微机控温大型铝合金热处理炉的研制

白铝合金板材卷制并焊接而成的大型筒体零件,需要炉膛尺寸为mmφ4000×7500的电炉进行时效、退火处理,以便达到母材和焊缝的机械性能要求。启行设计制造的大型井式电炉,采用了微机、可控硅、热电偶联合测控炉温的先进技术;500kW总功率分为六个区域的合理布局;炉膛内设置屏蔽保护筒和鼓风装置等,从而使炉温均匀性达到±6℃,控温精度达到±2℃,升温这度快,保温性能好,最高温度400℃,能满足零件的热处理要求。此炉为并式地坑炉,结构简单,维修方便,造价低廉,其直径之大,国内少有,各项技术性能指标均达到国内先进水平。     

通信卫星真空热试验测试电缆集中控温方法

为解决通信卫星真空热试验中有效载荷的部分测试电缆工作温度超出正常区间导致电缆相位特性发生极大跃变的问题,文章设计了一种新型电缆控温方法,实现了测试电缆在真空低温复杂环境下的集中控温。在某新一代通信卫星真空热试验中,应用该集中控温方法后测试电缆网的温度被严格控制在40℃±5℃,单根电缆沿路径的温度差异被控制在±3℃之内,满足了星上有效载荷的时序和相位要求,提高了地面测试的准确性。     

航天器表面瞬态测温用薄膜热电偶的研制

根据航天器表面测温的需要,研制了一种K型(NiCr-NiSi)薄膜热电偶。该型热电偶采用射频磁控溅射技术在针型高温陶瓷基体上制备薄膜热电偶,其热电偶结点厚度为微米级,能够与航天器表面有效贴合,实现航天器表面的瞬态高温测量。通过物理试验验证,该型薄膜热电偶测量最高温度能够达到800℃,测量相对误差在±0.5%以内,满足返回式航天器表面高温的瞬态测温需求。     

大功率通信卫星热真空试验闭环控温方法

为了提高大功率通信卫星整星热真空试验的控温精度、降低控温风险,设计了一种应用PID闭环控制技术对星上热管网络进行闭环控温进而对整星温度进行自动控制的方法。在某大功率通信卫星整星热真空试验中,进行了星上典型热分区的PID参数自整定试验,并参考自整定试验结果确定了星上PID自动控温参数,应用PID闭环自动控温方法对卫星进行整个热真空试验过程的自动控温,控温精度达到±0.5℃,满足试验控温要求,提高了试验控温的准确性与安全性。     

三基色测量法在S-GAP推进剂火焰温度分布中的应用(英文)

介绍了一种测量推进剂火焰温度的新方法,即三基色测量法(PCM)。采用三基色测量法测试了S-GAP推进剂(以HMX为氧化剂)的燃烧火焰温度。结果表明,随着的压强增加,S-GAP火焰区更接近燃烧表面;随着推进剂中HMX的增加,暗区变薄。S-GAP推进剂的火焰温度分布呈等温线形式,1 MPa下火焰温度范围为970～1 600℃,当压强增大为3MPa时,火焰温度范围为1 200～2 200℃。PCM法与热电偶方法测量的最高燃烧火焰温度值较为接近。     

环路热管在低温真空环境下的控温性能试验研究

针对某航天遥感器CCD器件在轨全寿命周期±2℃的控温要求,文章设计了一种采用陶瓷毛细芯的控温型环路热管。相比常用的金属毛细芯,陶瓷毛细芯具有更广的工质/壳体相容性、更高的开孔孔隙率、更低的导热系数和更小的孔径。上述优点使陶瓷毛细芯环路热管具有更高的运行效率和可靠性。文章通过低温真空试验验证了这种环路热管模拟空间环境下的启动和控温性能。该环路热管在储液器21.4℃、冷凝器–50.7℃的低温大温差条件下成功启动,在恒定驱动功率80W/70W/60W和交变功率30W/60W加载下,蒸发器九个冷板控温精度分别可以达到±0.4℃和±0.5℃。控温型陶瓷毛细芯环路热管可以满足分布式间歇工作多热源系统的精确控温,具有非常广阔的在轨应用前景。文章结论可为控温型环路热管在轨应用提供参考。     

“高分二号”卫星相机热控系统的设计与验证

为了保证相机在轨成像品质和指向精度,相机光机部件的控温要求需全寿命周期温度稳定性优于±0.3℃。文章根据"高分二号"卫星相机在轨成像需求,详细分析了相机热控设计的重点与难点,并创新性的采用了辐射主动控温措施对相机进行高精度的温度控制。热平衡试验和在轨飞行温度数据表明,相机热控设计合理可行,热控措施能够很好的满足在轨成像时所需温度要求,同时证明了辐射主动控温方法具有很好的控温精度和鲁棒性,在未来空间相机高精度、高稳定性热控设计中具有很好的应用前景。     

真空热处理炉在航天产品上的应用

自制真空热处理炉有效炉膛容积φ200×300mm,使用温度1200℃,极限真空度1.33×10~(-3)Pa。由室温边抽真空边加热到700℃,不超过40分钟,真空度不低于4×10~(-2)Pa;升温至1000℃仅60分钟;控温精度达±5℃;冷却速度:空炉从1100℃降至300℃仅35分钟,从300℃降至150℃2小时。用于GH169膜盒固溶并时效后呈银白色,无变形、强度和塑性达标;用于弹性合金3J_1高精度电液伺服阀零件的真空时效强化处理后,表面光亮、变形极小、全部合格;TC_4钛合金蓄压器经真空时效后,表面非常光亮,机械性能很高,沉淀硬化不锈钢工件经时效处理后可保持切削后的金属光泽,康铜箔退火后可保持冷轧材原始的光亮,铍青铜件处理后,不仅保持原有金黄色光泽,甚至比处理前更光亮,机械性能很高。     

基于热电偶动态特性的温度预估方法实验研究

针对高温高频和非均匀热流密度条件下温度测量问题,采用激光连续加热热电偶的方法,研究了不同热流密度条件下、不同直径热电偶的动态响应特性,分析了热流密度对热电偶动态响应时间和电压变化率的影响,得到热电偶动态响应时间、电压变化率与热流密度的函数关系,并提出了一种基于热电偶动态响应特性温度预估方法。结果表明:热电偶动态特性受热流密度影响较大,在相同热流密度条件下,动态响应时间与电压变化率的指数函数呈线性关系;文中提出的温度预估方法在超出热电偶测温量程27.3%的范围内具有较小误差,能满足工程温度测量的需要。     

载人航天器的可重构式控温回路系统设计

文章提出了载人航天器的可重构式控温回路系统,它由独立的中低温内外回路系统组成,可改善低温内回路由于控温点温度较低而对辐射器散热能力带来的影响,还可在某个外回路辐射器故障时进行系统重构,维持回路功能。建立了控温回路系统非稳态仿真分析模型,对正常工作模式下和某外回路故障工作模式下各舱回路控温点温度、设备温度、流量分配和载人航天器热负荷水平进行了分析。结果表明,双外回路系统比单外回路系统散热能力高27%。当双外回路中某回路故障时,通过系统重构,外回路系统可维持1850W散热能力,能保障载人航天器平台安全,表明可重构式控温回路系统能提高系统可靠性。     

星上控温策略的地面模拟与验证

为充分验证卫星在轨温度控制策略的适用性和效果,针对航天器在轨温度控制的特点及方式,提出一种在地面模拟星上控温策略的方法。该方法包含:设计开发一套适用于航天器真空热试验的星上控温模拟系统及基于比例开关控制算法的星上控温模拟软件;采用并行驱动技术实现单个控温时间片为1 s的时间控制精度,工况稳定后温度控制误差不超过±0.3℃。该方法已成功应用于某型号卫星真空热试验过程,系统配置灵活、操作简单、控温周期短、控温精度高,实现了星上控温策略的有效验证。     

光纤传感器对合金结构瞬态高温应变测量的适用性研究

高温下结构应变测量数据的重复性是判断测量结果有效性的前提和基础。文章采用石英灯辐射加热技术构建瞬态辐射加热环境,以薄壁平板型合金材料结构为测量对象,对光纤应变传感器在瞬态加热环境下应变测量数据的重复性进行实验研究,以确定其对合金材料瞬态高温下应变测量的适用性。结果表明:光纤传感器与K型热电偶的测温偏离量小于1.76%;在安装面加热状态,瞬态加热温升速率最高达到18 ℃/s,结构最高温度达到850 ℃,此温度下测得的结构件最大应变为9 848.2 με,3次实验测量数据的重复性优于1.42%;非安装面加热状态、结构温度650 ℃下的3次测量数据重复性为0.95%,且与安装面加热状态、相同温度下的测量数据平均值的相对差异仅为0.67%。综上说明,所采用的光纤应变传感器适用于石英灯瞬态辐射加热环境下合金结构件的应变测量。     

无载荷舱航空相机的热控设计与试验验证

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。     

热处理炉集散控制系统

为改变热处理车间生产环境差、控温仪表易发生故障的状况 ,设计制造了热处理炉集散控制系统 ,此系统具有智能化数字仪表控制精度和微机容量大、数据处理快的特点 ;采用二级控制机构、专人操作 ,实现了集散控制 ,满足安全性、稳定性、可靠性、易维护的要求 ,保证了产品质量。     

空间斯特林制冷机系统模型辨识与预测控制

为解决空间用大功率机械式斯特林制冷机系统的高精度控温问题,针对这一类具有时延特性的大时间常数温度控制系统,首先,文章提出一种基于继电模型辨识的闭环辨识方法,通过设计合理的辨识参数,采集系统的输入输出响应数据并通过最小二乘法拟合获得了系统的辨识模型,克服了传统开环辨识方法无法获得固定控温点附近辨识模型的不足;其次,基于辨识模型的阶跃响应数据建立预测模型,采用动态矩阵预测控制,通过滚动优化和反馈校正机制,对温度控制系统性能指标实现了最优控制。最后,通过搭建模型辨识及实验平台,验证了系统模型辨识的准确性可达到94%,对长波红外探测器60K控温点的控温稳定性可达到±10mK(3σ)的水平,该模型辨识与控制方法已经成功应用于多台星载红外相机的焦面制冷机控温系统并获得在轨验证。     

亚微米六硝基合钴酸钾K_3Co(NO_2)_6的制备及其性能

在乙二醇体系中,采用PVP(聚乙烯吡咯烷酮,K-30)分散沉淀法,制备了亚微米级的六硝基合钴酸钾K3Co(NO2)6,使用扫描电子显微镜(SEM)、X射线衍射分析仪(XRD)和差示扫描量热仪(DSC),对产物的粒径、形貌、组成及对AP热分解的影响等特性进行了表征和研究,并对K3Co(NO2)6机械感度进行了研究。结果表明,在一定范围内,随温度升高,产物粒径增大,粒子表面变得粗糙;随PVP含量增加,粒径也在变大,团聚现象严重;与水和丙三醇相比,用乙二醇作溶剂时得到的产物粒径小,分散性好;K3Co(NO2)6感度测试结果为撞击感度H5060 cm,摩擦感度是0%;3%750 nm的K3Co(NO2)6使AP的高温分解温度降低124.4℃,DSC表观分解热由574.7 J/g提高到1 332.5 J/g。     

环三磷腈基聚酰亚胺耐高温基体树脂合成与表征及热性能

以六(4-氨基苯氧基)环三磷腈为前驱体,与马来酸酐反应后经过热处理得到两类新型耐高温基体树脂环三磷腈基六取代和三取代聚酰亚胺。采用傅里叶转换红外光谱、核磁共振和元素分析等方法进行了结构表征。TGA与DTG测试表明,两类聚合物的初始分解温度分别为409.36℃和396.95℃,空气中850℃时残焦量高达65.23%和73.78%,表现出十分优良的耐热性能,适合作为火箭、导弹的耐高温复合材料。     

火箭发动机测试系统热电偶通路抗干扰技术

热电偶温度采集通道是火箭发动机测试系统中重要的一部分,研究其抗扰技术有助于提高整个系统的电磁兼容性能。介绍了热电偶温度采集通路的系统结构,分析了通路中容易受干扰的部位。并针对热电偶通路中比较容易受到的EFT干扰提出了混合接地策略、加入EMI滤波器和线性光耦隔离模块等三种有效的抑制措施。最后,对热电偶通路中一些通用的抗干扰措施及需要注意的事项进行了论述。通过应用这些抗干扰措施,提高了整个系统抗扰度的作用。     

星载微波探测仪探测头部热设计及验证

星载微波探测仪采用主被动一体化探测方法,以提高探测精度和空间分辨率,是土壤水探测卫星的主载荷,探测仪的探测头部主要由主动单机和被动单机等组成,其中主动单机中的发送/接收(T/R)组件数量多、功耗大、阵面布局长达7 m,被动单机中的接收机对温度波动敏感,同时探测头部构型复杂且各散热面外热流环境恶劣。针对探测头部热控难点及要求,开展了包括轨道外热流分析、散热面和传热路径的设计、热管网络布局,关键单机的精细化控温等工作,并结合热平衡试验结果对热设计方案进行了有效验证。仿真及试验结果表明:探测头部的温度水平、关键单机的温度梯度及每轨温度波动均满足要求,其中T/R组件温度梯度控制在≤12℃,被动接收机温度波动控制在±1℃/轨。该设计解决了大功耗T/R组件短时开机导致单机之间温差大、瞬时温升速率快,接收机温度波动大等技术难点,突破了高功率密度T/R组件全阵面热设计关键技术和被动接收机的高稳定度控温关键技术,实现了探测头部在轨全周期高精度、高稳定度热控,可为星载微波探测仪类载荷的热设计提供借鉴。     

一种热沉调温的自动控制技术

某热真空试验设备热沉调温系统采用开式沸腾系统,能够使热沉温度在一定范围内可调,为产品试验提供一定的交变温度环境。测控系统通过PLC对调温系统设备的测量与控制,实现对热沉调温。副热沉温度稳定度约为±5℃,单点温度稳定度在±3℃之内,基本满足使用要求。