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以飞船热平衡试验为工程应用背景,研究了红外加热笼热设计的方法,介绍了主角系数、最佳电阻、标称利用率、实际利用率等的定义和计算方法。在此基础上,讨论了利用红外加热笼作为热流模拟装置,飞船真空热试验中外热流的模拟情况。 相似文献
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光学遥感卫星在轨运行过程中,受到空间外热流影响很大,尤其是遮光罩进光口的外热流将对遥感器性能产生直接影响。合理的热控设计是遥感器设计中至关重要的工作。光学遥感器的空间热环境模拟试验是验证相机热控方案的最重要途径,需要做到对空间外热流的准确模拟。其中对遮光罩进光口外热流的模拟是试验的一项重要技术指标。考虑到对相机成像的影响以及外热流模拟的准确性,目前试验都采用筒状红外加热笼。红外笼对其遮光罩进光口投入热流的大小和均匀性直接决定了试验的真实性和可靠性。筒式红外笼分为圆柱形和锥形两种,所模拟外热流的均匀性跟其结构密切相关。文章运用ANSYS软件进行仿真计算,深入分析了筒式红外笼的结构对遮光罩进光口外热流均匀性的影响,并总结出了红外笼结构与模拟外热流均匀性之间的关系。为相关试验的红外笼设计以及外热流模拟,提供了参考。 相似文献
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卫星真空热试验用红外加热笼抗热干扰设计 总被引:1,自引:1,他引:0
目前在卫星真空热试验中,通常采用红外加热笼进行外热流模拟,但由于红外笼与空间环境模拟器热沉之间及相邻红外笼加热区之间的热干扰而会产生模拟误差。文章利用EFD.Lab软件针对热干扰问题进行了仿真分析,提出了红外笼补偿边(“裙边”)和防辐射屏设计的两项改进措施,并通过试验验证了抗热干扰措施的有效性。 相似文献
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利用红外加热笼进行低热流模拟的设计方法研究 总被引:7,自引:5,他引:2
在航天器热平衡试验中,散热面区域的低热流密度要求往往难以实现。在以往的试验中,考虑到加热笼覆盖系数对热流密度均匀性的影响,通常选用红外灯阵作为主要的外热流模拟装置。但是红外灯阵体积和热容较大,形状适应性不强,对试验容器空间要求较高。文章利用仿真的手段研究了加热笼的覆盖系数对热流密度均匀性的影响,探讨了利用红外加热笼进行低热流模拟的可行性。 相似文献
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针对航天器热平衡试验时采用固定式红外加热笼无法模拟超低热流的问题,文章研制了一种可在真空低温环境下长时间连续可靠运行的大面阵外热流动态模拟系统。该系统能够在不打开真空容器的情况下,通过动态调整红外加热笼与航天器表面之间的相对位置,同时实现航天器表面的高热流和超低热流模拟,高、低热流模拟的转换时间最短仅需3 min,所模拟的最低热流不大于20 W/m2。将该系统应用于某航天器热平衡试验,能够在低温工况有效降低航天器表面接收的外热流,使航天器表面温度和该表面上的单机温度降低3.5~10℃。 相似文献
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在航天器真空热试验中,常选用红外加热笼作为外热流模拟装置。为提高外热流模拟的准确性,红外加热笼需要对航天器进行全表面覆形。文章针对如何确认外热流模拟装置与航天器的结构匹配性这个难题,依托三维扫描技术,建立了一套数字化结构匹配方法,解决了多站测量拼接误差累积、三维扫描仪参数优化选择2个技术难点,使三维扫描和逆向建模过程引入的几何误差不超过10 mm。该数字化结构匹配方法的实际应用结果表明,外热流模拟装置与航天器的配装成功率达到100%,实际安装状态与仿真结果吻合度较好。 相似文献
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大功率、高热流密度微波功率放大器是环境监测有效载荷中的关键设备,对整星的热设计影响很大.功率放大器的热设计的目的是满足温度需要,从而确保功率放大器的安全可靠工作.文章在完成热设计的基础上,确定热控设计方案,对功率放大器进行了热试验.试验结果表明,热设计可以满足要求. 相似文献
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基于蒙特卡罗方法的红外灯热流分布研究 总被引:6,自引:1,他引:5
采用蒙特卡罗方法针对我国航天器热平衡试验用红外灯的热流分布进行了研 究。对红外灯能束辐射过程的物理模型进行了分析,建立了能束辐射随机位置、随机方向的 数学模型和灯丝温度计算模型,给出了辐射波长、灯管反射率、吸收率、透射率的确定方法 ,进而提出了红外灯热流分布计算流程。在真空低温环境下进行了红外灯热流分布测试,将 预测结果与试验结果进行了对比,偏差在5%以内。采用本文的分析方法计算了某型号卫 星试验用红外灯阵的热流分布,结果满足试验要求。该方法可以作为红外灯阵优化设计的技 术基础。
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某卫星在进行真空热试验时,对热流提出了三个方面的新要求:(1)对某些热流要求较低的加热区的加热笼进行修改,提高其低热流实现能力;(2)减小支架漏热;(3)实时计算设计热流和实际热流的周期积分偏差。由于修改时的约束条件较多,新的要求的满足非常困难。经过努力,最终解决了这些问题,通过对某些加热笼采取加热带双面涂黑漆的方法,实现了低热流;经过计算和针对性的设计,支架漏热不超过0.1188W;同时实现了设计热流与实际热流周期积分偏差的实时计算。 相似文献