微小卫星高分辨率相机CCD焦面组件热控制

为了保证微小卫星高分辨率遥感器相机的成像品质，需控制焦面组件的温度水平及温度稳定性，特别是焦面CCD光学探测器件的温度控制。首先提出以相变储能与超低刚度柔性导热索相结合的焦面组件精密热控方法，对相变储能装置与石墨柔性导热索的设计及参数选取进行详细介绍；然后，建立焦面组件的热仿真模型并进行温度计算；最后，在真空环境下进行了热试验。计算与试验结果表明，焦面CCD器件长期温度为15～18.5℃，工作温升速率为0.33℃/min，具有良好的温度水平与温度稳定性；热控补偿功率≤4.8 W，约为焦面组件发热功率的1/10，可节省卫星能源消耗，验证了焦面组件热控制方法的正确性。     

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。     

高分辨率遥感相机CCD器件精密热控制

针对某高分辨率空间遥感相机电荷耦合器件（Charge-Coupled Device,CCD）体积小、功耗大但温度稳定性要求高的特点,提出了通过相机发送指令控制补偿加热回路通、断电对CCD器件进行温度控制的方法,并利用IDEAS-TMG软件进行了仿真分析,分别给出了无补偿功率、补偿功率为10W、12.5W、15W与17.5W这5种情况下CCD器件的温度变化曲线。仿真分析结果表明：补偿功率为12.5W时CCD器件的温度波动最小,热设计结果满足各项温度指标。为了验证热设计的可靠性,焦面组件参加了整机的热平衡试验,得到了满意的结果。该设计方法对各类空间遥感相机高温度稳定性要求的CCD器件的热设计和热分析有一定的指导和借鉴作用。     

高热流CCD器件散热与精密控温技术

为保证空间相机 CCD 器件处于较小的温度波动范围,根据焦面组件的结构特点,通过仿真分析的方法,对空间相机大功率 CCD 器件的散热方法和精密温度控制策略作了初步研究。首先介绍了大功率CCD器件的热设计要求,分析了大功率CCD器件热控设计特点,提出了采用微型热管的技术途径解决小空间、高热流密度器件的热量收集与排散方案,采用了基于积分分离式PI控制的电加热主动控温策略。热分析结果表明,热控方案可以满足CCD器件的散热需求以及＆#177;0.2℃的高精度、高稳定度温度控制要求。     

星上控温策略的地面模拟与验证

为充分验证卫星在轨温度控制策略的适用性和效果,针对航天器在轨温度控制的特点及方式,提出一种在地面模拟星上控温策略的方法。该方法包含:设计开发一套适用于航天器真空热试验的星上控温模拟系统及基于比例开关控制算法的星上控温模拟软件;采用并行驱动技术实现单个控温时间片为1 s的时间控制精度,工况稳定后温度控制误差不超过±0.3℃。该方法已成功应用于某型号卫星真空热试验过程,系统配置灵活、操作简单、控温周期短、控温精度高,实现了星上控温策略的有效验证。     

遥感卫星在轨故障统计与分析

对遥感卫星1988年—2014年的在轨故障数据进行分类研究发现:控制、载荷、测控和数传是遥感卫星在轨故障发生比例最高的4个分系统;故障主要发生于在轨第1年;环境、设计和器件类故障为主要的在轨故障类型;大多数故障可以通过在轨自主诊断、地面操作等方式及时予以解决, 对遥感卫星完成任务的固有能力影响较小;各分系统的在轨故障特点各不相同。文章最后针对故障原因, 提出了增加遥感卫星的地面试验与测试、加强抗辐射加固设计和开展基于在轨故障规律的分系统技术状态控制等对策, 以降低卫星的在轨故障率, 保证卫星在轨可靠、安全运行。     

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。     

“高分四号”卫星相机热控系统设计及验证

"高分四号"卫星搭载的相机具有较高的分辨率和指向精度,需相机光学系统及主承力结构在全寿命周期内保持高温度稳定性,且该相机工作于地球静止轨道,所处空间热环境更为复杂,给热控设计带来极大挑战。文章结合相机在轨成像需求和空间热流特点,详细分析了相机热控设计的重点与难点,并创新性的采用了遮光罩开设散热面、间接辐射控温、南北耦合散热面等热控措施,实现了高轨相机的高精度温度控制。热平衡试验与在轨飞行温度数据表明,相机的热控设计合理可行,能够满足相机在轨成像的温度要求,为未来高轨大口径光学相机高精度、高稳定性热控设计奠定了良好的基础。     

基于电子倍增CCD的微光成像遥感器焦面电路设计

文章介绍了一种以EMCCD为探测器件的星载遥感器焦面电路实现方案。利用FPGA基于VHDL语言设计了驱动时序发生模块,运用直接数字频率合成技术、LVDS总线传输技术和大幅值信号放大技术构建了EMCCD硬件驱动电路。为满足卫星在线配置的需求,电路设置了遥控遥测接口模块。在EMCCD读出模块和焦面电源模块设计中提出了一定的降噪方法。最后,对EMCCD焦面电路样机进行测试,证实了该设计的有效性和可行性。     

“高分二号”卫星相机热控系统的设计与验证

为了保证相机在轨成像品质和指向精度,相机光机部件的控温要求需全寿命周期温度稳定性优于±0.3℃。文章根据"高分二号"卫星相机在轨成像需求,详细分析了相机热控设计的重点与难点,并创新性的采用了辐射主动控温措施对相机进行高精度的温度控制。热平衡试验和在轨飞行温度数据表明,相机热控设计合理可行,热控措施能够很好的满足在轨成像时所需温度要求,同时证明了辐射主动控温方法具有很好的控温精度和鲁棒性,在未来空间相机高精度、高稳定性热控设计中具有很好的应用前景。     

基于相变传热技术的空间瞬时大热耗载荷级联散热设计

针对空间千瓦级瞬时大热耗载荷的散热问题,提出了一种"平板蒸汽腔(Vapor Chamber,VC)+相变装置(Phase Changed Material,PCM)+环路热管(Loop Heat Pipe,LHP)"的一体化通用级联散热设计方法。以被动控温为主,采用当量导热系数大于2000W/(m·K)的VC强化传热,进而通过3D打印的导热蜂窝结构PCM强化热量的储存和释放。以某瞬时热耗达3000W的空间载荷为例进行散热设计,通过热分析和热试验验证,结果表明:热源45s和60s工作时间内最大温升分别为12.5℃和19.6℃,温度控制在10～40℃的范围内;修正后的热分析模型与热试验结果对比,绝对误差为1℃左右,相对误差为4.85%。验证了设计方法的正确性,可为同类空间千瓦级瞬时大热耗载荷的热设计提供参考。     

深冷环路热管传热性能研究

通过实验,从超临界启动特性、传热能力、周期性载荷适应能力等方面,对自行设计的一套小型深冷环路热管进行了研究,并对实验现象进行了描述与分析。结果表明该深冷环路热管能够顺利完成超临界启动过程,且副蒸发器功率越大,主蒸发器降温越迅速;完成启动后主蒸发器具有独立运行能力,主蒸发器独立运行时具有12W×0.5m的传热能力;该深冷环路热管对周期性载荷具有很好的适应能力。     

强化排热的空间热泵系统分析

针对航天器潜在的各种类型热泵系统进行定性分析研究。综合分析表明,Rankine热泵系统综合性能最佳,效率高(理论上仅次于Stirling热泵系统),传热系数大,比重量小,地面上有长期运行的经验,其缺点是含有运动部件;Stirling热泵理论热效率虽高,但其传热系数小,比重量大,运动部件多;喷射式热泵和吸附式热泵系统最显著的优点是无运动部件,可靠性高,易于集成封装,而且还可以回收利用高温废热,不消耗系统电能,缺点是性能系数低,比重量大,设备十分庞大;对于其他类型热泵系统,其问题更多。     

变域传热问题的热漏特性及其边界条件研究

回顾了依据烧蚀试验现象所建立的变域传热问题理论研究的基础。详细论述了     

等热流条件下相变导热仿生优化

为强化微重力条件下相变材料的熔化释冷过程,采用仿生优化的思想和有限元方法研究了导热空间内高导热材料的最佳布置方案。研究表明,采用温度梯度的时间积分作为布置高导热材料的判断标准,可把导热仿生优化的思想的应用由稳态问题扩展到非稳态具有相变的问题。和人工构造方案法相比,仿生优化得到的方案可以明显强化释冷过程、降低热流入口温升;且能克服其工作量大,所得方案不一定包含最优方案的不完备性问题。     

非均匀气动加热下隔热层结构的优化设计

为获得非均匀气动加热条件下高超声速飞行器不同部位的合适的热防护系统厚度,发展了一种基于网格变形技术（ASD）的隔热层结构优化方法。以高超声速飞行器的复合材料隔热层结构为研究对象,采用有限元法在局部均布热流载荷、三角形均变热流载荷和二次函数热流载荷等作用条件下建立隔热层结构的热固耦合分析模型,提出了基于ASD技术与热固耦合分析相结合的结构轻量化设计方法。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,并得到了光滑柔顺的厚度形状曲线,优化后更充分发挥了隔热层结构各层材料的承载能力。     

燕尾形轴向微槽热管的流动和传热特性

建立了燕尾形轴向微槽热管传热和液体流动模型并进行了数值求解,计算了其最大传 热能力。模型考虑了气液界面剪切力的作用,分析了热管内气、液相流体压力和流速及弯月 面毛细半径沿轴向的变化特性,并讨论了热负荷对蒸发段端口毛细半径的影响,以及工作温 度和吸液芯结构对最大传热能力的影响。研究表明：弯月面毛细半径沿轴向非线性增加,在 蒸发段和绝热段变化较小,而从冷凝段开始急剧上升;热管内蒸气沿程压差远小于液相压差 ;液体的平均速度远小于蒸气的平均速度;沟槽热管的最大传热能力受工作温度和毛细芯结 构尺寸的影响较大;燕尾形底宽的增大或微槽高度的增加有利于提高热管的最大传热能力, 而蒸气腔半径对最大传热能力的影响不明显。同时,还通过实验验证了本模型的正确性。
     

储液器在被动式热交换下环路热管的热性能研究

环路热管是应用于航天器、航空器、舰船等设备的新型换热器件,热性能是评价环路热管的主要性能参数。通过试验和系统级数值模拟研究了当储液器处于自然对流的被动式热交换时,环路热管在不同冷源温度下的温度分布特性和换热性能,说明环路热管总热阻和冷凝器利用率受冷源温度的影响规律。环路热管存在可变热导和固定热导区:在可变热导区,环路热管总热阻随热负荷的增大迅速减小,而升高冷源温度有助于降低总热阻;进入固定热导区后,总热阻则趋于稳定。蒸发器换热系数随着热负荷的增大先增大后减小,但其变化幅度在冷源温度较高时明显减弱。     

分离式陶瓷基高温热疏导系统的耦合传热特性

对采用高温陶瓷基复合材料的高超声速飞行器分离式热疏导系统,建立了气动加热下 ,高、低热流区材料内导热－辐射与疏导通道内对流换热的耦合传热模型。采用控制容积法 结合蒙特卡罗法计算两区域陶瓷基复合材料内的导热－辐射换热,并与热疏导通道热平衡方 程耦合求解。通过模拟计算,分析了气动加热热流比、辐射散热面积比、材料光学厚度、导 热－辐射参数、对流－辐射参数对热疏导系统传热性能的影响。初步获得了提高分离式热疏 导系统传热性能的各参数调节规律。
     

小卫星瞬态外热流下动态传热特性分析

为揭示小卫星瞬态外热流下的动态传热特性规律,以小卫星双层集总参数模型为研究对象,推导得到动态热平衡方程。类比阻尼振荡系统,采用时频变换和传递函数分析的新思路,对温度与热流波动量间的幅值特性和相位特性变化规律进行理论研究,并利用数值方法进行验证。结果表明:推导获得了小卫星传热系统自然频率和阻尼比的热参数准则式,并证明了小卫星传热系统在热激励下振荡特性为过阻尼。阻尼比和频率比的增大及热流静位移的减小均可降低温度的波动幅度,不同频率比范围下阻尼比对热流的波动量与温度波动量间的相位差的影响呈相反规律,数值结果与解析分析结果一致。可为低热惯性小卫星的热控优化设计提供理论参考。