碳基复合相变装置及在大热耗单机温控中的应用

碳基复合相变装置以高导热碳基复合相变材料为主要储能和导热载体,利用高导热膨胀石墨强化导热,运用相变材料的潜热实现热量的削峰填谷,可有效抑制短时大热耗单机的温升,减少单机非工作时段所需的补偿功耗,节省卫星的重量资源和功耗资源。主要介绍了一种高导热碳基复合相变装置,结合复合相变装置与卫星结构板优化的综合散热系统,用于解决星载短时工作的大热耗单机温度控制问题。通过理论计算与热仿真分析相结合,对复合相变装置进行了优化设计;通过开展专项试验对复合相变装置的热性能和空间环境适应性进行了充分验证;并在整星真空热平衡试验中,验证了复合相变装置对大热耗单机的温度控制效果。     

LY12CZ铝合金疲劳试验热耗散能研究

基于热力学第一定律,以试样瞬时冷却速率为参量,建立了一个单个循环单位体积材料的热耗散能模型。利用红外热像仪对LY12CZ铝合金试样疲劳过程进行非接触式连续测量,研究结果表明:LY12CZ硬铝合金试样表面温度的变化历经明显上升、相对稳定、迅速上升至断裂3个阶段;循环稳定阶段试样表面温度出现波动,波动幅值随应力幅的增加而增大;单位体积材料单个循环的热耗散能随应力幅的增加而增大。     

基于相变传热技术的空间瞬时大热耗载荷级联散热设计

针对空间千瓦级瞬时大热耗载荷的散热问题,提出了一种"平板蒸汽腔(Vapor Chamber,VC)+相变装置(Phase Changed Material,PCM)+环路热管(Loop Heat Pipe,LHP)"的一体化通用级联散热设计方法。以被动控温为主,采用当量导热系数大于2000W/(m·K)的VC强化传热,进而通过3D打印的导热蜂窝结构PCM强化热量的储存和释放。以某瞬时热耗达3000W的空间载荷为例进行散热设计,通过热分析和热试验验证,结果表明:热源45s和60s工作时间内最大温升分别为12.5℃和19.6℃,温度控制在10～40℃的范围内;修正后的热分析模型与热试验结果对比,绝对误差为1℃左右,相对误差为4.85%。验证了设计方法的正确性,可为同类空间千瓦级瞬时大热耗载荷的热设计提供参考。     

一种基于遥测温度的航天器在轨故障分析方法

分析设备在轨温度异常变化的3个原因：遥测数据错误、设备周边热边界异常变化和设备内部热状态异常变化,提出用故障树来确定温度异常变化原因的分析方法,并进行实例分析。以某卫星寿命末期蓄电池故障时的遥测温度数据为基础,通过热分析模型进行了多工况的模拟,排除了遥测温度异常、卫星姿态异常、主动控温异常等因素,得出故障是由于电池内部热耗异常增加的结论。     

星载缝隙波导微波天线热控方案研究与验证

微波天线阵面的热变形是影响在轨指向精度的关键因素,如何解决大功率器件的散热问题至关重要。某微波天线热耗峰值近万瓦,在近20 m²的全阵面内,需要保证收发(TR)组件的温升和补偿加热器的功耗不能过高。针对某微波天线特有的工作模式和外热流情况,提出了机械泵驱动流体回路(MPFL)、双面散热和相变热管 3种热控方案,并分析了各自的特点和适用性。为解决天线内部狭小空间的辐射传导耦合问题,开展了单模块热阻实验分析与优化,并得到了在轨测试的验证。     

200Nms单框架控制力矩陀螺的热平衡试验

控制力矩陀螺是一种用于大型航天器的大功率惯性执行机构,其热特性不仅是影响其自身工作性能的基本因素,也是整星热控设计需要考虑的重要因素。介绍了一种200Nms单框架控制力矩陀螺的热平衡试验及其试验结果。试验样机被设置了161个内、外测温点。在多种热真空条件下,样机运行至热稳定状态后,161个测温点的温度测量数据以及样机的工作性能数据被记录下来。由试验结果获得了样机运行在不同环境温度条件下的自身温度分布情况,测试数据表明样机性能未随环境温度条件的改变而表现出明显的变化。     

单相流体回路工质的优选研究

流体工质的选择是单相流体回路设计的一项重要内容,文章概述了流体工质的基本性能参数与选择标准,简要介绍了单相流体回路的分析计算过程,提出了能初步衡量工质优劣的一个特征性能参量热耗比F,设定3种工况条件,分别绘制了6种工质的热耗比F随温度的变化曲线,将比较结果应用于一个流体双回路系统的内回路,在SINDA/FLUINT中建立数值仿真模型,计算结果显示利用热耗比F可以对流体工质进行初步的优选。