地球静止轨道红外相机热控设计及验证

随着相机分辨率的提升,相机光机主体温度水平及温度稳定性要求随之提高,且红外相机需要将探测器制冷到较低温度。工作于地球静止轨道的红外相机所处空间热环境复杂,相机光学系统会长时间受到太阳照射,且无长期背阴面,为相机的热控设计带来了很大的挑战。结合地球静止轨道空间热环境特点以及相机成像需求,采用遮光罩&热门的方式有效屏蔽外部热流的影响,将主光学系统温度控制在（20±3） ℃以内,为相机每天成像时间不少于20 h提供了温度保障;采用高效隔热技术以及高效热量排散技术将探测器控制在80 K以下,满足成像模式探测器温度需求。地面试验以及在轨飞行数据表明,相机的热控设计合理可行,为后续高轨红外相机的高精度控温提供了有力支撑。     

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。     

空间相机遮光罩的低功耗热设计

空间相机遮光罩的温度波动直接影响附近光学元件的温度波动,而光学元件的热变形将导致光学成像质量的下降。针对一种高分辨率空间相机的遮光罩,提出了几种不同的热控方案并进行了比对分析。首先,介绍了空间相机遮光罩的一般热控措施及效果并分析了影响空间相机遮光罩温度波动的外热流及传导热阻;然后通过仿真分析得到了三种不同热控方案下的温度数据及主动加热功耗数据,经过比对分析后选用了主动加热功耗少、温度波动范围小的热设计方案。最后,通过热平衡试验及在轨数据验证了选用方案的有效性。空间相机遮光罩的在轨温度范围为4.8~9.2℃,次镜温度范围为17.8~17.9℃,与仿真分析结果一致性良好,热设计合理有效,满足任务需求。     

"GF-5"卫星差分吸收光谱仪热控设计及验证

差分光谱仪是一种基于空间测量的精密光学仪器,整个寿命周期内对光机系统及探测器有较高的温度稳定性要求。为保证光路的精度,需要光学安装板 温度梯度小于2℃;为降低温度波动对信号的干扰,整轨温度波动要求小于2℃。光谱仪周边有多台载荷不同程度的遮挡,热环境复杂,给热控设计 带来较大困难。结合光谱仪热控需求及结构特点,详细分析了轨道外热流,采用对地面作为光学箱散热面、光学底板等温化设计、 以向阳面为电子学散热面、电子学箱与光学箱隔热等热控措施,实现了光谱仪高稳定性温控要求。热平衡试验与在轨数据表明, 光谱仪热控设计合理可行,能够满足在轨探测的温度指标。为后续型号光学遥感仪器高精度、高稳定的热控设计打下良好的基础。     

空间相机大功率热源散热设计

为解决复杂外热流下散热面难以确定的难题,基于散热面总到达外热流最小的设计原则,对空间相机大功率热源散热设计进行研究。首先,根据相机所处空间环境分析相机受到的外热流。接着,通过分析外热流与热源工作模式,采用在相机两侧设置辐射冷板散热并通过热管耦合的方式,增大了热源的散热效率,减小了辐射冷板的面积。最后,根据相机所处空间环境和采取的热控措施利用热仿真软件进行了热分析验证。仿真结果表明：可见光组件温度为-1.9℃～12.9℃,红外组件温度为1.7℃～10.5℃,制冷机热端温度为-12℃～0.3℃,制冷机压缩机温度为-11.3℃～21.3℃。满足温控指标要求,解决了复杂外热流下相机大功率热源的散热问题。     

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.     

高分辨率可见光航空相机的热设计及热分析

为了确保工作在复杂环境中的航空相机能顺利完成任务,对其热控制技术进行了研究。分析了相机的热环境,建立了其换热模型并给出了外热流的计算方法。针对航空相机所处的复杂飞行环境及所需的热控指标,详细阐述了相机的热设计方案,利用热分析软件IDEAS-TMG建立了相机的有限元模型并对相机的两个极端工况进行了仿真分析。仿真分析结果表明:在两个极端工况中,主镜筒温度水平18±1℃、主镜筒轴向温差不大于1.5℃和周向温差不大于1.85℃,均达到了热控指标要求,热设计方案合理可行。该研究方法对各类航空相机的热设计和热分析有一定的指导和借鉴作用。     

近地轨道高精度一体式星敏感器热设计及仿真验证

某型高精度一体式星敏感器指向精度高,对温度变化非常敏感。其所处近地轨道外热流复杂多变,一体式结构和内热源集中的综合因素不仅导致散热设计困难,而且镜头直接受到内热源发热影响难以保障指向精度。首先,结合轨道参数,安装布局获得星敏感器平均吸收外热流。然后,通过分析外热流与内热源工作情况,采用被动热控和主动热控相结合的热设计方法,并对星敏感器散热面的位置与大小进行设计与计算。最后,根据轨道环境和热控措施并利用热仿真软件进行热分析验证。仿真结果表明,安装法兰温度为19.82℃～20.10℃,镜头轴向温差小于2.23℃,周向温差小于0.48℃,电路盒温度为19.10℃～23.49℃,满足热控指标。通过合理的热控设计保证了极高精度星敏感器的稳定工作条件,星敏感器的热设计合理有效。     

基于温度水平的空间相机主动热控系统

为了让空间相机在适合的温度条件下工作,提出一种基于温度水平的主动热控系统。首先,分析相机达到温度平衡的条件,确定主动热控策略;其次,介绍热控系统的构成及工作原理;然后,将相机图像质量无本质影响作为条件,确定主动热控策略中的各项控温指标;最后,确定温度控制算法。相机在轨工作的实验结果表明:依据主动热控策略,系统能够控制相机温度达到平衡,主镜组件与基准温度的温差不大于1℃,主镜组件的周向温差不大于1℃,主镜与次镜组件的温差不大于2℃,主镜与三镜组件的温差不大于5℃,温度控制结果满足主动热控策略中的各项控温指标要求,满足相机工作时对温度的要求。     

地球静止轨道变姿态空间相机的外热流计算

为了获取中高轨道变姿态空间相机准确的外热流数据,提出一种求解其变姿态外热流的方法。以地球静止轨道空间相机为例,首先确定卫星-太阳-地球三者之间的相对位置关系;然后,根据相机对日成像的工作任务确定其不同时刻的姿态;最后,根据相机姿态变化后的环境映射面以及直接积分法获得的辐射角系数计算相机各表面的瞬时外热流。计算结果表明,在相同轨道条件下,相机由于在轨姿态变化导致其接受到的外热流总和比姿态恒定的相机有所减少,其中春分日总热流减少372.5 W/m2,冬至日总热流减少771.5 W/m2。入光口所在的+X面外热流增大了2倍左右,该面进出地球阴影区时外热流在0~1 378 W/m2之间剧烈波动。计算结果可指导相机热设计,该方法同样适用于多维变姿态航天器的外热流计算。     

具备调焦功能的空间光学载荷支撑结构设计(特邀)

由于空间环境变化,高分辨率空间光学载荷在轨会产生不同程度的离焦从而影响成像质量,因此需要进行在轨调焦。为了适应高分辨率、轻小型空间光学载荷发展需求,设计了一种集支撑功能、调焦功能为一体的结构,通过热控系统对支撑结构温度的精准控制来调整次镜组件在光轴方向的位置,从而使载荷具备调焦功能。首先,根据光学系统参数进行调焦精度分析,确定支撑结构的设计要求;然后,基于连续拓扑优化中的变密度法(SIMP)进行支撑结构的全局优化;最后,开展了热光学试验,验证支撑结构的热控调焦功能并测量热控调焦系数。试验结果表明:该光学载荷支撑结构热控调焦系数为0.071 mm/℃,可实现0.014 mm调焦精度和±0.385 mm调焦范围。基于该调焦方法设计的“吉林一号”高分03星已经完成在轨测试,调焦精度和调焦范围满足设计预期。     

GEO星载激光通信终端二维转台伺服机构热设计

星载激光通信终端二维转台伺服机构是一种高精度指向调节机构,工作时对温度场稳定性及均匀性有较高要求,空间热环境剧烈变化是诱导其温度波动的外因。为达到在轨温度场精稳控制,提出了一种GEO星载经纬仪式激光通信终端二维转台伺服机构温控方案,通过机电热一体化结构设计选材、主动跟踪控温、散热及隔热设计等技术途径,实现了空间大尺寸的高精密二维转台伺服机构温度场稳定性与均匀性的精稳控制,并经过热试验与热分析综合验证,结果表明:工作轨道全寿命期间,伺服机构核心部件温度稳定控制在22.3～34.6℃范围内,温度场均匀性可控制在4℃以内。     

复杂外热流条件下红外探测器组件热设计

为实现在复杂外热流条件下对CO2探测仪红外探测器组件温度的有效控制,对其进行了详细的热设计。对红外探测器周围外热流进行分析,确定了其散热面位置。基于红外探测器所处空间热环境以及自身高功耗、低热控指标的特点,提出热设计方案。对红外探测器组件有限元模型进行了热分析计算,得到各个转角姿态下的红外探测器组件的温度范围为-31.8~-26.9℃,计算结果满足设计要求。通过CO2探测仪热平衡试验对热设计进行了验证,试验中红外探测器组件的温度范围为-32.6~-30.1℃,试验结果与计算结果基本一致,满足热控指标要求,说明热设计方案在复杂外热流条件下合理可行,具有较好的适应性。     

空间相机全铝合金光机结构的设计与分析

提高光机结构的温度适应性对空间相机降低热控难度、提升系统稳定性具有重要意义.根据统一材料结构可以消除系统热差的原理,选用铝合金材料对某可见光波段空间相机的光机结构进行了设计,并完成了实际工况下的工程分析,达到了在20℃±15℃均匀温度变化与不同方向重力耦合状态下,像质均满足MTF(modulation transfer...     

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。