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介绍了国内外卫星热真空试验的发展概况、卫星热真空试验的重要性及其与常压热循环试验的关系,指出每一颗发射星都应做热真空试验。 相似文献
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实践四号卫星热设计及其实施 总被引:2,自引:0,他引:2
卫星轨道高度和光照角变化大、结构导热性好以及研制周期短等因素给卫星的热控带来较大的难度。通过合理选用热控涂层、吸热板、多层隔热材料、加热器—控温仪等热控措施,使仪器的温度控制在要求的范围之内、整星热分析计算、热平衡试验为热设计的修改提供了重要的依据。飞行试验的结果证实了整星热设计合理。 相似文献
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某航天小卫星的真空热试验 总被引:3,自引:3,他引:0
文章简要介绍了某航天小卫星真空热试验中对于试验工况的确定和外热流模拟方法的选择,通过试验验证了卫星热设计的正确,同时也指出外热流加热周期应与星内设备电测周期同步,必须充分考虑加热回路的承载能力,并注意试验设备导线漏热的影响,以及防止高温下挥发物质可能对光学组件的污染。 相似文献
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“鑫诺一号”卫星在法宇航中心的空间环境模拟器中历时20天完成了真空热试验(包括热平衡试验和热真空试验)。文章对“鑫诺”卫星及空间环境模拟器作了简要说明,分析了试验的目的和要求,介绍了试验的过程和结果,并与我国同类试验进行了比较。 相似文献
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星外管路多层隔热组件热参数确定方法 总被引:2,自引:0,他引:2
提出了利用整星热平衡试验数据确定星外管路多层组件热参数的方法,解决了以往星外管路热设计在地面热试验验证不充分的难题。以某卫星星外管路为例,通过对星外管路试验状态模型的修正,确定了星外管路多层隔热组件热参数,并分析了星外管路的在轨极端温度。根据确定的星外管路多层隔热组件热参数计算出的星外管路温度,与在轨温度数据符合较好,验证了此方法的有效性。 相似文献
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对于大型高轨通信卫星等的高价值卫星,为增强卫星的抗风险能力,对极端温度环境条件和相较一般发射工作程序有所偏离的情况下,进行了卫星平台的热分布情况分析。采用了能够较全面深入反映平台结构热变形的3D舱板模型的有限元分析方法。表明最高温度50.8 ℃,最低温度-11.89 ℃,未超出卫星的极限温度要求,卫星平台的热性能有一定保持能力。舱板厚度方向温差2.5 ℃。对分析的热分布结果与一般条件下的热平衡试验结果进行了分析比较,分析结果较一般条件下的热平衡试验结果温度高出约25 ℃。在热分析结果基础上所做的卫星平台热变形分析,表明舱板的最大变形在抛罩时刻为0.185
mm,在星箭分离时刻为0.506 mm,已经接近结构局部精度的要求量级。在抛罩和星箭分离时的服务舱仪器板的热变形方向相反,预示着这里是热振动的潜在振源。 相似文献
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卫星稳态热模型参数修正方法研究 总被引:5,自引:0,他引:5
为了研究卫星稳态热模型参数的修正方法,应用Thermal Desktop和Sinda/Fluint软件对一 卫星热分析模型的表面涂层热光学性质和接触换热系数进行了参数修正。研究结果显示,在 对上述两种参数进行同时修正时,尽管采用多种方法,但 所得出的修正结果精度都不高。针对上述问题,提出了对不确定参数进行分层修正的方 法,即先修正对设备温度影响较大、与设备温度相关性较高的全局关键参数,在此基础上再 进一步修正局部关键参数。分析结果表明,采用分层修正时,参数修正值与真值之间最大相 对误差为3.33%,设备温度计算值与真值之间的最大误差为2.60%,和常规修正的方法 相比,分层修正的修正精度大大提高。
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由薄壁管组成的大型空间结构在外层空间受到太阳等星体的辐射加热,其热变形是值得关注的。为了准确地预测这种变形,首先推导了一种梁的热弹性几何非线性增量有限元格式,用以分析该类结构的热-力学响应,然后考虑到空间结构热流输入与变形耦合的特性,提出了一种热-力学耦合分析的有限元方法。对哈勃太空望远镜太阳能帆板热变形的实例计算表明,数值解与理论解符合较好。数值算例表明,结构内部热变形的不一致程度越大,考虑几何非线性对于热变形计算结果的影响越大;热流入射方向角和热变形大小是影响耦合效应的主要因素。 相似文献
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空间太阳望远镜的热设计和热光学分析 总被引:14,自引:0,他引:14
将卫星热控制技术与光学波像差理论相结合,以空间太阳望远镜(SST)为例,对空间光学系统的热设计和热光学分析进行了研究,以光学指标作为热设计的最终评价标准,为高分辨率空间光学系统的热设计找到了一套行之有效的方法。 相似文献