二氧化碳探测仪瞬态热分析模型修正

为实现碳卫星载荷在轨温度的准确预测,对其试验状态瞬态热分析模型的修正进行研究。先比较热分析计算结果与热平衡试验结果,求出两者对应温度监控点的温差;再利用蒙特卡洛法对二氧化碳探测仪热分析模型参数进行灵敏性分类,将模型参数分为整体灵敏、局部灵敏与不灵敏参数。然后根据热平衡试验数据,用拉丁超立方和单纯形法的混合法对模型各个参数进行分层修正,得到满足目标函数各个灵敏性参数的最优值。最后将参数最优值代入热分析模型计算验证该修正方法正确性,并进行残差分析。结果显示修正后各温度监控点热分析计算与热试验温差δ_a小于±0.5℃,残差修正率θ高于80%,修正后多数温差比修正前减少了一个数量级。结果表明修正取得的效果明显,修正方法合理可行。     

二氧化碳探测仪瞬态热分析模型修正

为实现碳卫星载荷在轨温度的准确预测,对其试验状态瞬态热分析模型的修正进行研究。先比较热分析计算结果与热平衡试验结果,求出两者对应温度监控点的温差;再利用蒙特卡洛法对二氧化碳探测仪热分析模型参数进行灵敏性分类,将模型参数分为整体灵敏、局部灵敏与不灵敏参数。然后根据热平衡试验数据,用拉丁超立方和单纯形法的混合法对模型各个参数进行分层修正,得到满足目标函数各个灵敏性参数的最优值。最后将参数最优值代入热分析模型计算验证该修正方法正确性,并进行残差分析。结果显示修正后各温度监控点热分析计算与热试验温差δa小于±0.5℃,残差修正率θ高于80%,修正后多数温差比修正前减少了一个数量级。结果表明修正取得的效果明显,修正方法合理可行。     

卫星测控天线日照温度场极端工况预测方法

针对卫星测控天线日照温度场产生的热变形影响天线电性能问题,提出了一种预测天线极端温度工况的方法.该方法将太阳照射参数与天线面板方程有效结合起来,求得天线面板的太阳直射点运动轨迹,从而确定天线姿态参数.在Ⅰ-DEAS中建立该姿态的模型,同时引入环境因素的影响,进行瞬态仿真分析,预测天线的极端温度工况.通过试验天线,验证理论计算太阳直射点运动轨迹与极端温度预测方法的正确性.     

卫星热控系统的动态特性建模与仿真

受控对象的动态特性是卫星热控系统设计的基础,为了更加简便地进行卫星热控系统的动态特性计算,根据卫星各部分的温度变化特点及它们之间的热量传输关系,将其划分为外壳、辐射器、舱内环境、关键仪器设备以及相变蓄热装置5个集总参数热控环节,建立起各热控环节温度变化的数学模型.应用这一模型可以十分简便地计算内部热源强度及空间外热流变化时卫星各热控环节的温度变化趋势,其计算过程较常规的卫星瞬态温度场计算简单、方便,满足了对卫星热控系统进行仿真研究和控制策略优化的迫切需要,这对发展各种主动热控制技术来说具有尤其重要的意义.     

空间相机热平衡试验温度预测方法改进及应用

为实现对航天器热平衡试验平衡温度的预测,建立了热平衡温度预测的方程式,对影响预测结果的各参数进行了分析。首先,由节点网络法推导出平衡温度表达式,介绍了其基于非线性最小二乘法的求解过程,建立了平衡温度的迭代方程;其次,结合大量的试验数据,对影响迭代结果的3个因素进行了统计分析,并最终确定了各因素的合理取值范围;最后,利用温度预测程序对某空间相机热平衡试验中低温工况的平衡温度进行了预测,并与试验结束后的结果进行了对比。结果表明,预测温度与试验数据的误差为±1℃（在3%之内）,满足精度要求,对热平衡温度准确的预测有效的缩短了试验时间,节省试验费用。     

基于模糊控制的纳卫星热控系统仿真

建立了球状纳卫星温度系统动态特性方程组,确定系统稳态温度值后搭建温度系统模型;设计合理的模糊逻辑控制器,与温度系统模型部分相结合,完成整个热控系统模型;分别采用±50%的阶跃信号模拟纳卫星温度系统在空间运行时受舱内仪器热源改变和外壳、辐射器所接受的太阳辐射加热量改变的影响,执行热控系统仿真,绘制仿真曲线与不加控制前的结果相比较.仿真结果表明,将模糊控制系统运用于纳卫星热控系统中能够准确、快速地对其系统温度进行合理控制,具有鲁棒性好、对参数变换不敏感、适应性强以及过渡过程时间短等优点.      

基于BP神经网络的纳卫星轨道温度预测

为了实现纳卫星在轨温度的预测,在对纳卫星热系统动态特性模型分析的基础上,建立BP神经网络预测模型实现纳卫星在轨温度的预测.通过分析纳卫星热系统动态特性模型,得到用于BP神经网络预测模型的输入、输出变量以及训练神经网络所需的数据样本.BP神经网络预测模型分别以纳卫星外壳、辐射器、舱内仪器的热流及温度值为神经网络输入、输出,预测纳卫星10s后的轨道温度.经验证,神经网络预测模型预测结果与纳卫星实际轨道温度吻合较好,表明神经网络预测模型是快捷有效的.      

纳卫星微槽道冷却系统在轨动态热特性分析

针对纳卫星热流密度不断升高的发展趋势,介绍了一种基于微机电技术(MEMS,Micro Electro Mechanical Systems)的泵驱动单相流微槽道冷却系统.通过合理分析与简化,应用集总参数法建立了能够反映受控对象及冷却装置动态特性的温度响应模型;运用数值方法仿真计算了某纳卫星在轨飞行中受空间外热流影响下的外部散热面和内部电子设备温度的变化规律.仿真结果表明:应用MEMS技术的微槽道冷却系统可以满足高热流密度的纳卫星热系统的冷却需求;空间外热流相对于星体内部热功率的变化,对纳卫星散热面温度的影响较小;该建模方法和求解算法对分析计算纳卫星的温度动态特性是简便、合理的,并为进一步深入研究纳卫星热控制、热管理理论与技术奠定了理论研究及工程应用基础.     

太阳同步轨道卫星光学特性

为了分析太阳同步轨道卫星的光学特性,对FY-1卫星的可见光和红外波段光学信号进行了仿真计算和模拟试验验证.通过对外部辐射及内部热源的分析,计算了卫星的温度场,采用随机起伏表面算法模拟表面覆盖材料外表面,通过阴影遮挡判断及双向反射分布函数(BRDF, Bi-directional Reflectance Distribution Function)模型计算卫星对外部辐射的反射特性,编程计算得到在可见光0.4~1.0μm和红外8~14 μm,14~16 μm波段下卫星的光学特性.结果表明红外辐射亮度与表面温度相关,8~14 μm最大约90 W/(m²·sr)、14~16 μm最大约20 W/(m²·sr).空间可见光辐射强度具有明显的镜面反射效应,卫星主体峰值2 200 W/sr.通过地面模拟测量空间目标的温度和红外辐射验证了温度及红外辐射仿真计算模型,可见光辐射强度仿真计算结果与地面模型卫星测量结果误差在20%以内.     

卫星微振动液阻隔振器建模与试验研究

卫星微振动隔振器建模是进一步整星振动仿真、优化和控制的基础。针对五参数分数阶导数模型无法描述液体阻尼式卫星隔振器幅变特性的缺点,根据试验数据,分别对各位移振幅激励下的隔振器的动特性曲线进行参数识别,根据参数识别结果,对五参数分数阶导数模型进行幅值相关性修正,引入幅变因子。由仿真结果与试验结果的对比可知,引入了幅变因子的分数阶导数模型可以很好地预测隔振器的幅变特性。在提出的改进型分数阶导数模型的基础上,进行了模型参数影响分析。所提出的建模方法可为微振动隔振器的设计和分析提供参考。      

一种兼顾不同轨道姿态的卫星热控优化设计方法

分析了传统卫星的热控设计方案,提出一种能够同时满足太阳同步轨道和倾斜轨道条件的卫星热设计优化方法.基于该优化方法对某卫星在两种轨道条件下进行了热仿真分析,并对太阳同步轨道条件下的卫星进行热平衡试验和在轨验证.研究结果表明,采用该优化方法可减少倾斜轨道条件下卫星热设计的地面试验验证,缩短卫星研制周期并显著节约成本.研究结果可为卫星热控设计优化提供参考.      

嫦娥五号探测器热平衡试验方案设计与实现

针对嫦娥五号探测器热平衡试验中面临的难题，在分析以往国内外航天器热平衡试验技术现状基础上，依据验证充分、有效与全面的原则，构建出一套探测器热平衡试验方案，提出一种基于“专用红外吸收式空间外热流模拟方式”的热平衡试验方法，设计了典型试验工况，同时优化了试验技术流程。地面热平衡试验结果结合在轨飞行数据表明：热平衡试验方案能够有效验证热控设计的正确性，专用红外吸收式外热流模拟装置偏差造成的温度影响不超过2℃，热平衡试验工况设置合理，技术流程优化，热分析模型相关性工作可使热分析模型更加准确可信。     

通信卫星平台热分析建模方法研究及温度预示

对通信卫星平台进行热分析 ,用热平衡试验结果对计算结果进行比对和修正 ,达到计算误差与试验误差基本在± 5℃范围内的效果 ,确立该平台热分析建模方法 ,该方法也可为其它卫星平台所借鉴     

MEO导航卫星热控系统设计及验证

为解决MEO导航卫星整星热控设计以及有特殊温控指标要求设备的温度控制问题,结合卫星构型、轨道姿态、工作模式等特点,采用被动散热、扩热及局部隔热的热控措施,辅以开关或高精度比例控温算法分级主动热控设计原则.针对载荷大功率设备和相控阵天线,采用热管网络结合扩展散热区的热控措施;针对有温度敏感指标要求的蓄电池组、原子钟等采用...     

论航天器的热试验

论述了各种类型热试验 （热平衡试验、热真空试验、热循环试验） 在航天器研制中的重要性及它们的做法要点。针对当前试验中出现的问题, 强调了组件级, 尤其是电子电工产品热试验 （热真空试验及热循环试验） 和整星级发射星热真空试验对提高航天器可靠性所起的重要作用, 并提出了相应的建议。     

温度外推预报技术在热平衡试验中的应用研究

在航天器的稳态热平衡试验中 ,应用温度外推预报技术可以准确的给出航天器热平衡极限温度 ,缩短热平衡试验时间 ,从而降低航天器研制成本。文章对非线性最小二乘估计和广义卡尔曼滤波 (EKF)两种温度外推预报方法在航天器热平衡试验中的应用做了相关的研究。     

利用BP神经网络对卫星无热敏设备温度的估测

卫星上测温资源有限，只有部分设备有测温点，难以准确获得其他无测温点设备的温度。基于反向传播（BP）神经网络对复杂非线性系统优秀的拟合能力，建立了估测卫星上无测温点设备温度的神经网络，以在轨有测温点设备温度为输入层，以在轨无测温点设备为输出层，并使用卫星热试验获得的星上温度遥测数据和在轨无测温点设备的热电偶温度数据进行训练和测试。测试结果表明，所建立的神经网络估测精度在1℃以内，可以用来精确估测卫星无测温点设备的温度。针对学习样本对估测误差之间关系进行了研究，计算表明，学习样本的多样性和大数据量能够显著减小估测误差。     

卫星单相流体回路热控系统前馈PID控制

利用传热学相关理论,对卫星单相流体回路热控系统的传热机理进行了分析与简化,建立起一个包括卫星单相流体回路各热组件模型、受控对象模型与控制系统模型的系统动态热模型。针对卫星单相流体回路系统惯性比较大,温度经常超调的特点,提出在现有PID反馈控制的基础上,引入系统热负荷作为反映系统扰动信号的前馈控制,以减少系统温度的动态偏差。利用热力学模型进行了仿真研究,仿真结果表明:采用以"系统热负荷"为信号的前馈PID控制温度超调量更小,具有更好的控制性能。仿真结果也可用于指导工程设计。