空间摄像机热控系统设计

根据摄像机所处空间环境和结构特点,设计它的热控系统,同时进行了热平衡试验来验证热设计的合理性.首先,总结了摄像机热设计的准则,分析了摄像机所处的空间热环境.然后,对摄像机的各个部分进行了热设计;采用被动热控措施进行热隔离和热疏导,充分利用了摄像机所搭载的卫星平台的热容;采用主动热控措施将温度控制在热控指标范围之内.最后,根据摄像机的热环境和各种工作模式设计了4种极端试验工况,并进行了热平衡试验.试验结果表明,摄像机在存储工况时,其温度与安装面温度相差3℃左右,满足存储温度指标要求;低温工况和高温工况时,其整机温度为-3.1℃和45.7℃,镜头温度为-4.5℃和46.8℃,均满足热控指标要求.试验结果证实设计的空间摄像机热控系统合理可行.     

三线阵立体测绘相机热控系统的设计

为了保证测绘相机的正常工作和测绘精度,针对测绘相机的特点设计了热控系统,并对该系统进行了热平衡试验验证。首先,对测绘相机所处的热环境进行了分析,对测绘相机窗口的外热流进行了计算。然后,对测绘相机的各个部分进行了热设计;采用被动热控措施控制相机的温度水平,降低测绘相机系统对外部热环境变化的灵敏度;采取主动热控措施进行温差补偿,减小相机的轴向和对径温差。最后,根据测绘相机的热环境和各种工作模式设计了3种极端试验工况,进行了热平衡试验。试验结果表明,在热控系统工作的情况下,测绘相机系统在各种工况下温度波动在(18±2)℃之内,且轴向温差4℃,径向温差0.5℃,测绘基座的温度在(18±3)℃之内。得到的结果能够满足测绘相机系统的需求。     

多光谱大幅宽光学遥感卫星的热设计及验证

为解决有限热控资源下卫星多个光学遥感载荷及平台单机的热控问题,对该卫星采取主、被动热控相结合的设计方案。首先,根据卫星自身特点、热控需求及轨道外热流确定热设计的总体方案;接着,针对光学载荷和平台重要单机进行详细热设计说明,并利用有限元分析软件计算卫星各组件的温度结果;然后,开展整星热平衡试验,获取试验温度结果判断热设计的正确性;最后,通过对比卫星在轨遥测、热分析及热试验温度数据,验证了该热设计方案的实际效果。在轨遥测数据显示主载荷相机温度控制在19.7~20.3℃之间,光学小载荷温度控制在-31.2~6.6℃之间,舱内单机温度在9.7~29.5℃之间。各温度结果均满足热控指标要求,在轨数据与热分析及热试验结果偏差小于±3℃。表明该光学遥感卫星热设计正确可行,热分析及热试验过程合理可靠。     

基于多姿态变化相机的CCD焦面组件热设计

为了保证CCD器件处于较小的温度波动范围,针对具有多姿态变化特点的空间相机,进行了CCD焦面组件热控系统的设计。根据具有不同温度膨胀系数的材料遇热变形不同的原理设计了该热控系统的关键部件－热开关;基于轨道分析计算所得到的地球阴影数据和太阳矢量方向变化情况,考虑了相机本体的遮挡关系,并结合相机姿态变化的特点,提出了由热开关控制双辐射板散热的方案;对此热控系统进行了具体的热设计;利用I-DEAS/TMG软件建立相机的热模型并进行了计算机仿真。结果显示仅采用被动热控措施的CCD焦面温度波动12.34℃,同时采用主动、被动热控措施后减小为1.73℃。满足热控指标的要求,热设计合理、有效。     

多姿态变化相机中CCD焦面组件的热设计

为保证CCD器件处于较小的温度波动范围,针对具有多姿态变化特点的空间相机,进行了CCD焦面组件热控系统的设计.根据具有不同温度膨胀系数的材料遇热变形不同的原理,设计了该热控系统的关键部件-热开关.基于轨道分析计算所得到的地球阴影数据和太阳矢量方向变化的情况,考虑了相机本体的遮挡关系,并结合相机姿态变化的特点,提出了由热开关控制双辐射板散热的方案,对此热控系统进行了具体的热设计.利用TMG软件建立相机的热模型并进行了计算机仿真.结果显示,仅采用被动热控措施的CCD焦面组件温度波动为12.34 ℃,而同时采用主动、被动热控措施后温度波动减小为1.73 ℃,满足热控指标的要求,表明热设计合理、有效.     

空间机电产品热设计

本文从热传递原理入手,通过分析空间环境热平衡条件,介绍了空间机电产品热设计的一些主要方法,包括被动热控技术和主动热控技术。最后以空间机器人为例介绍了该产品热设计的一些原则和方法。     

空间光学镜头可适应边界温度的CAE计算方法

提出了空间遥感器温度场的描述方法,建立了某空间遥感器光学镜头的热光学分析模型,计算得到了该空间光学遥感器温度水平和温差要求的热控指标。在对遥感器在轨运行热载荷状态进行假定描述的基础上,用有限元方法进行了温度场及热弹性变形分析,得出假定温度载荷作用下光学遥感器各光学表面的变形量及刚体位移量。利用Zernike多项式进行波前差拟合,得到Zernike多项式系数,代入光学系统,利用CODEV光学计算软件计算热载荷作用下光学镜头的传递函数(MTF)。通过迭代,得到光学系统满足传递函数指标＞0.4要求的各温度场临界值,完成了从光学指标到热控指标的转换,避免了热控设计的过设计或设计不足, 可以在设计方案阶段作为遥感器结构的热适应性设计的参考,同时为制定合理的热控设计指标提供数据依据。     

机载主被动一体化微波探测仪结构设计与分析

利用机载主被动一体化微波探测仪进行土壤湿度的探测对高精度土壤水分反演具有重要意义。文中根据探测任务需求以及机载试验复杂的力学振动环境和温度环境,开展了探测仪的结构设计,并对系统结构开展了力学仿真分析和热设计,验证了结构设计的合理性。经过机载校飞试验的实际考核,样机满足机载环境使用要求,探测仪系统工作正常。该探测仪结构具有布局紧凑、精度高、工作稳定、安装方便等优点,可为同类机载校飞载荷的结构设计提供参考。     

空间相机温度-离焦特性分析与试验

为了提高空间相机在不同温度条件下的成像质量,本文建立了空间相机光-机-热集成分析模型,以此模型为基础,对系统的温度-离焦特性进行研究,得到了相机温度调焦曲线,并开展了热光学试验。首先,分析了温度变化对光学系统的影响,特别是对最佳像面位置的影响,得到了相机离焦量与光学元件参数的关系;介绍了光机热集成分析的一般方法,即将热分析的温度场,经过映射,作为结构分析的边界条件,然后进行结构有限元的热弹性分析,通过对变形结果中光学元件曲率和刚体位移做拟合,得到敏感因素的温度-离焦敏感度矩阵;在此基础上得到了相机温度调焦曲线;最后,开展了相机热光学试验。试验结果表明,基于集成分析结果的温度调焦,空间相机在20℃±8℃内的最大误差小于0.1mm,基本满足相机在轨自动调焦的要求,并指出了进一步提高相机温度调焦精度的方法。     

广角极光成像仪滤光片的热设计及试验

针对广角极光成像仪对其光学系统温度的特殊需求,对成像仪使用的高温滤光片进行了热设计及相关试验。介绍了广角极光成像仪的光机结构,尤其是滤光片组件的结构。通过建立传导和辐射热阻的计算方程组,分析了由滤光片到镜筒整个换热路径中存在的热阻及其影响因素。然后,以影响热阻的因素作为设计变量,分析了影响镜筒温度的敏感变量。最后,提出了高温滤光片的热设计方案。真空验证试验表明:在高温和低温两种极端工况下,滤光片温度水平分别稳定在105.8℃和138.2℃,其控温准确度优于±2.5℃,控温稳定度优于0.75℃/min;反射镜组和探测器窗口温度水平和温差都满足热控指标。得到的结果显示,基于热阻和温度灵敏度分析的设计方法,能够快速明确影响热阻的敏感设计变量,减少设计过程的盲目性。空间高温滤光片的热设计满足了光学系统的要求,保证了广角极光成像仪滤光片组件与反射镜之间的温差。     

小卫星姿态控制飞轮系统热设计

为了满足小卫星姿态控制飞轮系统热设计的要求,对飞轮系统的热特性进行了分析和试验验证。根据飞轮运行工况,分别对飞轮系统机械损耗和电控损耗进行了理论计算,确定了系统主要热源点的分布情况。然后,依据系统拓扑结构,建立了整机的等效热网络模型;采用有限元法,分别对飞轮相关组件和整机在卫星连续侧摆工况下的热特性进行了分析。最后,研制了实验样机,并对样机进行了热真空试验。在经过8h卫星连续侧摆机动工况下的实验结果表明:当环境温度为45.0℃时,监测点最后平衡温度约为57.8℃,相对于有限元分析结果的53.2℃,误差为8.6%,表明热分析结果与试验结果吻合度较好,可为姿态控制飞轮系统的热设计提供重要参考。     

光谱成像仪CCD组件热分析及验证

某型光谱成像仪是一台集多光学通道和多探测器于一身的复杂的空间光学遥感器,其光机结构、安装方式和载荷分布均呈非对称形式,整机热控十分复杂。CCD组件作为成像的重要组成部分,同时也是整机热控的难点,其热设计的好坏直接关系到成像的质量。本文着重讨论分析了某型光谱成像仪CCD组件热设计的特点,给出了相应的热设计方案,应用IDEAS-TMG对此组件进行了仿真分析,达到了热控设计的指标要求,最后通过试验对热设计方案进行了验证。     

空间光谱成像仪热设计参数的灵敏度

针对空间光学遥感器在轨运行期间其热物理属性的实际参数与热设计参数之间存在一定的偏差,从而影响整机热设计的问题,本文基于系统灵敏度理论,对空间光学遥感器的热设计进行了分析,并建立了在轨条件下的热平衡方程组.通过分析热平衡方程组的设计变量,总结出影响整机温度分布的热设计参数.以某空间光谱成像仪热设计为例,分析了上述影响整机温度分布的设计参数的灵敏度.灵敏度分析结果表明:整机平均温度对太阳吸收系数的灵敏度几乎为零;对红外半球发射率的灵敏度为2.2～14.55℃;对内部热源的灵敏度为1.8～2℃/W;对导热率的灵敏度为2.25×10-3～4.39×10-2 m℃2/W:对接触导热系数的灵敏度为0～1.1×10-3 m2℃2/W.试验验证结果表明,基于灵敏度分析结果的热控设计方案有效且可行.     

外露式星载光机电设备热设计的间接验证

星载光机电设备兼有光学系统和运动机构的特点,前者温度指标要求高,后者构型复杂并且相对星体其他部分运动,这给热设计的验证带来困难。文章以光机电设备激光通信终端为例,提出了热设计的间接验证方法,即通过地面试验数据修正热分析模型、再由热分析模型预示在轨温度,进而验证热设计。设计了热平衡试验,并根据试验结果修正了模型,修正后的试验模型计算结果与试验结果基本一致,81%的测温点偏差小于5℃,模型较好地反映了真实的热物理状态,其预示的在轨温度可用于验证热设计。对比了轨道计算温度与飞行温度,81%的测温点偏差小于4℃,证明了间接验证方法的正确和有效,满足星载激光通信终端的应用要求。所述的验证方法显著降低了热试验的难度,对多姿态与高温度指标的光机电设备具有借鉴意义。