法测量典型极端工况下的天线反射器型面热变形。结果表明,测量值与试验前热变形预示结果一致性较好,证明天线热变形分析模型有较高精度。依据在轨热分析温度场计算天线在轨热变形,得到天线在最大温度梯度工况下的型面变化(RMS)最大为0.19 mm。 相似文献
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为了能够有效利用空间光学遥感器(空间相机)真空环境下的试验结果开展相机温度场对光学系统性能影响规律的定量研究,文章在典型热光学集成分析流程的基础上,提出一种基于空间相机真空试验(含热平衡试验和热平衡条件下成像试验)的热光学集成分析方法。通过对关键技术环节的详细描述,论述了实现基于真空试验的光-机-热耦合仿真分析的技术途径。基于真空成像试验的热光学集成分析方法能够有效地将热光学的分析与真空试验数据相结合,获取最为接近相机实际状态的热光学分析模型及方法,从而指导空间相机的光、机、热方案设计及优化。 相似文献
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高超音速气动热仿真技术是提高天线热防护能力的重要支撑之一,为了进一步缩短研制周期和节约成本,本文提出了一种以冷壁热流和壁面恢复焓为输入条件,以MATLAB和CFD联合迭代快速求解高速气流中天线温度场的工程化算法。在利用气动热试验证明仿真结果与实验数据的高一致性后,以该仿真方法对一个高速气动加热时长为500 s的天线实施了防隔热优化设计,根据仿真评估出的导致核心器件温升的主、次要因素,针对性地提出改进措施,最终目标印制板由过往的320℃下降到了142℃,热控效果显著。 相似文献
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为减小静止轨道高频率、大口径微波天线热变形,提高天线的指向精度,对国内外天线主反射材料和热控方案进行了分析,发现其材料较一致选用碳纤维蒙皮/碳纤维蜂窝夹层,主反表面涂覆合适吸发比的真空沉积铝(VDA)/Al2O3(SiOx)涂层,一方面保证天线电性能对反射率大于99.8%的需求,另一方面使天线整面在轨温度梯度和波动较小。建立口径5m天线的热仿真模型,分析了三种不同吸发比涂层的天线在不同典型工况下的温度场分布,结果表明采用涂层吸发比0.2/0.2的主反热变形较小。以碳纤维材料为基体,用真空蒸镀沉积的方法在其表面镀制不同厚度的银层和二氧化硅层,制备出吸发比约0.2/0.2的VDA/SiO2热控涂层,可用于形状较复杂的曲面,且涂层的发射率随保护层厚度可调,显著提高了热控设计的灵活性。 相似文献
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航天器结构在轨受到空间外热流影响而产生巨大温度梯度,将导致结构热致变形,为了保证有关地面模拟考核验证的有效性,必须对在轨外热流进行尽可能真实的模拟,同时采用高精度的热变形测量手段获取航天器的结构变形数据。文章介绍了一种热变形测试试验方法,系国内首次将太阳模拟器外热流模拟法和非接触摄影测量法结合应用在某天线的地面模拟热变形测试试验中,在真实模拟天线在轨温度分布的同时精确获取了天线上大量的点云变形数据。经数据比较分析,天线变形实测数据与在轨仿真分析一致,在1.5 m口径范围内的变形测量精度优于15 μm,验证了该测试试验方法的有效性,为航天器结构的在轨热效应模拟和测试评估提供了新的试验手段。 相似文献
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针对星载合成孔径雷达(SAR)长寿命、高可靠的需求,从天线的类型选择、构型设计和实现途径等方面介绍了某大型星载SAR平面相控阵天线的技术路线,确定采用真空钎焊技术的整块缝隙波导天线为研究对象;从机电热全面分析其在空间力学环境、热环境、真空环境和带电粒子辐射环境下的适应性设计关键技术和难点,如:通过合理减重、结构分块和布局优化等设计,解决天线的刚强度问题;对天线全流程工艺进行控制以获得满足热控要求的阳极氧化膜;采用游离设计减小天线在高低温环境下的热变形;通过合理确定电场最强处两个金属面的间距来消减天线在真空环境下的微放电现象;通过选择聚酰亚胺材料作为射频连接器的介质支撑来提高天线的抗辐射能力。环境试验和在轨验证结果证明,该缝隙波导天线设计合理,环境适应性良好,能够稳定正常工作。 相似文献
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为了考核某低地球轨道卫星微波探测类载荷碳纤维基底天线反射器的真空沉积涂层在轨承受高低温循环的能力,以确保该涂层在轨经历频繁高低温循环后的性能仍满足产品在轨工作要求,提出基于航天产品环境应力筛选建立温度循环加速因子模型的试验方法,并开展不同规格试件的温度循环加速试验。按等效在轨8年寿命,在试验前、试验中和等效寿命延长约1/3后共进行14次试件涂层外观检查和热控性能箱外测试,结果表明涂层外观完好,太阳吸收比和发射吸收比均符合指标要求,耐温度循环性能优异,满足在轨使用要求。 相似文献
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星载CCD相机真空热试验方法讨论 总被引:1,自引:1,他引:0
我国相关标准对于具有主动热控的星载CCD相机单机热真空试验方法一直没有明确定义,相机在试验中的温度设置值如何确定是其关键问题。文章认为此值应与相机的热设计温度范围相同;如果不以温度作为验证热设计的唯一条件,那么相机的热设计也可以同相机结构、光学设计一起,在真空热环境条件下,对相机进行光学性能检测验证。可以通过相机的热真空试验,一方面验证相机的温度适应性;另一方面,设置相应的真空热试验工况,通过光学性能检测来验证热设计。从而减少相机的热平衡试验项目,简化了研制流程。在实施过程中,为了解决相机的光学窗口热流模拟的困难,可在相机光学窗口正对、具有一定距离的位置设置反射镜,并在其背部和周边设置加热回路。文章最后结合某CCD相机的应用实例对相机的真空热试验方法进行了讨论。 相似文献
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温度测量是真空热试验中一个重要的测量项目,数字测量技术是适应真空热试验温度测量需求多样性的一项新的应用技术,而实现多机通信则是数字测量系统的关键技术之一。文章建立了具有多种多机通信模式的真空热试验航天器温度数字测量系统,阐述了不同多机通信模式的通信原理与协议,介绍了利用上位机管理软件VB6.0实现串行通信以及对温度数据进行管理的方法。 相似文献