航天器高精度控温系统设计的稳定性条件

航天器热控设计中普遍采用时间离散型控温系统,其自身稳定性将影响控温效果,尤其是高精度控温系统的稳定性更直接影响控温精度指标的达成。文章以某典型航天器高精度主动控温系统为研究对象,首先建立融合其热物理模型和控制算法的统一控温系统模型,并结合航天器热控领域的工程实际,通过合理简化实现了模型的线性化;然后基于上述线性化模型,对离散控温系统的稳定性进行研究,应用数学分析及经典控制理论方法对航天器热控设计中实际采用的基于比例和PI算法的控温系统进行理论求解,获得了保持系统稳定的充要条件;最后采用仿真分析的方法验证了上述约束条件的正确性。     

基于热平衡试验的某空间相机热光学集成分析

为研究某空间相机温度场变化对光学系统性能的影响,利用该空间相机热平衡试验温度测试结果,开展了相机光机主体的热光学集成分析,并依次完成了相机温度场反演、热变形分析、光学系统性能分析,以及热光学分析结果同试验测试结果的对比。结果表明：温度是影响该相机光学系统性能的主要因素之一;将光机主体温度控制在设计值能够最大程度上减小热变形对于相机光学系统性能的影响;而当光机主体温度发生变化时,热变形会使得相机焦面偏离初始焦面位置,因此需要对相机进行合理的温控设计并配合焦面调焦来满足在轨成像的需要。     

空间相机电子设备热设计

电子设备是空间相机重要发热源,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。根据空间相机各电子设备所处空间环境、结构特点及内部电子元器件热特性,提出了相应的多种不同的热设计方法,采用热仿真分析、热平衡试验两种方法对设计进行了验证,对比了两种方法所获取的温度数据。结果表明两种方法所获取元器件结温均满足温度降额指标要求,且相差不大,充分验证了热设计方案的有效性和仿真分析的准确性。     

相机真空热试验的红外笼模拟方法研究

空间相机的热平衡／热真空试验中,一般采用红外笼-热流计的闭环控制系统来模拟相机进光口处的外热流。由于对相机光路的遮挡,通用的平板式红外笼难以满足热真空试验中相机的成像要求。文章在分析的基础上设计了一种圆筒式红外笼,同时满足了热平衡试验的外热流模拟要求和热真空试验相机的成像要求;对同一台相机采用两种红外笼的试验结果进行了对比分析。     

一种可用于微波辐射计热定标源的测温控温系统

介绍测温控温的微波热定标源研究中所用的热定标源的结构及测温控温电路系统     

PI控制在空间相机精密控温上的应用

以某空间相机镜筒作为控制对象,建立了热分析模型,提出了基于积分分离式比例积分(PI)主动热控制的温度控制方法。积分分离式PI算法采用增量式计算、位置式输出,将输出的加热功率值转换为一个控温周期内的加热时间。以相机镜筒的热分析模型为基础,通过Ziegler-nichols参数整定方法获取积分分离式PI算法的比例参数和积分参数,利用热分析软件Thermal Desktop对空间相机镜筒进行了热分析,获取控温算法的控温性能。结果表明:积分分离式PI控制方法响应快,消除了稳态误差,较比例(P)控制具有更好的动、静态特性,适用于有高精度控温需求的主动控温设计。     

一种基于调节三镜的空间光学相机离焦补偿方法

离焦补偿是空间光学相机获得良好成像品质的关键。文章基于空间光学相机的技术特点分析其离焦补偿方法,提出调节三镜的离焦补偿方法。利用CODE V光学软件对某高性能光学小相机的光学系统进行仿真分析,获得离焦补偿精度、离焦补偿范围与系统成像品质的关系。为保证光学系统对移动三镜倾角控制要求,对三镜调焦机构直线精度及其力学稳定性进行了测试,最后对相机进行了地面外景成像验证与在轨测试。仿真及试验测试结果表明,调节三镜能有效地补偿空间三反相机在轨各因素引起的系统离焦,满足相机在轨成像品质要求。     

星相机高精度校时计时方法

设计一种星相机高精度校时计时方法,星相机通过调节自身设备时钟使其与卫星时标严格对准,并精确记录对准误差,以实现与卫星同步信号的时间同步精度优于1μs,解决传统只记时不校时的时间同步方法存在较大系统误差的问题。通过时间同步误差分析和测量对校时计时方法进行验证,结果表明:时间同步误差最大值为880ns,可保证2台星相机与卫星平台之间的高精度时间同步,对提高测绘定位精度具有应用价值。     

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。     

间接热控在高分辨率光学遥感器恒温控制中的应用

针对高分辨率光学遥感器(以下简称高分遥感器)恒温控制要求的不断提高,文章分析了传统热控技术的优势与不足,提出采用间接热控技术进行大口径高分遥感器恒温控制的设计方法,并结合某高分遥感器的热控要求、关键部件的热控设计方案,详细阐述了间接热控技术的技术特点与实现途径。仿真分析结果及试验数据表明,间接热控技术能够满足遥感器的恒温控制需求,可以实现高分遥感器光学系统及主要结构的恒温控制精度优于±0.3℃。     

利用气动减速的国外深空探测器热控设计特点分析

气动减速技术能在耗费较少燃料的情况下,使探测器顺利进入预定环绕轨道.面向气动减速技术的深空探测器迎风面需要承受较高的气动热负荷与气动力,使得迎风面热控材料的耐热与耐冲击能力成为探测器设计的关键.文章对国外相关应用实例进行了调研和综述,并在此基础上总结了此类深空探测器热控系统的设计特点,可为气动减速技术在我国深空探测任务...     

空间站150 N发动机双机机组点火温度特性试验研究

为了掌握空间站多机机组发动机点火工作温度特性,对150 N发动机双机机组开展高空模拟热试车,研究单个分机点火、双机同时点火以及机组机架包覆热控组件对发动机工作的影响。试验结果表明:单个分机长时间点火导致不点火分机的氧化剂、燃料路电磁阀温度近似线性上升,平均最大温升速率分别为0.033 ℃/s和0.047 ℃/s。双机同时点火时,中心轴线间距180 mm的燃烧室喉部温度不会受到相邻分机点火的影响;氧化剂路电磁阀温度基本保持不变,斜向安装的燃料路电磁阀受相邻分机热烘烤产生的温升速率为0.018 ℃/s,占总温升速率的比例约35%。双机机组上单个分机长时间点火会对不点火分机头部法兰和电磁阀持续产生热烘烤作用,机组机架包覆热控组件后可以有效降低烘烤的影响。     

微振动对高分辨率空间相机成像影响的集成分析

文章应用集成建模思想对某型高分辨率空间相机进行了微振动影响的结构-光学集成分析。首先分别建立了该空间相机的微振动载荷模型、结构有限元模型和光学系统模型。然后对微振动载荷作用下的结构有限元模型进行动力学分析,获得空间相机各光学元件的响应位移,并输入到Code V光学模型中做光学系统仿真分析,得出MTF下降和像移情况。通过结果数据的对比分析表明,空间相机对沿坐标轴平动和转动的6种微振动载荷具有不同的响应敏感性,为改进设计、隔振抑振提供了参考。     

星载CCD相机真空热试验方法讨论

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。     

三线阵相机在轨温度场分析

文章依据"资源三号"卫星三线阵相机在轨工作环境特点,简要分析了三线阵相机热控设计的难点,给出了相应的解决措施,分析并总结了相机的在轨温度场,以相机在轨温度数据验证相机热控设计的正确性。结果表明,相机在轨温度稳定,所有温度均能满足指标要求,证明相机热控设计合理正确。