浮动断接器热控设计与仿真

浮动断接器作为在轨补加接头,是两航天器液路和气路的连通和断开的接口部件,可以实现两航天器之间的燃料、氧化剂的传输。浮动断接器一般安装在航天器的头部或尾部,外热流条件严酷,为保证其合适的工作温度,有效的热控制措施非常关键。以推进剂补加用浮动断接器作为研究对象,建立了浮动断接器物理模型,分析了其外部极端热环境,采用传热学的辐射以及热传导理论,形成热控设计方案。根据边界温度以及宇宙空间的外热流极端条件,应用IDEAS/TMG热分析软件进行了不同工况下的热分析仿真计算,在此基础上对热控方案进行了优化设计。分析结果表明:采用主动热控和被动热控相结合的热控措施可以满足浮动断接器正常工作的温度指标要求,热控设计合理可行。     

载人航天器密封系统漏率设计方法

载人航天器密封舱为航天员提供在轨生活、工作的环境,对密封舱及其环控生保系统、热控制系统、推进控制系统等中各管路的密封性能有严格要求。文章提出了一种漏率设计方法,建立了相应的漏率检测系统,并依据该方法制定了密封舱体和各管路的漏率设计和指标分配的流程。本流程可用作载人航天器舱体密封系统、管路密封系统的漏率设计,对保证载人航天器在轨安全可靠运行有重要参考价值。     

相变材料在航天器上的应用

随着航天技术的发展,航天器内部仪器设备的功耗和热流密度不断增大,给航天器热控设计带来新的困难,但为相变材料的应用提供了机遇。文章针对相变材料在相变过程中具有温度恒定、没有运动部件等特点,重点介绍了相变材料分类、特性及其在航天器热控设计中的应用,分析了相变材料在工程应用中面临的问题,给出了相变材料在航天器热控技术上应用的发展方向。     

中国新一代载人飞船返回舱热控设计优化研究

文章针对新一代载人飞船返回舱再入过程气动热环境和返回舱传热特性,建立了气动热环境下返回舱动态耦合传热集总参数模型,能够描述返回舱防热层内侧蜂窝板、舱体、设备和舱内空气间的导热、对流及辐射动态耦合换热过程。文章应用该模型对典型新一代载人飞船返回舱气动热环境下的传热特性进行了分析,提出了防热烧蚀层内侧铝蜂窝板表面包覆多层隔热材料、增强舱外设备与返回舱壁热耦合、降低设备表面红外发射率等返回舱热控优化设计措施。热控优化措施应用于中国新一代载人飞船试验船,并通过首次在轨飞行验证,在近第二宇宙速度返回气动热环境下,返回舱结构、空气、设备等各项温度指标均满足指标要求,验证了返回舱热控设计的合理性。研究结果可为返回式航天器热控系统设计提供参考。     

原子氧对航天器热控材料影响试验研究

原子氧对航天器热控材料的影响是航天器热控设计必须考虑的因素之一。文章对航天器舱外常用热控涂层和外用复合膜两类材料进行了地面原子氧及原子氧+远紫外辐照试验,试验获取了不同原子氧积分通量下涂层和复合膜的影响数据,并对热控材料实施部位性能退化的关系进行了分析,研究结果将为航天器热控设计与分析提供数据支持。     

载人航天器热控分系统噪声控制

随着载人航天器越来越复杂,热控分系统所用到的高速旋转设备越来越多,所产生的噪声将影响航天员的身体健康,因此载人航天器的噪声控制非常迫切。文章通过热控分系统的布局设计以及单机设备的降噪优化等措施,找到了有效降低整个载人航天器热控分系统噪声水平的方法,可供类似的载人航天项目的热控设计参考。     

航天器运输包装箱极限热控能力试验研究

为获取某航天器运输包装箱在典型高温天气下的极限热控能力,设计了主动控温和被动保温状态试验方案,并开展试验研究。结果表明:太阳辐射是影响包装箱温度的主要因素,环境温度是次要因素;在环境温度为40℃、内部航天器初始温度为30℃左右的主动制冷工况,该包装箱能将内部航天器温度控制在40℃以下要求范围内,且有近7℃余量;在环境温度为35℃、内部航天器初始温度为25℃左右的被动保温工况下,内部航天器温度保持在40℃以下的时间约为2 h 15 min。为进一步降低运输过程控温风险、增强包装箱的热控能力,提出了尽量避免阳光直接照射箱体以及增加风扇强迫空气对流等一系列措施和建议。     

长寿命载人航天器热控白漆退化性能试验研究

针对长寿命载人航天器热控白漆在空间环境下的性能退化评估需要,文章对KS-ZA白漆热控涂层进行了地面原子氧、近紫外远紫外和电子质子辐照试验,获取了涂层的空间环境退化数据,得到了涂层与原子氧的反应率,分析了涂层的长期原子氧剥蚀情况。利用经验模型对涂层的紫外辐照性能进行了数据拟合和退化预示,评估了涂层长期紫外辐照退化性能。结果表明,KS-ZA白漆具有良好的空间环境稳定性,可以满足长寿命载人航天器的热控需要。研究结果将为载人航天器热控设计与分析提供试验和退化数据支持。     

航天器真空热试验用加热板的数值仿真

文章针对加热板在航天器热试验中的传热特点,利用Thermal Desktop软件建立了加热板和空间模拟器热沉的热数学模型,分析了电热丝数量、加热板材料和液氮管路布置方式对加热板升、降温时间和温度分布的影响;建立了模拟星、加热板和热沉的热模型,分析了加热板和星表间距对模拟星表面温度的影响。根据分析研究结果,提出了加热板设计及其在航天器热试验中的应用方法建议。     

基于空间环境预判的航天器智能自主热控方法

传统热控技术在空间探测任务确定后,基于特定输入条件设计的控制方案,其自适应能力不足,且存在一定的时滞性。文章从系统工程学的角度,提出了基于空间热环境预判的航天器智能自主热控方法,采用航天器姿态规划实时预测外热流,开展相应的控制措施,实现对温度的前馈控制,并进行了仿真验证,结果表明:该方法可有效弥补传统热控技术在空间探测任务中调温能力的不足。在航天器高精度控温和大功率散热领域,能有效抑制低频噪声,节约热补偿功率,具有广泛的应用前景。     

大型GEO通信卫星平台转移轨道段热分析

为了增强大型高价值卫星的抗风险能力,针对极端温度环境以及相较一般发射工作程序有所偏离的情况,进行转移轨道卫星平台的热性能分析。对抛整流罩、星箭分离、出地影、南板受照、北板受照5个典型状态下的卫星平台进行热分析,结果显示:卫星平台本体的温度包络为51.68～-16.35 ℃,未超出一般要求,表明卫星平台的热性能有一定保持能力,但平台本体温度与热控要求间的裕度仅3.3～3.6 ℃,须予以关注;同时,采用3D舱板的有限元分析方法揭示出服务舱板厚度方向热梯度在出地影时刻最大值达5 ℃,对结构精度和机构运动性能或带来潜在风险。     

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。     

宽范围热流密度丝状加热装置的设计仿真与试验研究

为满足航天器热试验对宽范围外热流模拟的需求，设计研发了一种“随形式”丝状加热装置。该套装置基于铠装加热丝设计，可根据产品不同的形状和表面状态加工，该套丝状加热装置理论上可实现20～1500 W/m2的宽范围热流密度的模拟；在真空低温条件下实际测试其稳态温度控制精度在±0.35 ℃以内，温度稳定性在±0.7 ℃以内，热流不均匀度优于2.5%。     

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。     

紫外成像光谱仪主动热控系统的设计与实现

为了确保紫外临边成像光谱仪的温度水平和温度梯度满足指标要求,分析了其所处空间环境并结合其光机电的特点,设计了整机的主动热控方案和被动热控方案。首先,总结了成像光谱仪热设计的基本原则,介绍了主动热控方案和被动热控方案。接着,利用最坏情况分析法分析了主动热控系统测温电路的测温精度。然后,根据主动热控方案的要求,对主动热控系统的硬件和热控策略进行了设计和实现。最后,规划了主动热控系统的验证试验,并对主动热控系统进行了试验验证。分析和实验结果表明：主动热控系统的测温精度满足≤±0.5℃的指标要求,主动热控系统能够保证紫外临边光谱仪13℃～18℃以及紫外环形成像仪8℃～18℃的温度水平要求,主动热控方案合理、可行,满足高可靠性的要求。     

光纤光栅光谱异常模式判别和自适应分段拟合在温度标定中的应用

针对空间真空和温度交变环境下光纤光栅（fiber Bragg grating, FBG）反射光谱工作模式识别困难以及测温精度不足的问题,提出一种FBG反射光谱异常模式判别方法,并对所获取的波长?温度曲线进行自适应分段拟合。实验结果表明:在大气常温与高真空热环境下,该方法对于FBG反射光谱异常模式的识别准确;波长?温度自适应分段拟合残差分别为0.052 126和0.017 083,满足空间真空热环境下FBG传感器的测温精度要求。     

星敏感器光学系统的热/结构/光分析

星敏感器是高精度的航天器姿态测量器件,其性能受太空温度环境的影响。运用有限元法和光线追迹法,建立星敏感器光学系统的热/结构/光分析模型,研究光学系统温度分布与星敏感器测量误差的关系,得到了算例光学系统在温度均匀分布条件下的温度变化以及轴向温度梯度变化、侧向温度梯度变化与星敏感器测量误差的关系曲线;给出了算例光学系统热误差小于角秒量级的温度条件:均匀温度分布条件下温度变化量≤10℃、轴向温度梯度≤0.1310℃/mm、侧向温度梯度≤0.0325℃/mm,为高精度星敏感器光学系统热控制提供科学的依据。     

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。     

真空低温太阳辐照环境下的天线热变形测量技术

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。     

AZO改性Y2O3-ZnO-Al2O3热控涂层性能分析

为解决铝合金表面液相等离子体电解氧化（PEO）涂层（Y₂O₃-ZnO-Al₂O₃）导电性差而导致的静电效应,对其进行表面改性处理。采用原子层沉积（ALD）技术在铝合金表面PEO涂层原位沉积铝掺杂氧化锌（AZO）导电薄膜以提高PEO涂层的导电性。对AZO改性PEO涂层的相组成和表面微观结构进行分析;对不同沉积温度下所得复合涂层的电阻率、载流子浓度和迁移率,以及沉积前后的热控性能、耐腐蚀性进行测量分析。结果表明:AZO导电薄膜均质连续致密地沉积在PEO涂层表面;当沉积温度为150 ℃时,AZO@Y₂O₃-ZnO-Al₂O₃复合涂层的电阻率为1.15×10-4 Ω·cm,载流子浓度为1.8×1020 cm-3,太阳吸收比为0.409,发射率为0.892,且抗电化学腐蚀性能良好,能够满足航天器热控涂层在空间环境应用的技术要求。