相变热控在高空光学遥感器CCD组件中的应用

为保证高空光学遥感器CCD组件所需的温度水平,利用石蜡类材料的相变储热特性,设计了一种相变热控方案。分析了相变热控中封装容器及导热增强体材料。利用热平衡方程,计算了相变材料用量,设计了封装容器及导热增强体。通过CCD组件热试验测试了热控方案的热控效果。结果表明:在CCD组件连续工作2 h情况下,未采用相变热控方案的CCD组件温度范围为18～41.4℃,而采用相变热控方案的温度范围为18～28℃,满足热控指标要求。该相变热控已成功应用于某高空光学遥感器,可以作为其他航空光学遥感器CCD组件热控设计的参考。     

空间光学遥感器的光学元件组件的频率设计

空间光学遥感器的光学元件的光学参数通常是根据设计经验来选定的.建立了空间光学遥感器的全阻尼动态分析模型,得到了光学元件动态响应的表达式.从工程的实际条件出发,当阻尼比为0.03、质量比为0.2时,通过MATLAB编程对光学元件的动态响应进行了数值分析.结果表明,为了尽可能地降低光学元件的动态响应,应该选择合理的动态频率,而不是一味地提高光学元件组件的动态频率.     

空间光谱仪光栅柔性支撑设计与分析

针对目前空间遥感器主支撑结构设计中难以同时保证光学元件刚度大、尺寸热稳定性好的问题,提出了一种具有柔性环节的支撑结构,有效地解决了影响基于空间环境的一种光栅光谱仪成像质量的力、热两个关键环境约束之间的矛盾。根据光学设计指标要求确定了光栅基板的结构形式,通过理论计算对柔性支撑的尺寸参数进行了灵敏性分析,得到了各尺寸对转角刚度的影响权重。通过优化柔性支撑件尺寸参数使光栅组件性能达到最优,利用有限元分析（FEA）软件对光栅组件在力、热耦合作用下的面形精度和动态刚度进行了仿真分析。结果表明,光栅及其支撑结构设计合理,满足空间应用要求,为柔性支撑的深入研究和应用提供了参考。     

基于热扩芯光纤的光纤准直器特性研究

为了提高光纤和光器件之间的耦合效率,设计了由热扩芯光纤和自聚焦透镜构成的新型热扩芯光纤准直器。理论上分析了热扩芯光纤准直器的基本结构参数与光学特性的关系以及由3种失配导致的耦合插入损耗。研究发现,热扩芯光纤准直器的耦合特性与自聚焦透镜的参数有关,热扩芯光纤准直器在轴向间距和角度偏差上的耦合失配容限明显优于普通光纤准直器,横向位移损耗则高于普通光纤准直器。采用模场半径为15.4μm的热扩芯光纤与自聚焦常数为0.295mm-1的自聚焦透镜制备了热扩芯光纤准直器,并对热扩芯光纤准直器因3种失配导致的耦合插入损耗进行了理论和实验比较,结果表明实验数据与理论吻合较好,说明所设计的热扩芯光纤准直器可用于长距离光耦合和旋转连接器件。     

光电遥感器反射镜组件过盈接触分析

针对空间光学遥感器反射镜组件结构中存在的过盈配合接触非线性问题,利用非线性有限元分析软件ABAQUS进行结构分析。文中围绕反射镜组件结构中接触问题的非线性特征为重点,分析了过盈量、摩擦系数等参数对反射镜的影响。通过非线性有限元模型的建立、分析、验证最终确定该结构的合理过盈量为0.08 mm。有限元分析的结果对于改进空间光学遥感器装调工艺具有非常重要的理论参考依据。     

空间遥感器反射镜组件结构设计方法

针对空间遥感器反射镜组件的结构复杂性和高性能需求,对空间遥感器反射镜组件的设计方法进行了研究。提出了一种经验设计、拓扑优化与尺寸参数优化相结合的设计方法,该方法可使设计结果快速收敛,获得最优化的设计结构。采用该方法完成了某空间遥感器反射镜组件的结构设计,通过有限元分析的手段得到了表征反射镜成像质量的RMS值,同时对整个反射镜组件进行了动力学分析计算,最后利用环境试验对有限元分析结果的正确性和设计的合理性进行了验证。结果表明:在重力载荷、温度载荷、镜面加工残差和装配误差的综合影响下,反射镜组件面形误差RMS值满足使用要求;整个结构有一个好的动态刚度和合理的模态分布,反射镜组件动态性能优良,满足使用要求。针对反射镜组件的设计,该设计方法是一种有效的、可靠的设计方法。     

轴向温度梯度对红外透镜光学性能的影响

运用有限元分析软件ANSYS建立了透镜组件的有限元模型,并对其进行热应力分析。用Zernike多项式对变形后的镜面面形进行拟合,并将得到的Zernike系数导入光学设计软件ZEMAX中,分析了轴向温度梯度对红外透镜光学性能的影响。结果表明:透镜面形的PV值、RMS值以及透镜表面曲率半径的变化量(ΔR)均随轴向温度梯度的增大而增大;轴向温度梯度使透镜面形发生了变化,从而导致了透镜光学性能的下降。     

高空气球平台地-月成像光谱仪载荷系统热设计

为满足搭载于高空气球平台的地-月成像光谱仪的长时观测需求,对其载荷系统进行了热设计。分析了载荷系统的热环境,建立了载荷系统的换热模型,利用Spearman等级相关系数公式以及反向传播神经网络与Garson公式结合的BP-Garson方法对影响载荷系统温度水平的主要参数进行了全局灵敏度分析,详细阐述了载荷系统的热设计方案。利用I-DEAS/TMG软件建立了载荷系统的有限元模型,对冬至、夏至两工况进行了仿真分析。仿真结果显示:在冬至与夏至工况下,气球放飞2 h内光谱仪均能快速降温至-5℃,光谱仪维持（-52）℃温度水平大于3.5 h,光学窗口温度高于海拔20 km当地露点温度,满足设计指标,热控方案合理。该研究方法对球载光学遥感器的热设计具有一定的指导和借鉴作用。     

钢丝绳传动在航空光学遥感器上的应用

针对某航空光学遥感器扫描组件和消旋组件需以高精度同步旋转的要求,提出一种通过双电机驱动,采用独立的位置环和速度环控制的钢丝绳精密传动方法。首先,详细介绍了钢丝绳精密传动的结构形式和控制方法,并简要分析了钢丝绳的传动刚度,最后,通过实验对钢丝绳精密传动的精度进行测试,同时分析了预紧力和负载力对精度的影响。实验结果表明:本钢丝绳精密传动系统实现了扫描组件和消旋组件旋转同步精度0.03°,旋转速度为5°/s时稳速精度达1.5%,满足设计要求。实验结果验证了本钢丝绳精密传动应用方法的可行性,为钢丝绳精密传动在航空光学遥感器上的应用提供了一种新的方法。     

高分辨力空间遥感器次镜支撑设计

长焦距空间遥感器次镜热控实施难度大、发射动态响应大,因此,必须具有较宽的温度适应范围和较高的动态刚度.文中阐明了次镜支撑方式的基本原则,并从材料选择、消热设计等角度出发,设计了一种柔性支撑结构;对该支撑的3个柔性环节进行了灵敏度分析,得到了各自对次镜面形精度影响的程度;通过优化设计确定了该支撑的尺寸参数,并对次镜组件进...     

某空间气体监测仪热设计及试验验证

某空间气体监测仪结构布局紧凑,在较小尺寸空间内交错布置有8个镜头组件、11台电子设备内热源和2个电机。内热源数量众多,工作时间长,与镜头控温要求差别大,且1个电机为二维转动热源,这些特点给热设计带来挑战。为有效解决热控难题,采用了多种设计思路组合。基于热管理思路对监测仪各部组件热行为进行系统管理,以节省热控资源;基于间接热控思路对所处热环境复杂的光学镜头组件进行控温,提高其控温精度和温度稳定度;对转动电机则进行辐射冷却,避免在传热路径中引入挠性转动环节,以提高热控系统可靠性;并基于结构热控一体化设计,在结构上充分保证热设计各项需求。热平衡试验结果表明:高低温工况下,监测仪各部组件温度均满足指标要求,且整个寿命周期内,光学镜头温度稳定度较高,同一工况下光学镜头最大温度波动在1℃以内,实现了多热源复杂工作机制下光学镜头的高精度精密热控。     

低温红外镜头设计仿真方法及试验验证

在低温环境下镜头结构会产生热变形,对镜头光学传递函数（MTF）及离焦量均会产生影响,从而影响光学成像质量。在此基于某红外遥感器,针对210 K低温工作环境,设计了一套具备热卸载功能的透射式低温镜头。对其建立有限元模型,并加载模拟在轨工作环境温度场,得到热变形数据,最终计算出镜头MTF及离焦量变化,并通过该仿真分析手段对低温镜头结构进行优化设计。低温镜头装调完成后,将低温镜头及其他配合测试设备置于真空罐内,在常温与低温环境条件下,对光学系统MTF及最佳焦面位置进行测试标定。测试结果表明,各项偏差在可接受范围之内,MTF仅变化0.2%,说明使用的低温镜头多场耦合仿真方法是可靠的,能够对红外遥感器低温镜头设计进行指导。     

透射式低温光学红外相机全光路冷链热设计

某透射式低温光学红外相机工作于倾斜地球同步轨道,所处空间热环境复杂多变,整个光学路径部组件属于低温光学系统,对温度梯度及温度稳定性要求较高,这对热控系统设计带来挑战。结合相机在轨成像温度需求及空间外热流特点,详细分析了相机热控设计的重点和难点,通过低温热管热量传输和辐射制冷的方式实现了低温光学系统的降温,通过高效热防护、热隔离及间接辐射控温技术实现了低温光学系统的高精度控温。热平衡试验温度数据表明:成像模式下,各光学部组件温度均满足指标要求,光学透镜温度均匀性和稳定性较高,光学透镜间最大温差小于1 K,最大温度波动小于±0.3 K,实现复杂内外热环境下光学透镜高精度控温;加热去污模式下,利用低温热管“热开关”的特点在常温下热阻增加,通过较小热控功耗实现光学透镜加热去污的需求。     

星敏感器组件的热设计

根据高分辨率卫星上星敏感器的特点和任务需求,通过仿真分析与试验相结合的方法对星敏感器组件进行热设计.首先,根据热变形分析确定星敏感器支架的热控指标为183 ℃.其次,根据轨道参数及结构布局获得3只星敏感器及其安装支架的外热流,同时考虑内热源分布及多层隔热材料表面参数的退化等因素,选用被动热控和主动热控相结合的热控模式.然后,通过仿真分析,得到星敏感器支架在低温工况和高温工况下的温度范围为17.0~19.1 ℃.最后,通过热平衡试验及在轨温度测试验证热设计,星敏支架在各试验工况下的温度范围为17.3~18.7 ℃,与分析结果相符;在轨测试星敏支架的温度范围为16.0~19.0 ℃,满足热控指标要求183 ℃.热设计合理有效,满足任务需求.     

Theoretical model of a fiber optic remote sensor based on surface plasmon resonance for temperature detection

This paper reports on a novel design of a remote sensor for temperature detection based on surface plasmon resonance and optical fiber technology. We theoretically analyze the performance of proposed sensor under different conditions related to its constituents, i.e., optical fiber, metallic layer, sensing region, and launched light. The effect of the related parameters such as numerical aperture, fiber length, core diameter, FWHM of the Gaussian input on sensor is analyzed along with its physical explanation. The numerical results presented in this paper leads to a significant optimization of the important design parameters to achieve a high temperature detection accuracy and sensitivity of a fiber optic remote sensor.     

脉冲激光二极管端面抽运固体激光器中晶体的热弛豫时间

在脉冲激光二极管(LD)端面抽运固体激光器中,存在热效应瞬态过程,即晶体的温度分布具有时变性,晶体温度的时变过程受到热弛豫时间的影响.从热传导方程出发,采用解析法和数值法分别对晶体降温过程中温度的时变性进行计算;采用有限元方法,对晶体热弛豫时间及其影响因素进行数值计算,分析了晶体直径、密度、热传导系数和比热等热物性参数对热弛豫时间的影响;采用流体流动换热理论,充分考虑了冷却水流温度和速度对晶体温度分布的影响.结果表明,通过调整晶体尺寸、冷却系统可以实现对热弛豫时间的控制.根据有限元软件ANSYS的计算结果,分析了晶体抽运端面上径向温度的时变分布,晶体边缘与中心的温差和光程差;初步计算了晶体热透镜不同径向位置处的焦距差.结果表明,晶体冷却过程中,不同径向位置与中心的温差和相对光程差具有时变性,晶体热透镜的聚焦特性也是随时间变化的.     

空间红外大口径折射式低温镜头设计与验证

针对目标探测类空间红外相机大范围成像、高灵敏度探测、高精度定位等应用需求,文中提出采用像方远心光路和低温光学技术结合的解决方案,设计了物方视场角8°×8°、入瞳口径265 mm、工作温度200 K的像方远心折射式光学系统。镜头最大口径280 mm,采用多级分散的弹性支撑设计,解决大口径低温透镜装框、透镜组件支撑和镜头整体安装各环节的热应力卸载问题。在保证高刚度和低漏热的情况下,使低温下透镜的热应力对镜头能量集中度的影响降低到可接受范围内。镜头完成装调及室温下像质确认后,进行了力学振动试验,并将其制冷到200 K水平测试像质,测试结果表明,镜头能量集中度达到轴上75%,边缘视场72%。     

航空相机光学镜头被动消热一体化设计与验证分析

航空相机的使用环境温度变化范围较大,温度的变化会在相机光学镜头中产生温度梯度,影响相机成像质量。为保证相机光学系统的成像质量,需要对镜头在一定温度范围内进行消热设计。运用ZEMAX光学设计软件对某航空相机光学系统进行了热分析,并根据分析结果运用ANSYS软件实现了多片式、大视场角光学镜头被动式消热光机一体化设计,通过镜头内部补偿环节沿轴向的微位移改变镜间距,实现对光学系统不同温度下像质的补偿。同时,研制消热补偿试验件,采用一种高精度光学非接触式在线直接检测微位移的方法,精度达到±1 μm,完成了消热补偿试验件微位移测试。结果表明:不同温度下的微位移量与分析数据一致,最后通过对采用该消热一体化设计的实际航空镜头在不同温度下的像质检测,验证了该设计的有效性,镜头在各温况下性能良好。     

临近空间超声速航空遥感器光学窗口热光学评价

为提高航空遥感器光学窗口的光学性能,对处于临近空间超声速飞行状态下熔石英材料的光学窗口进行了热光学评价。分析了光学窗口所处的飞行环境,根据空气动力学原理,计算了平均对流换热系数与马赫数的关系。根据热流密度,模拟了光学窗口温度场分布;计算了内外表面温差所引起的光程差;并分析了光学窗口热变形对航空遥感器光学系统传递函数的影响。分析结果表明:由热变形带来的光学窗口光程差PV=130.5 nm,满足光学设计要求(PV1/4)。此研究结果可为光学窗口系统设计提供必要依据。