“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。     

试验箱风速对航天器部件常压低温热变形试验的影响分析

文章以航天器机械臂为研究对象,采用流-热-固耦合方法仿真分析了单一送风形式下,试验箱不同送风速度对机械臂常压低温热变形的影响,并进行了试验验证。分析发现:随着送风速度的增大,机械臂表面的温度场分布更均匀且温度值更接近于设定值,从而更有利于低温热变形试验的实施;但由于存在环境噪声,必须经过静置稳定后才可以进行变形测量。此分析结果可以用于指导航天器部件常压低温热变形试验更加精确、高效地实施。     

高分七号卫星双线阵立体测绘相机热设计与验证

根据高分七号卫星双线阵立体测绘相机所处空间环境和结构特点,开展热设计和仿真分析。采用被动隔热方式降低相机与平台、环境之间的热耦合;主动热控措施进行温差补偿,使相机的温度水平保持在热控指标范围之内,并保证周向和径向温差满足设计要求;采用外贴热管建立大功率CCD器件与散热面的直接传热路径,显著地减小传热热阻和热控质量、空间需求。仿真分析和在轨测试结果表明:相机温度水平、梯度和稳定性均满足设计指标要求,该热设计方案可推广用于同类型相机的热设计。     

CCD组件的热分析和热试验

CCD组件是CCD相机能否传输高质量图片的关键 ,其对工作环境温度的要求非常严格 ,过高或过低的环境温度都会降低其光电转换的能力 ;同时 ,其自身的温度波动过大更会产生热噪声 ,从而使相机的分辨率降低。文章采用NEVADA和SINDA热分析软件计算分析了用电加热功率补偿来保持CCD片温度水平并减小CCD片温度波动的设计方法的可行性 ,得出了几种不同功率补偿方案对CCD组件温度波动的影响。并通过一个热平衡模拟试验验证了热分析的正确性     

高分七号卫星基于尺寸稳定的整星热设计

尺寸热稳定性是高分七号卫星热设计的重要组成部分,是保证卫星在轨期间相机光轴指向稳定的核心要素。为保证高分七号卫星高成像精度,结构件大量采用高强度、低热膨胀系数的氰酸酯基体碳纤维材料。将卫星设备散热与内部热设计进行一体化设计的支架是保证相机、测高仪指向精度的关键部件,通过布置合理热控措施,实现温度水平和稳定性的控制,保证一体化支架的尺寸稳定;大热耗短期工作的数据处理器外挂独立散热板、激光测高仪主体和散热板功率补偿一体化设计,避免了外舱板温度的剧烈波动,有效减小了热变形对一体化支架的影响,从整星层面保证了尺寸稳定性。     

采用视觉伺服的月球样品容器夹持控制方法

嫦娥五号探测器月面采样封装任务需利用采样机械臂及其末端执行机构夹持样品容器,为克服非结构化月面环境对机械臂控制造成的不可知影响,确保精确夹持样品容器,提出并设计了一种视觉伺服样品容器夹持的控制方法和系统。系统通过固定安装相机和"眼在手"相机协同获取机械臂末端执行机构以及样品容器特征,采用扩展卡尔曼滤波算法对机械臂末端执行机构位姿的控制参数进行估计,消除控制位姿的轨迹抖动,实现了对样品容器的精确夹持。最后,通过分析在轨月球样品容器被夹持过程的数据和图像,验证了该视觉伺服控制方法和系统设计正确有效。     

临近空间热环境分析及低速飞行器的热设计方法

对临近空间飞行器所处空间独特的热环境及其热控过程的特殊性进行 分析讨论。针对临近空间飞行器热设计过程的关键环节、有效载荷的散热方式和散热效果, 进行实例分析及计算比较,结合飞行器内部有效载荷和能源系统的功耗情况与热控要求,提 出一套飞行器的热设计流程,建立相应的临近空间飞行器热设计模型。本文旨在建立临近空 间飞行器的热设计方法,提升临近空间飞行器的热管理水平。
     

空间伸展臂热应变与热变形光纤监测技术

针对空间伸展臂在热载荷作用下承载特性与形态变化的监测需求,提出了一种基于分布式光纤传感器的伸展臂结构温度、热应变以及热变形集成监测技术。借助ANSYS Workbench有限元分析软件,构建了单端热载荷作用下铝合金空间伸展臂结构热-力模型,分别得到不同局部热载荷下伸展臂轴向温度、热应变以及热变形分布与变化规律。在此基础上,提出了基于有限元分析与热传导理论的两类伸展臂轴向热变形计算方法。构建了分布式光纤传感监测系统,实时监测伸展臂若干关键位置的温度值与应变值,进而反演出结构轴向温度场、应变场连续变化信息。研究表明:采用有限元拟合法与热传导解析法计算所得伸展臂轴向热变形误差分别为5.256%与3.556%。相关成果能够为未来航天器在轨服役状态监测与辨识提供技术支撑。     

月球无人采样返回探测器一体化热管理方案

针对我国首个月球无人采样返回探测器"嫦娥五号"所面临的散热难题,在调研国外月球采样返回探测器热控方案的基础上,通过论证提出一种"泵驱小型单相流体回路热总线+水升华器"的一体化热管理方案。该方案能够实现"嫦娥五号"着陆器、上升器热量与热沉的综合管理与利用;同时在国内首次将高适应能力主动热控体系结构应用到深空探测航天器中,推动了我国深空探测航天器热控技术的跨越式发展。     

临近空间飞行器热管理及热设计方法

针对临近空间飞行器所处独特的空间热环境,对其空间外热流进行了分析,并结合飞行器载荷舱内能源与电子设备的功耗情况及热控要求,在载荷舱的散热措施中对辐射、对流两种热量传递方式的散热效果进行了分析和对比。结果表明：在临近空间飞行器所处的独特的空间热环境下,强制对流换热效果明显大于辐射换热,且在相同的热载荷工况下,对流散热系统的设备重量要远小于辐射散热系统的设备重量,对流散热系统受空间热环境的周期性变化影响较小,系统较为稳定。
     

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。     

月面巡视探测器散热系统方案初步研究

文章利用计算模拟手段分析了月面巡视探测器可以采用的数种散热系统方案的散热能力,并通过比较得出了几种可行的和比较优化的散热系统方案,可为月面巡视探测器的热控设计提供依据。     

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。     

月面钻取采样回转齿轮副啮合生热试验研究

针对月面钻取采样装置的回转齿轮副啮合热进行理论分析,依据辐射换热定律建立了理论温升模型;模拟实际月面真空、带载工况并开展试验研究。分析了啮合热在月面高真空环境的制约条件下,向机体外传播的方式、传热途径以及散发不畅时的积聚作用对附近运动副工作特性的影响。研究结果表明：回转齿轮副作为钻具驱动单元动力传递的中间环节,在20Nm负载转矩工况下持续运行40分钟,理论预测最大温升28.66℃,与试验测量的最大温升结果28℃相吻合,充分验证了钻进驱动单元热设计的正确性,准确地识别出回转齿轮副啮合热积聚的潜在风险。     

遮挡阴影对月球探测器热设计的影响分析

月球探测器遮挡形成的阴影是探测器着陆月面之后热设计需要考虑的重要因素,文章从理论上分析了月球探测器着陆于平坦月面地区之后形成的阴影对探测器侧面和底面的影响,并通过建模计算对理论分析结果进行了验证,从而为月球探测器在侧面和底面开设散热面的可能性提供理论依据。     

嫦娥二号卫星CCD立体相机设计与验证

介绍了嫦娥二号卫星CCD立体相机的设计思想与结果、发射前检测与地面推扫成像试验.嫦娥二号卫星CCD立体相机仍采用与嫦娥一号相同的线阵推扫成像模式,但嫦娥二号卫星CCD立体相机的技术指标要求大幅度提高,主要表现为地元分辨率由嫦娥一号的120m提高为嫦娥二号在100km圆轨上优于7m与在100km/15km椭圆轨道近月弧段...     

小卫星全被动热设计及其验证技术

结合实例对全被动热控设计的小卫星热控特点进行分析。热相对稳定及整星良好的等温化是实现全被动热控设计的有利条件。对于全被动热控设计的小卫星,尤其应关注设计细节,如外露表面、工艺差异等影响。对重要参数或者变化的不确定参数进行敏感性分析有助于把握设计的适应性。针对具有复杂构型的航天器,提出了试验外热流量化分析方法,解决了地面热试验时外热流模拟困难的问题,可避免地面试验外热流设计的盲目性。     

利用着陆器立体视觉对月面巡视探测器定位

在月面巡视探测器漫游过程中,需要测量月面巡视探测器的位置和姿态信息,以使巡视探测器行驶在规划好的路径上,并确保其安全。定位系统可以采取多种方式。在文章中,利用着陆器立体视觉系统对月面巡视探测器定位方法进行了研究,它采用立体视觉测量技术以及彩色图像分割的方法,进行跟踪测量月面巡视探测器位姿信息,能够对惯导系统加里程计的定位方法进行修正,减小月面巡视探测器的计算工作量。在定位方法的研究中,采用彩色图像分割方法对月面巡视探测器进行识别,能够适应变光照条件,并且运算速度快,达到实时图像伺服控制的目的。通过月面巡视探测器上制作特征点及采用基于四边形约束的特征点匹配方法,提高了图像匹配概率。通过卡尔曼滤波技术,能够满足任意时刻的月面巡视探测器定位要求。     

月尘对热控系统的退化影响

月尘对热控系统的退化影响直接威胁到探测器在月面的生存,是探测器热控系统设计时所必须考虑的技术重点和难点之一。随着我国探月工程的深入,急需开展月尘对热控系统影响程度的研究,文章在调研的基础上,阐述了目前国内外在月尘的特性、危害性和防护方面的研究现状,并探讨了针对月面探测器设计上的一些可行的防尘措施。