高精度多波束反射器温度敏感性分析及热控改进

为了满足高精度多波束反射器较高的热变形要求，需要采取有效热控措施减小反射器温度波动。通过数学分析与有限元仿真，对影响反射器在轨温度场的因素进行分析，包括天线表面太阳光吸收率、半球发射率、太阳屏透过率、卫星平台反照等。并据此对中星十六号卫星多波束反射器在轨温度场进行修正，得到了与在轨遥测温度吻合度较高的温度分析值，验证了分析的准确性。最后提出了4项高精度多波束反射器热控改进措施。     

中巴地球资源卫星热控制技术

论述了中巴地球资源卫星热控分系统的设计方法和试验技术,提出采用分段周期循环法进行整星的瞬态设计分析。介绍了为验证设计的正确性而进行的整星瞬态热试验方法。在轨两年多的飞行遥测结果表明,热控分系统方案合理,设计正确,工作稳定,性能良好,大部分仪器的温度控制在17℃～28℃范围内,满足了设计指标要求。     

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。     

中巴地球资源卫星热控制技术

论述了中巴地球资源子星热控分系统的设计方法和试验技术，提出采用分段周期循环法进行整星的瞬态设计分析。介绍了为验证设计的正确性而进行的整星瞬态热试验方法，在轨两年多的飞行遥测结果表明，热控分系统方案合理，设计正确，工作稳定，性能良好，大部分仪器的温度控制在17℃-28℃范围内，满足了设计指标要求。     

空间光学遥感器热控技术研究

分析了遥感器与卫星平台的热控差异,总结了近年来遥感器热控需求的变化,阐述了基于多学科集成的遥感器STOP设计模式,介绍了高精度/高稳定度温度控制、大功耗热量传输、深低温热量传输、Robust热控等适应遥感器热控需求的新技术研究及应用情况。对我国空间光学遥感器热控技术的研究具有一定借鉴意义。     

神舟七号飞船单相热控流体回路在轨性能评价

重点介绍了神舟七号出舱活动飞船热控单相流体回路主要技术方案,包括组成与流程设计、内外回路工质优选及回路控制方案等,并对流体回路系统在轨工作性能和温度控制数据进行分析和综合评价,飞行试验表明流体回路在待发段、自主运行段、出舱活动段、返回再入段均具有良好的温度调控能力和适应能力,温度控制精度和系统散热能力均满足指标要求。最后总结了神舟飞船流体回路的创新之处与待改进方面。     

用于月球着陆的激光高度计热控设计探讨

文章对落月轨道的外热流进行了分析,比较了几种热控设计方案的优缺点,探讨了热控优化设计的原则,认为在落月轨道上激光设备的热控设计应首选热容热控方案,对于在其他飞行阶段有长期开机需求的情况再考虑散热面方案或热电致冷方案。“嫦娥三号”月面探测器激光高度计采用了热容热控设计,该设备热控设计能够满足不同阶段温度指标要求并且与热分析结果相一致,热控设计方案正确、优化原则合理可行。     

真空热试验中的温度控制算法

文章对真空热试验中温度控制算法进行了初步研究,主要论述了模糊控制算法、神经网络控 制算法。     

高精度星敏感器热设计研究及仿真验证

为实现某高精度星敏感器在空间复杂热环境下的可靠应用,对该星敏感器的热设计进行了分析研究,并选取典型的高温工况和低温工况进行讨论。基于热网络模型对高温工况和低温工况计算及仿真分析,提出了星敏感器与卫星舱体在导热和隔热2种安装情况下的热控措施。分析结果表明:当星敏感器导热安装时,将安装面温度控制在-15～0℃,在其外表面包覆多层隔热组件,可使整机温度适宜;当星敏感器隔热安装时,在其盖板外表面喷涂热控白漆,将遮光罩与盒体隔热安装,设置用于温度补偿的电加热片,将安装面温度控制在-60～-30℃。     

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。     

嫦娥一号卫星热控设计中热管的应用及验证

为克服由于月球热环境的特殊性给热控设计带来的困难,尤其是卫星度过月食的极端状态条件,首次采用了舱外两舱热耦合热管、相变材料热管技术,为最终嫦娥一号卫星热控状态满足总体的技术要求发挥了关键作用。由于两舱热耦合技术的采用,两舱的热能量得到了相互补偿,因此减少了整星散热面,减少了热补偿功率需求,提高了月食结束时蓄电池的温度,使热控技术方案成为相对优化的方案。文章对热管技术在嫦娥一号卫星热控设计中的应用进行了总结,并给出了热分析及热平衡。     

某卫星固面反射器热变形测试分析与模型修正

为评估反射器在轨热变形对天线射频性能的影响,文章详细介绍了某卫星固面反射器的热变形测试过程,分析了测试结果及有关数据处理方法。通过热变形测试验证了测试产品设计与工艺的合理性,并基于测试结果修正了分析模型,有助于提高反射器在轨热变形分析精度。     

应用PTC电阻精确控温的实验研究

正温度系数（PTC）电阻是一种具有温度敏感性的半导体电阻,利用PTC电阻取代普通电阻加热材料,有可能成为航天器主动热控的一种新手段。文章建立了电加热主动控温的实验系统,对PTC电阻和普通电阻的热控性能进行了对比实验研究,研究结果表明：由于PTC电阻具有电阻随温度升高而快速增大的特性,与普通电阻热控系统相比,PTC电阻热控系统具有控温精度高、自适应能力强等优点。此文的研究结果对于利用PTC电阻实现精确温度控制具有一定的指导价值。     

碳纤维三向织物复合材料研究现状与未来展望

以往的卫星天线，或者是高精度但小口径，或者是大口径但低精度；现在对二者兼有（既要大口径，同时还要高精度）的需求越来越普遍。传统的大口径天线多采用网状可展开形式，这种形式的天线在实现高精度方面往往会遇到一系列的问题，尤其在材料选择、结构设计、热控设计、制造调试时间、费用等方面，需要付出很高代价。利用具有面内各向同性性能的碳纤维三向编织物（Triaxial Woven Fabric TWF）作为增强材料，与合适的基体材料（例如硅橡胶）复合，制成兼具一定柔性和刚性的碳纤维三向编织物复合材料壳膜结构，作为可折叠展开的卫星天线反射器，是一种新型高精度可展开天线的实现方案。文章对TWF的结构特性及其在卫星天线上的应用，以及其力学性能的分析与测试等进行了综述；对三向织物复合材料的力学性能分析和在大型可展开反射器上的应用，做出了未来展望。     

统一热管理的疏导式防热系统概念研究

对各种防热、热控机理基本规律进行了梳理和研究,认为要进一步提高系统性能,需要进行结构、防热、热控一体化设计。基于这种设计思想,提出了一种将航天器防热、热控和结构相结合的“统一热管理的疏导式防热系统”,在传统防热机制的基础上,加入原先主要用于热控的各种热传输机制,进行防热、热控和结构等子系统间热的统一管理。应用这种系统,可提高防热效果,减轻飞行器的结构重量,减轻高热流区材料与结构的耐温负担,有可能实现长时间、超高速大气层机动飞行器的前缘尖化,还可使整个防热层趋于等温,易于热控处理,减小结构热应力。文章还分析了疏导式防热系统的应用前景,并针对几种典型的航天器（尖鼻锥和尖翼前缘的高超声速巡航飞行器、返回式航天器和载人飞船）提出若干适用的疏导式防热系统的方案设想。     

实践四号卫星热设计及其实施

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。     

微小卫星热控系统的研究现状及发展趋势

文章针对微小航天器研究现状和发展需求给热控系统设计带来的难点和挑战,从传热学和控制学两个角度,对近年来微小卫星热控领域出现的先进的热量收集、传输和排放装置展开论述;追踪了国内外学者提出的热控发展新的理论和方案。总之,开展各种智能、灵巧的航天器热控部件研究及针对高性能传热装置的控制策略研究是由微小卫星的结构布局和任务特点所决定的必然要求和发展趋势。     

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。     

热控涂层红外发射率对GEO卫星蓄电池温度波动的影响

在东方红一3卫星平台的基础上,将合理简化后的南蓄电池舱作为热分析模型。根据影响蓄电池温度波动的机理,提出服务舱舱板内表面常用热控涂层（白漆、镀铝膜、碳蒙皮）的5种组合方案,并量化分析了热控涂层红外发射率对蓄电池温度波动的影响。分析结果表明：降低蓄电池舱舱板内表面热控涂层红外发射率,尤其是降低蓄电池安装舱板表面的热控涂层红外发射率,可有效减小蓄电池温度波动幅度。与基准方案相比,最优组合方案能使蓄电池温度波动幅度降低50％。     

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。