HP—IB DC电源在《ZY—1》热控星热平衡试验中的应用

着重介绍了针对《ZY-1》热控星热平衡试验,程控电源系统及其控制程序的设计与实现。     

使用太阳模拟器进行热平衡试验的附加外热流影响分析

航天器的结构复杂化与表面热光学性能差异,使得航天器热平衡试验中对大型太阳模拟器的需求越来越大。文章根据离轴式太阳模拟器的结构,分析了使用太阳模拟器进行热平衡试验时,真空容器中附加外热流的来源及其对试验的影响,并通过建立热控星模型和容器与热控星的联合模型进行仿真计算,给出温度分布结果,进而提出相应的试验设计改进建议。     

MEO卫星双星并行真空热试验技术

在"北斗三号"MEO卫星双星并行研制过程中,综合考虑总体任务需求、卫星热控特点、热控方案及现有试验条件,提出"双星同时进罐,单星热平衡,双星热真空"的真空热试验方案,并通过仿真分析对因两星相互遮挡引起的附加热流进行修正,实现两颗卫星同时使用同一空间环境模拟设备即可完成热平衡及热真空2项试验.数据比较表明,热平衡试验结果...     

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.     

高分七号卫星多探头甚高精度星敏感器热设计与验证

根据高分七号卫星对多探头甚高精度星敏感器高热稳定性的任务需求,对多探头甚高精度星敏感器进行热设计。首先,针对星敏感器光轴热漂移优于0.3(″)/℃的高热稳定性技术指标需求,开展星敏感器的结构和内部热设计,确定星敏感器安装法兰和光学镜头镜筒的热控技术指标,根据轨道参数及星敏感器的结构布局制定星敏感器热控设计方案。其次,通过仿真分析,得到星敏感器俯仰(绕X轴)方向和偏航(绕Y轴)方向的热稳定性均优于±0.3″;通过星敏感器热稳定性试验测得星敏感器绕X轴和绕Y轴的热稳定性分别为±0.223″和±0.168″;通过星敏感器热平衡试验测得星敏感器绕X轴和绕Y轴的光轴热漂移分别为±0.55″和±0.16″。在轨测试验证结果表明:星敏感器安装法兰和光学镜头镜筒的温度满足热控指标要求,2个多探头甚高精度星敏感器的光轴夹角为±1.8″,星敏感器热设计合理有效,可为其他航天器星敏感器热设计提供参考。     

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.     

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。     

星外管路多层隔热组件热参数确定方法

提出了利用整星热平衡试验数据确定星外管路多层组件热参数的方法,解决了以往星外管路热设计在地面热试验验证不充分的难题。以某卫星星外管路为例,通过对星外管路试验状态模型的修正,确定了星外管路多层隔热组件热参数,并分析了星外管路的在轨极端温度。根据确定的星外管路多层隔热组件热参数计算出的星外管路温度,与在轨温度数据符合较好,验证了此方法的有效性。     

一体化星敏感器温度控制措施及试验验证

针对一体化有源像元(APS)星敏感器的高精度高稳定温度要求,文章提出了从热扰动源波动控制、热量传递路径设计和高精度温度控制参数选择3个方面对星敏感器进行热设计的方法。以太阳同步轨道卫星为例,针对(20±1)℃的温度及稳定度要求,对3台星敏感器集中布局的情况进行分析,最终达到了星敏感器接口温度波动在1℃以内的效果。同时,采用地面等效热平衡试验验证了该方法的有效性,可为后续卫星星敏感器热设计提供参考。     

一种GEO卫星星敏感器热控设计

为解决目前地球静止轨道(GEO)卫星星敏感器热控设计复杂、实施难度大的问题,提出了一种辐射小舱式星敏感器热控设计方案。以东方红-4(DFH-4)平台GEO卫星星敏感器采用辐射小舱式热控设计方案为实例,利用热分析软件TMG建模进行了热分析验证,并根据分析结果对其布局进行了优化。优化结果表明:采用辐射小舱式热控设计方案时,星敏感器的在轨预示温度范围在-26.2～+22.2℃,能很好地满足其温度指标要求,设计方案合理可行,可为GEO卫星上同类设备的热控设计提供参考。     

微纳卫星在轨温度场快速分析

微纳卫星低成本和方案快速迭代的特点,对其热控系统提出了简化、通用、快速设计等新要求.文章考察分析微纳卫星在热控系统设计方面所面临的困难和技术挑战,针对一般性椭圆地球轨道给出空间外热流随时间变化的计算方法;在此基础上,针对微纳卫星的结构和传热特点,提出整星热平衡方程对真近点角的连续积分方法和卫星温度场的多节点集总参数分析...     

基于DSP和CAN总线的热功率模拟系统

热功率模拟系统用于测试整星热平衡试验时模拟星上各设备热量分布情况,以检测整星的热控系统性能。本系统采用数字信号处理（DSP）组成单元处理系统,采用控制器局部网（CAN）总线组成通信网络,通过计算机对每一路功率按照预先设定好的功率曲线进行调控、巡检、记录。     

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。     

嫦娥一号卫星热设计及计算分析

嫦娥一号卫星整星主结构以东方红三号卫星平台为基础。由于其复杂的飞行阶段和飞行姿态、以及月球表面特殊的温度分布,卫星表面的外热流非常复杂、变化剧烈,给整星的热控设计带来很大困难,使得整星的热控方案与东方红三号卫星有很大不同。文章着重分析了卫星的特点,并且给出了主要的热控设计方案,最后给出了整星的热分析模型,并对计算结果进行了分析。分析结果表明目前的设计方案满足了卫星在各种工况下的温度指标,实现了总体提出的热控要求。     

中巴资源一号卫星（FM1）热控分系统在轨飞行性能分析

论述了中国和巴西联合研制的资源一号首发卫星(FM1)的热设计概况，根据在轨飞行四年的温度遥测数据，进行了天地数据比对和整星的热控性能分析，并对有效载荷CCD相机、磁带机以及电源和姿轨控系统的关键设备(如Cd—Ni电池、红外地平仪、陀螺组件等)的控温效果给以了评价，对热控分系统的主要部件(如热迭涂层、多层隔热材料、电加热器等)的热控性能作出了评估。分析表明，热控分系统的设计满足了总体的技术要求，为整星提供了良好的温度环境，同时也为延长卫星寿命提供了一个基本条件。     

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。     

环月轨道一体式星敏感器热设计及仿真验证

文章提出了一种适用于环月轨道条件下的一体式星敏感器的复合热设计方案。一体式星敏感器自身热耗集中,在环月轨道条件下受太阳辐射和月球红外辐射共同影响,散热条件恶劣。利用热管、热控涂层、多层和电加热器等热控措施相结合的方法,解决了环月轨道条件下的一体式星敏感器的散热问题。通过仿真分析,星敏感器最高温度36.7℃,满足单机温度要求。     

无载荷舱航空相机的热控设计与试验验证

为保证航空相机在平流层空间热环境下稳定运行,对无载荷舱的航空相机进行热设计和验证。基于20 km海拔高度下相机外部的对流及辐射环境特点,采用一维对称平板测试法确定选取多层隔热组件作为相机蒙皮材料,选取聚氨酯泡沫作为隔热填充材料。对载荷相机进行热控系统设计,并利用有限元软件分析极端工况下相机的温度场分布,最终设计热控总功率为240 W,包含为相机镜头除霜预留的部分热控功率。低气压热平衡试验验证结果与仿真分析结果吻合良好;低温工况下热控功率约占总功率的70%,控温点的温度波动在±1℃以内,满足相机控温精度要求。     

航天器动力管路热控设计与试验研究

针对某航天器动力系统管路布局分散造成系统温差大、控温难的问题,结合动力管路温度指标要求和边界环境条件,采用以被动热控措施为主、辅以电加热主动热控措施的设计方案。分析确立动力管路的热环境,建立换热模型;通过仿真分析和整器热平衡试验,选取不同工况,验证了动力系统氧化剂管路和燃烧剂管路温度均维持在8～20℃范围内的热控设计结果。该方案对各类航天器的动力管路热控设计和分析有一定的指导和借鉴作用。     

红外笼、红外加热片和太阳模拟器对比热平衡试验圆满完成

近日,北京卫星环境工程研究所的预研课题大型太阳模拟器热试验方法研究取得重大进展。该所在北京空间飞行器总体设计部热控室的通力配合下,完成了红外笼、红外加热片和太阳模拟器的对比热平衡试验。