临近空间飞行器热管理及热设计方法

针对临近空间飞行器所处独特的空间热环境,对其空间外热流进行了分析,并结合飞行器载荷舱内能源与电子设备的功耗情况及热控要求,在载荷舱的散热措施中对辐射、对流两种热量传递方式的散热效果进行了分析和对比。结果表明：在临近空间飞行器所处的独特的空间热环境下,强制对流换热效果明显大于辐射换热,且在相同的热载荷工况下,对流散热系统的设备重量要远小于辐射散热系统的设备重量,对流散热系统受空间热环境的周期性变化影响较小,系统较为稳定。
     

临近空间慢速飞行器载荷概述

随着经济需求与军事需求的牵引和科学技术的进步,临近空间慢速飞行器因其良好的驻留能力和适用于对地观测、通信、打击的大视野和驻留高度,受到广泛关注。文章结合临近空间平流层不受云、雨、雪、雾干扰的气象特点和距离地表高度20~100 km之间的高度特征,分析了临近空间慢速飞行器在有效工作时间、成本、设备工作效果相对于卫星和飞机的优势,以及临近空间慢速飞行器的在飞行速度和飞行高度上的参数约束和目前临近空间慢速飞行器的具体分类。根据临近空间慢速飞行器的负载能力和运动特性对比当前卫星和飞机上实际应用有效载荷种类和有效载荷性能需求,对临近空间慢速飞行器有效载荷进行了讨论。文章着重论证了合成孔径雷达(SAR)有效载荷、可见光有效载荷、红外有效载荷、通信中继有效载荷、武器有效载荷在临近空间慢速飞行器上的可行性和应用优势,分析了临近空间慢速飞行器有效载荷的发展趋势,为临近空间慢速飞行器有效载荷的发展和有效载荷的应用选择提供了参考。     

萤火一号火星探测器热控分系统设计

根据萤火一号(YH-1)火星探测器的热环境特点,对热控分系统设计进行了研究,分析了热控分系统技术难点,给出了方案设计,介绍了大功率单机散热、探测器多模式自主热控和长火影热控等设计.热平衡试验结果验证了热控设计的正确性.     

临近空间高超声速飞行器关键技术及展望

随着各国对提高军队通信、反应和作战能力的需求与日俱增,发展临近空间高超声速 飞行器技术的重要性愈发明显。综述了临近空间高超声速飞行器国内外的发展现状与趋 势,系统全面地分析了发展临近空间高超声速飞行器的关键技术,包括总体设计技术、气动 力和气动热技术、高温长时间热防护技术、高精度GNC技术、有效载荷抛撒技术以及发动机 技术。在此基础上,最后提出了适合我国国情的临近空间高超声速飞行器技术的发展设想。
     

星载平板有源SAR天线热设计与验证

合成孔径雷达天线是微波遥感卫星的重要载荷之一,一般具有尺寸大、收发单元多、热耗大、工作模式多等特点。载荷热耗峰值可达7000W,同时为减小热变形对指向精度的影响,设备温度一致性需优于10℃。因此大功率组件散热和温度一致性保持是合成孔径雷达天线热控的主要难题。采用被动和主动相结合的热控手段,合理设计散热通道,解决设备的散热难题;采用等温化设计,布置热管网络,降低设备间温差;采用新型智能随动控温方法,解决不同工作模式切换、空间外热流变化、辐射耦合带来的温度梯度保持难题。采用Thermal Desktop软件对天线进行了热仿真分析,并进行了热平衡试验。分析、试验结果和在轨测试结果表明温度和温差均满足要求。该设计方法可为大功率有源合成孔径雷达天线热设计提供借鉴。     

FY-2C星热设计的优化及其在轨性能

为改善风云二号(FY-2)C气象卫星有效载荷扫描辐射计及其他星上仪器的热环境温度,采用前太阳屏增加散热面、二次分离环提高散热能力,以及重组与补充热控电加热器方案对其热控分系统进行了优化,并用仿真分析和局部试验替代了热平衡试验验证.C星飞行结果表明,优化后的热控分系统具有良好的调控和适应能力,工作稳定,性能指标全部满足要求.说明C星的热设计优化正确有效,为扫描辐射计光机提供了优良的热环境温度.     

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。     

高分七号卫星双线阵立体测绘相机热设计与验证

根据高分七号卫星双线阵立体测绘相机所处空间环境和结构特点,开展热设计和仿真分析。采用被动隔热方式降低相机与平台、环境之间的热耦合;主动热控措施进行温差补偿,使相机的温度水平保持在热控指标范围之内,并保证周向和径向温差满足设计要求;采用外贴热管建立大功率CCD器件与散热面的直接传热路径,显著地减小传热热阻和热控质量、空间需求。仿真分析和在轨测试结果表明:相机温度水平、梯度和稳定性均满足设计指标要求,该热设计方案可推广用于同类型相机的热设计。     

一种微波功率放大器的热设计与验证方法

大功率、高热流密度微波功率放大器是环境监测有效载荷中的关键设备,对整星的热设计影响很大.功率放大器的热设计的目的是满足温度需要,从而确保功率放大器的安全可靠工作.文章在完成热设计的基础上,确定热控设计方案,对功率放大器进行了热试验.试验结果表明,热设计可以满足要求.     

辐射器展开角度对航天器热控能力影响的研究

为了在有限的结构尺寸下提高航天器热控系统的散热能力，提出与流体回路耦合的可展开式辐射器热控方案，建立可展开式辐射器空间散热模型，分析辐射器不同展开角度下系统的热控特性。结果表明，随着辐射器展开角度的变化，辐射器吸收的空间热流也随之发生变化，并最终决定热控回路的流量分配。在工程应用中，基于热控流体回路，通过调节可展开式辐射器的展开角度，可以有效提高航天器热控系统的能力范围。     

CCD组件的热分析和热试验

CCD组件是CCD相机能否传输高质量图片的关键 ,其对工作环境温度的要求非常严格 ,过高或过低的环境温度都会降低其光电转换的能力 ;同时 ,其自身的温度波动过大更会产生热噪声 ,从而使相机的分辨率降低。文章采用NEVADA和SINDA热分析软件计算分析了用电加热功率补偿来保持CCD片温度水平并减小CCD片温度波动的设计方法的可行性 ,得出了几种不同功率补偿方案对CCD组件温度波动的影响。并通过一个热平衡模拟试验验证了热分析的正确性     

真空热试验中材料放气的放气量及其导热问题

材料放气是真空热试验中常见的现象,文章分析了材料放气的过程和机理,给出了计算放气量的两种方法.对于平缓的材料出气过程,从气体扩散的角度,利用费克第二定律求解得到了平板材料模型的气体浓度分布,并由此计算出放气量;对于短时间内的剧烈放气过程,是根据放气后的抽气试验数据拟合出抽气曲线,以此反算放气量的大小.文章最后还分析了由于放气而引起的低压气体导热过程,为真空热试验中的相关问题提供了理论分析依据.     

高温燃气热环境加热特性的试验方法研究

简述了利用高温燃气流引射常温空气对近空间高超声速飞行器头锥部件进行地面热环 境模拟的实验方法,试验段高温燃气流引射常温空气使飞行器头锥部件达到驻点附近区域高 温而其余蒙皮表面低温的高超声速气动热分布特点。应用CFD计算流体力学软件FLUENT对试 验段头锥试件表面的流动加热特性进行了数值分析,得到了高温燃气引射常温空气在不同试 验设计条件下试件表面温度分布特点。数值模拟计算结果与飞行器在高超声速飞行状态下对 应机体部位气动热的理论计算值进行对比,证实利用高温燃气进行热环境模拟的方法是可行 的,为相关的热环境地面模拟设备方案论证提供依据。
     

基于热平衡试验的某空间相机热光学集成分析

为研究某空间相机温度场变化对光学系统性能的影响,利用该空间相机热平衡试验温度测试结果,开展了相机光机主体的热光学集成分析,并依次完成了相机温度场反演、热变形分析、光学系统性能分析,以及热光学分析结果同试验测试结果的对比。结果表明：温度是影响该相机光学系统性能的主要因素之一;将光机主体温度控制在设计值能够最大程度上减小热变形对于相机光学系统性能的影响;而当光机主体温度发生变化时,热变形会使得相机焦面偏离初始焦面位置,因此需要对相机进行合理的温控设计并配合焦面调焦来满足在轨成像的需要。     

一种航天器热平衡试验温度稳定判据确定方法

针对典型航天器热控设计与传热过程特点,建立了设备与舱体动态耦合换热集总参数模型。提出了一种基于热时间常数的航天器热平衡试验温度稳定判据确定方法,给出了双节点耦合换热型航天器系统的热时间常数定义,建立了热平衡温差与温度变化率的对应关系。提出了基于Levenberg-Marquardt最小二乘法温度曲线拟合的热时间常数实时修正方法,该实时修正方法可用于多节点耦合换热航天器热平衡温度稳定判据确定。讨论了目前广泛采用的航天器热平衡试验温度稳定判据的适用性,研究结果可用于指导航天器热平衡试验中温度稳定判据确定。     

星载行波管电源的热设计及热分析

文章对一种国产的、用于星上行波管电源所存在的热问题进行了讨论,分析了影响设备内部温度水平的关键因素,基于机、电、热一体化的思想提出了热设计方案,并通过计算机辅助技术,对方案进行了热分析仿真验证。     

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。     

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。     

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。     

导热脂低温热导率的测试研究

导热脂的低温热导率是研究宇航用导热脂的重要参数,“瞬态热线法”是常用的测量方法之一,但受使用条件限制,实际应用中容易产生较大误差。本文提出采用改进的“瞬态热线法”即对标准流体与试样进行测量比对的方法,用于导热脂低温热导率的测量,减小了测试方法的系统误差,因而保证了测量的相对误差小于6％。在测量装置上,采用廉价的康铜丝取代了传统使用的铂丝,设计采用了容易进行拆洗的低温试验装置。文章讨论了影响导热脂低温热导率的因素。提出测量加热时间要在2 s～3 s之内以防止对流,分析了比对状态的误差影响,并给出了两种导热脂低温热导率与温度关系曲线。分析表明本文提出的试验方法可以满足宇航用导热脂研究的需求