空间望远镜的热设计和热光学分析综述

文章对国内外典型空间望远镜的热设计进行综述 ,并详细介绍了空间望远镜热光学分析的概念 ,讨论了热设计和热光学分析的关系 ,提出了将卫星热控制技术与光学波像差理论相结合 ,以光学指标作为热设计的最终评价标准 ,并应用于我国空间太阳望远镜(SST)的热设计和热光学分析之中     

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。     

某遥感卫星热分析技术研究

基于卫星热试验与热分析状态差异性分析,根据某遥感卫星热分析和热平衡试验结果,用综合虚拟热试验和有限元的有限差分集成法对其热模型修正技术进行了研究。卫星在轨温度遥测结果表明热模型修正有效。     

空间望远镜的热设计和热光学分析综述

文章对国内外典型空间望远镜的热设计进行综述，并详细介绍了空间望远镜热光学分析的概念，讨论了热设计和热光学分析的关系，提出了将卫星热控制技术与光学波像差理论相结合，以光学指标作为热设计的最终评价标准，并应用于我国空间太阳望远镜（SST）的热设计和热光学分析之中。     

空天飞行器热防护系统热短路与控制问题研究

空天飞行器盖板式热防护系统(TPS)中存在支架热短路、缝隙辐射热短路问题。用有限元分析软件ABAQUS对这两种情形进行了热分析,结果表明,在再入段典型热载荷下,机体蒙皮各局部的最高温度值相差最大超过100K,机体蒙皮存在局部烧坏的危险。在热防护系统中加入了具有控制热流走向功能的散热片后,结果显示,支架热短路中蒙皮最高温度降低了90.18K,降幅达17.32%,板间缝隙底部最高温度降低了67.97K。在蒙皮局部烧坏危险点上方,散热片很好地控制了热流走向,使热量得到面内方向的分散,机体蒙皮温度分布更加均匀,局部烧坏问题得到了改善。     

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。
     

空间站热分析综述

作为空间站研制、试验和运行管理的重要基础,系统级热分析已在国内外广泛开展。文章对空间站舱内空气流动分析、温湿度控制分析和以流体回路为核心的整体热建模分析等进行了综述,以国际空间站为重点介绍了这些技术的发展、实施方法、技术特点和作用。     

空间光学遥感器光-机-热集成分析方法研究

首先对论文的工程背景空间太阳望远镜进行了介绍;然后介绍了空间光学遥感器光 机 热集成分析的技术路径和技术实现,技术实现主要探讨如何将透镜的折射率温度系数效应和反射镜面的热变形效应数据变成光学分析软件可以接受的数据;最后以光 机 热集成分析为基础,对空间太阳望远镜主镜的热设计方案进行了论证。全文说明了光 机 热集成分析的可实现性以及其对热设计的指导、评价和优化。     

泵压式发动机精细化热分析技术

上面级泵压式发动机结构复杂、经历的热环境复杂多变,须通过严格的热控设计以保证飞行过程中发动机部组件温度在合适范围内,因此研究泵压式发动机的温度变化规律对发动机研制具有重要作用。文章在分析上面级泵压式发动机热环境特点的基础上,提出了泵压式发动机的热分析建模方法,采用热网络法进行了泵压式发动机精细化热环境分析。通过发动机热平衡试验验证了热分析模型和方法的正确性,获得了发动机在飞行过程中的温度变化规律,可为后续泵压式发动机热分析提供参考。     

中分辨率宽覆盖CCD相机光机热分析

文章对中分辨率宽覆盖CCD相机的光机部分进行了热分析,为光学系统和光机结构热匹配设计提供了设计依据。     

某高码率通信终端处理机热设计与仿真分析*

处理机是飞行器高码率通信终端核心电子设备,处理机稳定性与可靠性的高低直接关系到整个终端系统设备的可靠性工作。介绍高码率通信终端处理机热设计的特点与方法,针对不同的功率器件和组件,与结构设计相结合,探索合理的散热途径,特别是许多热耗较大的功率器件的热设计。通过热仿真分析,优化热设计方案,控制每个器件的温升满足设计要求,并进行了热真空、热平衡试验验证。     

空间太阳望远镜的热设计和热光学分析

将卫星热控制技术与光学波像差理论相结合,以空间太阳望远镜（SST）为例,对空间光学系统的热设计和热光学分析进行了研究,以光学指标作为热设计的最终评价标准,为高分辨率空间光学系统的热设计找到了一套行之有效的方法。     

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。     

对地探测航天器舷窗热门技术的应用与传热简析

针对舷窗热门的应用背景进行了概述,以首次在我国某型号卫星上应用的舷窗热门为例,介绍了对地探测舷窗热门的典型结构设计和热设计。当热门处于不同的工作状态时,分别对舷窗玻璃和热门盖板建立微分方程,利用数值方法进行求解,并将求解结果与试验结果进行比较。由分析可知,采用舷窗热门可以有效降低空间恶劣热环境对于舷窗玻璃温度场的影响。     

SCAT弹头热防护的简化计算方法

本文对自适应发汗冷却（ＳＣＡＴ）弹头的热防护问题作了简化分析，并导得了热防护计算的简化计算公式。对铊，铟，锡和水四种冷却剂的情况，给出了算例。本文导行的公式，计算较简便，可作为弹头热防护设计的一种工程计算方法。这种工程计算方法亦可以用于地模拟实验前的予算。     

中国星载CCD相机控温仪性能比较

星载CCD相机热设计中的主动控温加热器一般由控温仪来完成自动控制。中国卫星普遍采用的控温仪是常规电子开关型控温仪和智能型控温仪,文章对这两种控温仪的性能进行了多个方面的比较。     

新一代地球同步轨道气象卫星结构热变形分析

根据用MSC.PATRAN软件建立的整星有限元模型,对某地球同步轨道(GEO)气象卫星的结构热变形进行了计算。分析建模中铝蜂窝夹芯板线膨胀系数和未考虑板厚时热载荷场的影响。给出了高/低温、铝合金/碳纤维蒙皮四种不同工况的整星最大变形和有效载荷安装板对地变形角,并由此得到了整星和有效载荷板Y向的热变形图。分析结果表明,结合相关型号热真空试验数据,该法可有效地准确获得整星的热变形,对工程设计具有一定的参考价值。     

含相变材料热防护结构一体化设计与试验

利用相变材料储热密度大、比热容高等优势,设计了一种含相变材料的新型一体化热防护结构(PCM-ITPS),并通过数值计算分析了其隔热特性。结果表明,在一体化热防护结构底板处铺设相变材料可吸收热短路效应导入的过量热载,改善结构的隔热性能。然后设计并制备PCM-ITPS试验件,通过隔热性能测试试验对结构隔热特性进行验证。在此基础上进行热应力分析验证其承载性能,并以结构参数为设计变量,隔热和承载性能要求为约束条件,实现了PCM-ITPS结构的轻量化设计,优化后PCM-ITPS方案相对传统ITPS方案减重23.35%。以上工作为促进热防护系统的设计-制造一体化进程提供必要的理论储备与技术支持。     

利用热阻网络拓朴关系对多芯片组件热分析技术的研究

与单芯片封装相比，对多芯片组件（MCM：Multi—Chip Module）进行热分析时，由于存在多个热源，各个热源之间相互影响，使得热分析变得比较复杂。现通过几种基本的MCM类型，利用一维热阻网络拓朴关系进行了热场的计算和分析，并与有限元仿真结果进行了对比，得到结点温度与有限元仿真结果误差相差不超过10％，说明了利用热阻网络拓朴分析技术可在某种程度上应用于3D MCM组件的热学分析技术中。