高分辨率三线阵相机精密热控设计及试验

以某遥感卫星三线阵立体测绘相机组合体为研究对象,通过对卫星顶部构架、相机支架以及相机进行一体化同步控温设计,并在国内首次采用“隔热/导热复合多层材料组件”结合精密控温回路设计、高精度控温仪等技术手段,满足了相机精密热控指标要求。在热平衡试验中,通过组合体不同状态的试验工况设置,验证了透镜最大径向温差<0.2℃、轨道周期内径向温差的稳定度<0.1℃的设计结果。     

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。     

高精度星敏感器热设计研究及仿真验证

为实现某高精度星敏感器在空间复杂热环境下的可靠应用,对该星敏感器的热设计进行了分析研究,并选取典型的高温工况和低温工况进行讨论。基于热网络模型对高温工况和低温工况计算及仿真分析,提出了星敏感器与卫星舱体在导热和隔热2种安装情况下的热控措施。分析结果表明:当星敏感器导热安装时,将安装面温度控制在-15～0℃,在其外表面包覆多层隔热组件,可使整机温度适宜;当星敏感器隔热安装时,在其盖板外表面喷涂热控白漆,将遮光罩与盒体隔热安装,设置用于温度补偿的电加热片,将安装面温度控制在-60～-30℃。     

航天器动力管路热控设计与试验研究

针对某航天器动力系统管路布局分散造成系统温差大、控温难的问题,结合动力管路温度指标要求和边界环境条件,采用以被动热控措施为主、辅以电加热主动热控措施的设计方案。分析确立动力管路的热环境,建立换热模型;通过仿真分析和整器热平衡试验,选取不同工况,验证了动力系统氧化剂管路和燃烧剂管路温度均维持在8～20℃范围内的热控设计结果。该方案对各类航天器的动力管路热控设计和分析有一定的指导和借鉴作用。     

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。     

航天器自主热控功率波动抑制方法

在现有智能化卫星综合电子系统的基础上,针对自主热控功率波动问题,文章提出了一种航天器自主热控功率波动抑制方法。该方法将自主热控划分为温度采集、占空比控制、功率波动控制、回路开关控制共4个步骤。通过智能功率驱动芯片实现了短时间内批量切换加热回路通断状态。在此基础上,以控温周期为单位实现了对各加热回路的矩阵式占空比控温。通过调整控温周期内加热器开关矩阵分布,抑制自主热控过程中的功率波动。经地面试验验证,本文设计的方法在满足热控需求的基础上,降低了自主热控过程中出现的峰值功率,并对各控温周期间和控温周期内的功率波动起到了良好的抑制作用,已在多颗智能卫星上得到应用并取得预期效果,可为后续航天器软件设计提供参考。     

高分七号卫星双线阵立体测绘相机热设计与验证

根据高分七号卫星双线阵立体测绘相机所处空间环境和结构特点,开展热设计和仿真分析。采用被动隔热方式降低相机与平台、环境之间的热耦合;主动热控措施进行温差补偿,使相机的温度水平保持在热控指标范围之内,并保证周向和径向温差满足设计要求;采用外贴热管建立大功率CCD器件与散热面的直接传热路径,显著地减小传热热阻和热控质量、空间需求。仿真分析和在轨测试结果表明:相机温度水平、梯度和稳定性均满足设计指标要求,该热设计方案可推广用于同类型相机的热设计。     

通信卫星在轨热控功率评估研究

电加热器是航天器常用的主动热控措施,合理准确的电加热器在轨工作分析技术可以有效地评估热控功率设计的经济性。为了获取通信卫星热控功率准确的使用情况,研究了热控功率的电流评估、开关量评估方法,通过在轨实际数据对上述方法进行了验证。根据地球静止轨道通信卫星热设计和遥测数据,给出了电加热器在轨使用规律和平均功率,结果表明:目前国内通信卫星加热器总功率余量大于48%,具有较大的统筹优化空间。该评估方法为在轨热控性能评估技术提供了新的思路,评估结果可作为设计热控功率、制定在轨智能管理策略的参考。     

航天器展开机构间接式主动热控设计方法

针对目前航天器展开机构直接热控实施的功能局限性和可靠性风险的问题,提出了一种采用间接控制点控制目标点温度的设计方法,并以某卫星展开机构的热控设计为例,对关键机构部位的热控设计进行了阐述。仿真分析、地面热试验与在轨数据结果均表明:该间接热控设计方法能够满足机构产品的控温需求,展开机构的顺利展开验证了此方法的正确性和合理性,可为以后机构产品的热控设计提供借鉴。     

25N双组元发动机热控研究

先前的推进系统25 N双组元发动机头部仅一个安装法兰盘,无支架,发动机长时间工作后法兰盘热反浸温度较高,不利于法兰盘上游电磁阀的工作性能。目前推进系统采用双法兰盘支架结构的新型25 N双组元发动机,由于新增支架的隔热,给热控带来了一定难度。在空间极端低温环境下,为使发动机温度满足点火前指标要求,须采取一定的热控措施。以25 N双组元发动机为研究对象,运用I-DEAS/TMG有限元热分析软件,建立了物理模型,研究了大小法兰盘在不同加热功率组合下发动机头部温度场的分布,并根据计算结果选择最佳加热功率组合。同时,根据经验配以适当的被动热控措施。通过飞行试验验证25 N发动机热控设计可靠性高,该热控设计方案可用于其他在研型号的推进系统。     

用于真空低温环境的热像仪设备舱方案设计和分析

为实现热像仪在真空低温环境下对目标红外辐射的测量,设计了热像仪设备舱。该舱主要包括机械结构与电气系统,可为热像仪提供温度可控、压力基本恒定的环境。其中,机械结构实现热像仪的结构支撑和密封,电气系统实现舱内的温度控制以及压力监测。文章运用有限元软件仿真分析了温度控制系统可实现的控温范围,并用试验方法验证了仿真分析方法的可靠性;还对设备舱的压力变化及密封圈所需的预紧力进行了估算。分析表明该设备舱能够为热像仪在真空低温环境下提供正常的工作条件。     

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。     

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。     

CBERS-1卫星CCD相机热控系统的研制

CBERS - 1卫星CCD相机热控系统的主要任务是在卫星规定的相机环境温度条件下 ,确保相机主体所需求的工作温度和温度梯度。CBERS - 1卫星CCD相机热控设计由被动和主动温控相结合实现 ,采用了多项新技术。作为中国第一台传输型CCD相机 ,从目前CBERS - 1卫星CCD相机在轨运行的遥测数据看 ,相机热控系统到达了设计指标的要求 ,运行良好 ,确保了CCD相机高可靠工作、并获得良好像质。     

一种基于空间相机热特性的高精度控温方法

为提高空间相机的控温精度以保证成像品质,文章提出了一种基于空间相机热特性的高精度控温方法。该方法从相机控温回路所控区域的能量平衡方程出发,根据控温区域自身的热特性参数,综合考虑其它控温区域对其传热影响以及外热流变化等因素,最终确定本控温周期内的主动控温功耗或加热占空比。通过建立某相机热模型,分别施加上述控温方法与开关比例控制算法,对控温效果进行了仿真对比。结果表明,该方法的控温精度显著优于常用的开关比例控制。     

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。     

红外笼模拟外热流方法对空间相机温度的影响分析

空间相机的热平衡试验中,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。为研究该种热流模拟方法对相机温度场的影响,建立了简化的模型进行分析。分析结果表明,红外热流模拟对相机温度场的影响体现在相机整体温度水平和光学件温度均匀性两个方面。对于有精密控温要求的空间相机来说,这一影响产生的误差是必须考虑的。     

某卫星大型天线真空低温展开试验

文章采用试验件主动控温的方法,完成了某卫星大型天线常压低温展开试验,对天线进行了展开控制和结构应变及展开阻力矩的测试,试验结果验证了天线在空间复杂温度环境中成功解锁、展开和锁定的能力,为大型空间展开机构的地面试验积累了经验。