基于信号完整性与电源完整性的PCB电磁兼容协同仿真方法研究

针对日益复杂的电子设备电磁兼容设计,提出基于信号完整性与电源完整性的PCB电磁兼容协同仿真方法。在实际仿真应用中,使用PCB电磁兼容协同仿真方法从降低电源平面阻抗、优化信号质量及降低整板辐射等方面对某运载火箭综合控制器主机板PCB进行仿真优化,有效减少潜在的电磁兼容性问题,提高可靠性。     

空间光学遥感器光-机-热集成分析方法研究

首先对论文的工程背景空间太阳望远镜进行了介绍;然后介绍了空间光学遥感器光 机 热集成分析的技术路径和技术实现,技术实现主要探讨如何将透镜的折射率温度系数效应和反射镜面的热变形效应数据变成光学分析软件可以接受的数据;最后以光 机 热集成分析为基础,对空间太阳望远镜主镜的热设计方案进行了论证。全文说明了光 机 热集成分析的可实现性以及其对热设计的指导、评价和优化。     

某遥感卫星热分析技术研究

基于卫星热试验与热分析状态差异性分析,根据某遥感卫星热分析和热平衡试验结果,用综合虚拟热试验和有限元的有限差分集成法对其热模型修正技术进行了研究。卫星在轨温度遥测结果表明热模型修正有效。     

空间望远镜的热设计和热光学分析综述

文章对国内外典型空间望远镜的热设计进行综述 ,并详细介绍了空间望远镜热光学分析的概念 ,讨论了热设计和热光学分析的关系 ,提出了将卫星热控制技术与光学波像差理论相结合 ,以光学指标作为热设计的最终评价标准 ,并应用于我国空间太阳望远镜(SST)的热设计和热光学分析之中     

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。     

热冲击对支架式LED可靠性影响的研究

在论述了热冲击理论与LED封装的关系的同时，分析了浸锡和焊接工艺中产生的热冲击，并对该热冲击对支架式LED可靠性的影响进行了研究分析；然后，采用ANSYS软件对浸锡工艺中的热冲击进行分析，分析其热应力的分布情况，同时探讨了通过改进生产工艺和支架结构来消除该热冲击的方案。     

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。     

Zernike多项式拟合用于低温光学镜头热集成分析

文章介绍了Zernike多项式的特点以及多项式拟合在低温光学中的应用,通过对某低温光学镜头的热集成分析,阐述了Zernike多项式拟合在热集成分析中的重要性以及热变形对低温光学系统的影响。     

深空探测对航天器热控技术的推动

工程热物理学广泛应用于航天领域,一方面解决了具体航天工程问题,另一方面逐步发展成为交叉学科——空间热物理。随着我国在深空探测领域不断拓展,以深空探测器研制中的工程热物理问题为需求背景,推动着航天器热控制技术、防热技术等取得新的发展。文章在介绍深空探测器技术体系的基础上,分析了热设计、热分析、热试验、热控硬件、防热等方面的技术进步,并就深空探测领域进一步拓展对工程热物理发展的牵引进行了展望,分析了工程热物理学与航天技术间相互促进、相互推动的关系。     

I-DEAS软件在单相流体回路辐射器热分析中的应用

以神舟飞船单相流体回路辐射器为例,介绍了采用I-DEAS软件进行辐射器热分析研究的方法,包括建模、划分网格、计算及后处理等,并将仿真分析结果与热试验结果进行了对比。结果表明：采用I-DEAS软件对单相流体回路辐射器热分析具有很好的实用性和计算精度,显著降低了辐射器热分析的难度,并在一定程度上简化了前期设计中热试验验证的需求。     

倾斜轨道星敏感器热控设计及在轨分析

倾斜轨道卫星星敏感器空间外热流复杂多变,同时兼具内功率集中、热容小等特点,这为星敏感器的热设计带来了很大的困难。文章以某临界倾角轨道卫星星敏感器热设计为背景,在详细外热流分析的基础上,提出了一种倾斜轨道星敏感器热设计方案,利用热分析软件Thermal Desktop对此热控系统进行了具体的热分析。星敏感器在轨遥测温度在-19.8^-5.1℃之间,满足温度指标要求,表明星敏感器热设计合理、有效,可为今后倾斜轨道星敏感器热设计提供设计依据。在此基础上,文章利用在轨遥测数据对星敏感器热分析模型进行修正,得出入轨初期星表主要热控涂层退化约为50%的结果,这对于分析近地轨道卫星在轨温度具有一定的参考意义。     

气体循环热控技术在卫星热设计中的应用

简要概述了气体循环对流主动热控技术在卫星热控设计中的应用，然后结合卫星热控设计，对该设计方法进行理论分析，从理论上定性阐释应用该设计方法时，影响卫星热控设计的主要参数，如星外表涂层，卫星内部接触热阻和导热热阻，星内对流换热系数等，然后对卫星进行热试验，验证热控设计，并得出相应经验数据。     

利用热阻网络拓朴关系对多芯片组件热分析技术的研究

与单芯片封装相比，对多芯片组件（MCM：Multi—Chip Module）进行热分析时，由于存在多个热源，各个热源之间相互影响，使得热分析变得比较复杂。现通过几种基本的MCM类型，利用一维热阻网络拓朴关系进行了热场的计算和分析，并与有限元仿真结果进行了对比，得到结点温度与有限元仿真结果误差相差不超过10％，说明了利用热阻网络拓朴分析技术可在某种程度上应用于3D MCM组件的热学分析技术中。     

泵压式发动机精细化热分析技术

上面级泵压式发动机结构复杂、经历的热环境复杂多变,须通过严格的热控设计以保证飞行过程中发动机部组件温度在合适范围内,因此研究泵压式发动机的温度变化规律对发动机研制具有重要作用。文章在分析上面级泵压式发动机热环境特点的基础上,提出了泵压式发动机的热分析建模方法,采用热网络法进行了泵压式发动机精细化热环境分析。通过发动机热平衡试验验证了热分析模型和方法的正确性,获得了发动机在飞行过程中的温度变化规律,可为后续泵压式发动机热分析提供参考。     

某航空相机载荷舱热分析与热设计

航空相机的热控设计需要解决流动与传热的耦合问题。文章提出某航空相机载荷舱在复杂飞行环境中上升、巡航、下降全过程的热分析及热设计方法：确定载荷舱热分析数据流,采用专业热分析软件、流体计算软件计算辐射外热流、气动外热流,以及等效对流换热系数沿壁面分布情况及与马赫数的变化关系。将热环境赋予载荷舱热分析模型,通过热分析软件与自开发程序迭代对载荷舱两个极端工况进行了仿真分析。结果表明,据此设计的光学窗口内表面温度高于露点温度10℃以上,得到的载荷舱热分析结果满足热控指标要求,热设计方案合理可行。     

航天飞行器典型高温透波结构热匹配性能分析

针对一种航天飞行器典型天线窗类高温透波结构及其安装形式,通过Abaqus有限元仿真分析方法对其热匹配特性进行了研究。研究表明:天线窗结构热匹配产生的热应力主要与金属壳体受热膨胀有关,石英纤维增强二氧化硅天线窗具有更优越的热匹配性能,天线窗直径越小,厚度尺寸越大,热应力越小,热匹配性能越好。该项研究为典型天线窗类高温透波结构在航天飞行器上的应用提供了参考。     

分舱耦合体系下的新型卫星热控平台技术

首先说明了热控体系、热控平台技术、热控分系统、热控措施之间的关系,然后描述了卫星热控设计体系的构建过程,在此基础上,简述了卫星系统发展对热控体系提出的挑战和一个理想热控设计体系所应具有的特征,同时对当前已有的热控设计体系进行了分析,并进一步提出了满足未来卫星发展需要的分舱耦合热控设计体系,针对在该体系框架内,阐述了基于分舱耦合分布式和分舱耦合集中式的可能应用情况,最后,描述了其应用涉及的关键技术。通过分析认为,分舱耦合体系下的新型热控平台技术,是满足未来卫星发展需要的趋势。