高分辨率相机大功率焦面热设计及验证

为保证高分辨率相机焦面的工作环境,尽量降低CCD组件工作时的温升,需对焦面进行热控设计。文章在分析某高分辨率相机焦面热控特点的基础上,根据其结构与安装位置,提出以柔性导热索与固定辐射板结合补偿加热控温的热控方案,并对散热路径进行了设计。利用热分析软件建立相机的热模型并进行仿真计算,结果表明：焦面连续工作600 s后,电箱壳体温度在15.0～24.1 ℃之间,CCD组件温升11.1 ℃;而采用增加相变热管的设计方案后,CCD组件的温升降低至7.2 ℃,满足热控指标要求。最后,对相机进行热平衡试验,结果显示,焦面连续工作600 s后,电箱壳体温度在15.1～22.6 ℃之间,CCD组件最高温升7.2 ℃,与热分析计算结果吻合较好,表明针对该高分辨率相机焦面的热设计正确、可行,为大功率焦面的热控设计提供了参考。     

基于大数据多视场传函计算的星载相机焦面标定方法

为了精准标定星载相机在轨焦面位置,提出了一种基于大数据多视场光电传递函数过焦曲线的计算方法,即采用大数据处理办法,排除温度梯度、振动等测试环境影响,计算得到多视场光电传递函数,并测试计算不同焦面位置下的传递函数,绘制过焦曲线,标定焦面。通过该方法,实现了有效光学口径为600 mm,焦距为2597 mm的高分七号卫星正样激光测高仪系统中两通道可见光足印相机的焦面标定,位置标定精度小于0.02 mm,各个视场传递函数优于0.35(31线对/毫米)。经高分七号在轨图像验证,大数据多视场光电传递函数计算方法完全满足现有星载相机的标定精度和像质要求。     

基于热电制冷的某舱外载荷两级控温设计

在某层叠式舱外载荷热控设计中,为同时满足整机散热以及部分模块组件高精度高稳定度温度控制需求,提出一种基于热电制冷（TEC）在上层模块侧壁营造相对较低温度环境（一级温控）,再结合薄膜式电加热器对上层模块内部组件进行高温度稳定度控温（二级控温）的热控设计方案。该方案通过建立并有效控制上层模块与冷板之间唯一的传热路径,在实现上层模块高效散热的同时保证其内部约束点温度的高稳定性。通过仿真分析和热平衡试验对该热控方案进行验证,结果表明：当冷板来流温度在±5 ℃/90 min波动时,一级控温实现约束点温度波动小于±0.3 ℃/90 min,二级控温实现约束点温度波动小于±0.1 ℃/90 min,所有约束点温度满足指标要求。     

空间天文望远镜主动制冷焦面结构设计、分析与热实验

对某天文卫星的可见光望远镜载荷CCD焦面工作温度需求进行了分析计算。为满足CCD焦面 -65℃ 的工作温度需求,设计了主动制冷焦面结构。采用有限元方法分析了工作温度下热电制冷器和导热胶产生的热应力,结果表明热电制冷器最大应力为14Mpa,导热胶最大剪切应力为1.2Mpa,均处于许用安全应力内。研制的焦面组件模拟件顺利通过了真空热试验,验证了焦面组件的制冷性能与安全性。     

月面采样相机的热设计与热分析

月面采样相机安装于月球无人采样返回探测器的机械臂上,其质量小,热耗较大,长期工作在高温环境中,故温度水平成为影响相机能否正常工作的重要因素,须予以分析。文章根据相机工作模式和机械臂的姿态运动特性,构建出适应机械臂运动的热分析模型,提出几种实现相机高温散热的方法,通过对比分析,分别确定了基于OSR涂层和白漆的热控方案,并推演了散热窗口的临界模型,为后续器外设备热设计提供借鉴思路。     

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。     

遥感器焦面电路热设计改进的模拟试验

焦面电路是空间光学遥感器重要发热源,需要通过合理的热设计将热量及时导走,维持电子元器件温度不致过高。某空间光学遥感器焦面电路大量采用高功耗电子元器件,采取传统方法对该焦面电路进行了热设计;建立了模拟试验系统对该热设计进行验证,在模拟试验过程中发现了该热设计的不足之处;提出了改进措施,即:建立从发热器件到电路盒壳体之间直接导热路径,并再次进行了试验。试验结果表明改进后测点温度有大幅度降低,从而验证了改进措施的有效性。     

一种星载大功率T/R组件的高密度组装技术

随着卫星应用技术的发展,相控阵天线在卫星上的应用越来越广泛,T/R组件作为有源相控阵天线最核心的部分,直接决定了相控阵天线的性能,而卫星载荷宇航级的应用,又对T/R组件提出了需要同时具备高功率、高集成和高可靠性等更加严苛的要求.提出了一种星载大功率T/R组件的高密度组装技术,从结构特点、热仿真、可制造性等方面详细介绍了...     

某星载天线热变形对跟踪指向精度的影响仿真分析

星载天线在轨工作时,空间剧烈的冷热交变和较大的温度梯度会引起天线产生一定的热变形,导致波束指向发生偏转,降低系统跟踪指向精度,甚至使系统无法捕获目标。通过对天线热变形以及由此引起的波束指向变化进行仿真与分析,得出结论:天线波束指向由热变形引起的最大偏差为0.0247°,满足系统对于天线波束指向偏差小于0.05°的要求,为系统跟踪指向精度的计算提供了依据。     

一种空间相机用小型锁定组件设计

在卫星发射阶段,采用锁定组件对空间相机中的活动部件进行锁定可以提高活动部件的基频和抗振动能力、减少振动对机构精度的影响。一种用于空间相机中活动部件锁定和解锁的小型锁定组件,采用电机正反转动带动滚子从动件径向凸轮机构来实现锁定、解锁功能。文章详细介绍了小型锁定组件组成和工作原理,通过设计实例对机构进行了受力分析计算、验证了电机和结构设计参数选择的合理性。装机地面试验和环境试验结果表明,所设计的锁定组件性能稳定、工作可靠,很好地满足了空间相机使用要求。     

地球静止轨道凝视型相机热分析与热设计

空间光学遥感器在轨运行过程中要承受太阳辐射和空间冷热沉、黑热沉等恶劣温度环境的影响。为确保相机在轨正常运行并拥有较高的成像品质,需要对相机进行精确的热控设计。根据地球静止轨道太阳辐射外热流特点,详细分析了静止轨道凝视相机热设计的重点和难点,并针对热设计中可能遇到的问题提出相应解决方案。     

一种基于空间相机热特性的高精度控温方法

为提高空间相机的控温精度以保证成像品质,文章提出了一种基于空间相机热特性的高精度控温方法。该方法从相机控温回路所控区域的能量平衡方程出发,根据控温区域自身的热特性参数,综合考虑其它控温区域对其传热影响以及外热流变化等因素,最终确定本控温周期内的主动控温功耗或加热占空比。通过建立某相机热模型,分别施加上述控温方法与开关比例控制算法,对控温效果进行了仿真对比。结果表明,该方法的控温精度显著优于常用的开关比例控制。     

基于材料优化设计的某卫星结构热变形控制

为在不改变结构形式和卫星构型的前提下减小某卫星有效载荷安装界面热变形,用有限元法分析了初始方案的变形及其原因,通过材料优化设计确定了新的设计方案。经在轨飞行试验验证,新方案的热变形控制方法的热变形满足指标要求。     

基于在轨组装维护的多载荷协同观测卫星平台构型设计

针对高轨遥感卫星多载荷协同观测和一致测量应用需求,在前期总体技术方案研究的基础上,通过开展现有在轨组装航天器和高轨卫星公用平台的构型调研,提出了一种适用于多载荷协同观测需求的平台构型设计方案。平台利用CZ-5运载火箭发射并在轨展开,采用“网格式中心承力筒+板+桁架”式的总体构型,开展了主传力路径、贮箱承载结构、网格式中心承力筒等的细化设计工作,并进行了结构产品的初步设计,建立了平台结构整星的有限元模型。仿真分析表明:平台结构整星的各向一阶频率均能满足运载火箭的频率要求。基于标准化、通用化的平台接口设计,使其具备可扩展及可维修的能力,大大提升了平台鲁棒性。基于全网格筒的主承力设计,增强平台结构承载能力,并改善平台内部热环境。该设计方案可为基于在轨组装维护的高轨遥感大平台结构的设计提供有价值的参考。     

高超声速飞行器防热瓦结构的变厚度轻量化设计方法

针对非均匀气动加热条件下三维复杂防热瓦结构的轻量化需求,基于变厚度设计理念,发展了一种基于网格变形技术（ASD）和热固耦合分析相结合的防热瓦结构优化方法。优化结果表明,基于网格变形技术能够快速有效地解决优化过程中的网格自动更新问题,避免了网格重新划分的耗费及复杂结构网格重构的困难,并得到了光滑柔顺的厚度形状曲线;相比等厚设计,变厚度设计可以有效考虑载荷的非均匀效应,并极大地减轻结构重量;优化后可以更充分发挥防热瓦结构各层材料的承载能力。