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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。 相似文献
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针对金星高温环境,提出了一长寿命金星着陆器的载荷舱热控系统设计方案。研究了载荷舱热控系统的热载荷、载荷舱、制冷方案和热平衡。优化设计后的载荷舱结构承压性能不变,且质量减小,特别是在主动制冷失效时,在被动热控下可保证电子设备工作寿命大于2h,采用斯特林循环技术是着陆器实现长寿命的关键。基于初步的着陆器载荷舱构架,对热控系统进行了热平衡分析。研究结果表明:该热控系统设计方案能满足载荷舱在金星表面长期探测任务的需求。 相似文献
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某科学卫星的3台光学主载荷需实现对太阳共视,要求3台载荷的光轴平行度偏差小于30?,考虑到热弹变形的影响,光学载荷安装平台温度须控制在(22±5)℃。然而,载荷安装平台尺寸大(1.6 m×1.6 m×0.8 m)且处于舱外,外热流各方向相差大,温度均匀性控制难,故对该平台采取主动热控(PI闭环加热)和被动热控(多层隔热)相结合的热控措施。软件仿真显示,此热控方案下,载荷安装板及支撑杆温度可以控制在(22±3)℃;整星真空热试验显示,此热控方案下,载荷安装板温度可以控制在(22±2)℃,载荷支撑杆温度可以控制在(22±3)℃:以上均验证了热控方案可行、有效。 相似文献
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倾斜轨道星敏感器热控设计及在轨分析 总被引:2,自引:0,他引:2
倾斜轨道卫星星敏感器空间外热流复杂多变,同时兼具内功率集中、热容小等特点,这为星敏感器的热设计带来了很大的困难。文章以某临界倾角轨道卫星星敏感器热设计为背景,在详细外热流分析的基础上,提出了一种倾斜轨道星敏感器热设计方案,利用热分析软件Thermal Desktop对此热控系统进行了具体的热分析。星敏感器在轨遥测温度在-19.8-5.1℃之间,满足温度指标要求,表明星敏感器热设计合理、有效,可为今后倾斜轨道星敏感器热设计提供设计依据。在此基础上,文章利用在轨遥测数据对星敏感器热分析模型进行修正,得出入轨初期星表主要热控涂层退化约为50%的结果,这对于分析近地轨道卫星在轨温度具有一定的参考意义。 相似文献
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高分辨率遥感相机CCD器件精密热控制 总被引:2,自引:0,他引:2
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。 相似文献
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我国相关标准对于具有主动热控的星载CCD相机单机热真空试验方法一直没有明确定义,相机在试验中的温度设置值如何确定是其关键问题。文章认为此值应与相机的热设计温度范围相同;如果不以温度作为验证热设计的唯一条件,那么相机的热设计也可以同相机结构、光学设计一起,在真空热环境条件下,对相机进行光学性能检测验证。可以通过相机的热真空试验,一方面验证相机的温度适应性;另一方面,设置相应的真空热试验工况,通过光学性能检测来验证热设计。从而减少相机的热平衡试验项目,简化了研制流程。在实施过程中,为了解决相机的光学窗口热流模拟的困难,可在相机光学窗口正对、具有一定距离的位置设置反射镜,并在其背部和周边设置加热回路。文章最后结合某CCD相机的应用实例对相机的真空热试验方法进行了讨论。 相似文献
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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。 相似文献