CCD器件用机械泵驱动两相流体回路仿真与试验

电荷耦合元件（CCD）作为航天光学遥感器的核心部件之一,其工作性能受温度影响很大,传统的热控产品难以满足大功率CCD的精密控温需求。通过仿真与试验系统研究了机械泵驱动两相流体回路（MPTL）用于CCD控温时的启动特性、运行状态、内部工质的流动及传热特性。结果表明:MPTL可以通过干度的调节来吸收冷凝器外热流和CCD工作模式的影响;MPTL的控温精度可以达到±1℃,蒸发器并联支路、蒸发器负载和冷凝器温度在一定范围内变化等均不会对系统运行稳定性产生影响,其仍可将CCD器件控制在所需温度;通过仿真与试验对比,发现仿真模型的误差在±1℃以内,验证了模型的有效性和准确度。MPTL可以很好地满足航天光学遥感器CCD的控温要求,能够保证CCD始终具有较好的温度稳定性和均匀性,且系统具有良好的运行特性和鲁棒性,其在CCD精密控温方面具有很好的应用前景。      

旋转数对凸表面气膜冷却影响的实验分析

采用圆弧模型,测量了旋转状态下凸表面气膜冷却效率 η _ad和换热系数 h _f的分布规律,重点研究旋转数 Rt=ωD/u_∞ 对气膜冷却的影响.叶片表面温度采用先进的液晶测温技术进行测量.结果表明:①在旋转离心力和哥氏力的共同作用下,气膜轨迹向高半径方向发生了明显的偏移,并且转速越高偏移角度越大;②旋转使得气膜冷却效率降低,换热系数上升;③在旋转状态下,气膜发生了分离再附壁的现象.     

吹风比和曲率对旋转曲面气膜冷却效率影响

采用数值模拟方法,对旋转状态下曲率表面的气膜冷却进行研究.通过不同的曲率半径和吹风比,得到了冷却效率的分布情况,从而获得吹风比和曲率两因素对气膜冷却效率的影响规律.研究结果表明:低吹风比下,冷却效率较好;高吹风比下,气膜容易脱离壁面;凸表面的冷却效率随着曲率半径的增加而逐渐减小;而凹表面的冷却效率随着曲率半径的增加而逐渐增大;凸表面上曲率的影响作用随着旋转数的增加而逐渐弱化;而凹表面上曲率的作用随着旋转数的增大而逐渐增强.     

空间遥感器用环路热管瞬态数值模拟与在轨验证

为满足空间遥感器环路热管（LHP）在轨应用需求，建立了高分九号卫星电荷耦合器件（CCD）用LHP瞬态数值模型。模型采用了节点-网络法和流动与传热关系式耦合的方法，考虑了蒸发器与储液器之间的传热传质过程。通过仿真与在轨数据的对比，发现LHP内部组件温度偏差为0.2~0.4℃，冷凝器测点温度偏差为0.5~2.0℃；预热器通过干度的变化调节了冷凝器外热流和热源工作模式的影响；热源的工作模式对蒸发器向储液器漏热、回路流阻及两相段长度均有影响。所提模型可用于不同轨道外热流及热源工作模式下，研究LHP内部各参数的变化规律，预测LHP系统的瞬态工作特性，并指导后续产品的设计与研发。      

微重力下两相控温型储液器内气液界面仿真分析

两相控温型储液器对机械泵驱动两相流体回路的稳定运行起到关键作用，而储液器内部气液分布状态是其控温性能的决定性因素之一。在轨微重力条件下，储液器内两相流动特性与地面状态差别巨大，这将给储液器的设计带来较大难度。针对两相控温型储液器在轨微重力下的两相工质分布特性，通过计算流体力学（CFD）方法对其内两相流动行为进行数值模拟。通过使用连续表面张力模型计算表面张力，使用多相流计算的流体体积分数方法对两相控温型储液器内气液界面形态的发展进行了追踪预测，并与理论解进行对比，结果吻合一致。通过对两相控温型储液器在不同Bond数、接触角、工质充灌量等参数下的仿真分析，得到了不同条件下储液器内气液运动及分布情况，结果表明:两相控温型储液器内气液界面状态与储液器尺寸、壁面浸润性、工质充灌量相关。研究结果可以为微重力下两相控温型储液器内气液界面的控制提供理论依据，并能指导储液器研制及在轨应用。      

基于真空试验的热光学集成分析方法

为了能够有效利用空间光学遥感器(空间相机)真空环境下的试验结果开展相机温度场对光学系统性能影响规律的定量研究,文章在典型热光学集成分析流程的基础上,提出一种基于空间相机真空试验(含热平衡试验和热平衡条件下成像试验)的热光学集成分析方法。通过对关键技术环节的详细描述,论述了实现基于真空试验的光-机-热耦合仿真分析的技术途径。基于真空成像试验的热光学集成分析方法能够有效地将热光学的分析与真空试验数据相结合,获取最为接近相机实际状态的热光学分析模型及方法,从而指导空间相机的光、机、热方案设计及优化。     

间接热控在高分辨率光学遥感器恒温控制中的应用

针对高分辨率光学遥感器(以下简称高分遥感器)恒温控制要求的不断提高,文章分析了传统热控技术的优势与不足,提出采用间接热控技术进行大口径高分遥感器恒温控制的设计方法,并结合某高分遥感器的热控要求、关键部件的热控设计方案,详细阐述了间接热控技术的技术特点与实现途径。仿真分析结果及试验数据表明,间接热控技术能够满足遥感器的恒温控制需求,可以实现高分遥感器光学系统及主要结构的恒温控制精度优于±0.3℃。     

旋转状态下气膜冷却换热系数的实验

采用平板叶片模型,测量了静止和旋转状态气膜冷却换热系数(hg)的分布规律,重点研究旋转对气膜冷却换热系数的影响。测试表面气膜孔直径D=4 mm,流向倾角α=30°,展向倾角φ=90°。实验转速ω=0,800 r/min,主流雷诺数ReD=3 191,吹风比M=0.4~2.0,密度比DR=1.02。采用宽幅低温液晶测量叶片表面的温度场。结果表明,旋转使得气膜在展向上发生较明显的偏转,且吸力面上气膜偏转程度要大于压力面;吹风比对换热系数的影响较大,且这种影响在静止与旋转状态差别很大。     

自适应UKF在空间相机热平衡试验中的应用研究

光学遥感相机热平衡试验是研制遥感相机的必要手段,是准确获取相机热态特性的试验方法。根据试验条件的不同,试验往往需要数小时至数十小时不等的时间,才能使遥感相机达到稳态平衡温度。为缩短热平衡试验时间,提出了一种基于自适应无味卡尔曼滤波(AUKF)的热平衡试验温度快速预测方法,只需利用较短时间的温度采样数据,就能快速预测温度变化规律,获得稳态温度,大幅度提高了热平衡试验的效率。以某遥感相机热平衡试验中升温过程和降温过程的温度变化数据为例,预测了测温点从初始温度状态到达稳态温度状态这一过程的温度变化曲线,验证了基于自适应无味卡尔曼滤波的热平衡试验温度快速预测方法的有效性和可行性。     

环路热管在低温真空环境下的控温性能试验研究

针对某航天遥感器CCD器件在轨全寿命周期±2℃的控温要求,文章设计了一种采用陶瓷毛细芯的控温型环路热管。相比常用的金属毛细芯,陶瓷毛细芯具有更广的工质/壳体相容性、更高的开孔孔隙率、更低的导热系数和更小的孔径。上述优点使陶瓷毛细芯环路热管具有更高的运行效率和可靠性。文章通过低温真空试验验证了这种环路热管模拟空间环境下的启动和控温性能。该环路热管在储液器21.4℃、冷凝器–50.7℃的低温大温差条件下成功启动,在恒定驱动功率80W/70W/60W和交变功率30W/60W加载下,蒸发器九个冷板控温精度分别可以达到±0.4℃和±0.5℃。控温型陶瓷毛细芯环路热管可以满足分布式间歇工作多热源系统的精确控温,具有非常广阔的在轨应用前景。文章结论可为控温型环路热管在轨应用提供参考。