自动记录温度微小变化的装置

在精密控温系统中,经常要对控温性能进行测试、鉴定.例如,当晶体振荡器的拐点温度调好后,就希望控温系统能始终精密地控制在这拐点温度上,不随环境温度变化而变化.又如,作为时频标准的原子频标,它们的真空物理装置都需精密温度控制,作为时频标准,还须长期连续地工作,所以它们比晶体振荡器更需要监测真空物理系统的温度变化.     

闪光灯电容器老练工艺的研究

介绍了对闪光灯电容器在不同条件下进行老练工艺试验的结果，选择了合适的温度和电压条件，并采用时间间隙老练工艺，取得了满意的结果。     

空间用元器件热真空试验评价方法研究

空间用元器件热真空试验是空间环境模拟试验中非常重要的一项试验,文章通过对空间用元器件热真空环境应力的分析,给出了不同轨道的温度范围以及不同真空度下空间用元器件的物理效应;对空间用元器件热真空试验评价方法进行了研究和探讨,在参照组件、分系统、整星热真空试验方法的基础上,提出了器件级热真空试验程序。介绍了已开展的DC/DC混合集成电路和双向收发器单片集成电路的热真空试验情况和试验结果。试验结果表明,通过热真空试验,可以对空间用元器件热真空环境下的性能和可靠性进行试验评价,为航天用户单位合理选用空间用元器件提供科学依据。     

中型真空炉的技术升级

老式真空炉由于采用了油扩散泵和手动控温方式,存在真空系统被油污染和控温精度差的问题,严重影响了真空工艺质量.本文介绍了一种在真空系统和电控加热方面升级的思路和依据,以较少的投入实现了设备的升级.     

用于Hg原子光晶格钟的低漂移率超稳腔系统

光晶格钟需要高稳定度的超稳激光,而超稳激光的频率稳定性受限于超稳腔的热噪声和温度涨落,因此,降低超稳腔的温度涨落对于超稳激光的频率噪声达到热噪声极限具有重要意义。分别从时域和频域上分析了达到热噪声极限对超稳腔温度稳定性的要求,设计了超稳腔控温系统,其包括一层被动隔热、两层主动控温的超稳腔真空系统和主动控温装置;找到了超稳腔的零膨胀工作温度;测量了真空隔热系统的温度传递时间常数(3.6d);监测了真空腔内主动控温层11d的温度涨落(1mK)。通过实验测量和理论分析,在频域和时域上分别计算得到了超稳腔的温度波动,确定了千秒内的温度涨落引起的频率噪声均在热噪声极限以下。利用磁光阱产生的199 Hg冷原子的钟频跃迁光谱测得超稳腔的长期温度漂移为4.2kHz/d,符合Hg原子光晶格钟的要求。     

控温仪表温度传感元件热电阻温度的补偿

热电阻的温度测量过程中常会因为不平衡电桥与热电阻的非线性对测量结果造成一定程度的影响,为了弥补控温仪表温度传感元件热电阻温度,笔者利用铂电阻温度传感元件,在控温仪表的控温范围内,通过调整仪表测量电路从而实现铂电阻的温度补偿。     

一种基于卡尔曼滤波改善控制器的温度畸变控温系统设计

温度畸变试装置主要应用于考核飞机发动机的可靠性,模拟发动机进气温度骤变从而影响发动机稳定裕度发生故障场景。由于试验进气温度的品质直接影响试验结果,所以对装置进气控温效果提出了比较高的要求。发动机试验现场具有较大振动,强干扰等特点,试验测控系统基于稳定性较高的工业现场控制器PLC组网搭建。首先,根据装置中试验空气温度变化特性,设计了两套各自独立的闭环PID控制器,但由于管线较长,现场环境复杂,为了改善控温品质,在控制系统中设计了卡尔曼滤波改善控制器。结果表明,温度控制效果稳定,输出效果明显改善,有效提升了温度畸变试验装置的准确性。     

现代低温泵的设计计算及工艺要求

制冷机低温泵,又称现代低温泵,它是利用低温表面对气体分子的低温冷凝、低温吸附和低温捕集等物理现象,来获得并保持高真空和超高真空的装置.随着小型制冷机的日臻完善,制冷机低温泵得到迅速发展,在近代科学技术领域获得越来越广泛的应用.本文根据低温抽气的基本原理,从真空和低温技术两个方面要求来选择低温泵的结构,和计算泵口直径.依据泵的抽速和极限真空两个主要参量,设计泵的一、二级冷阵结构和选择温度,据此计算出一、二级冷阵的热负载.根据以上计算结果选用合适的制冷机,文中还对低温泵的启动时间及再生时间进行了计算.     

实用电源(15)

正二十八、控温电源1.控温电源概述控温电源用途非常广泛。在生活中空调、水温控制、温室果蔬、珍稀动物养殖等都有应用。在工业方面,电子产业的半导体制造、集成电路生产等控温电源是举足轻重的重要"角色"。以及现代农业等多种场合控温电源都有广泛应用。控温电源的基本要素是加热器、开关(自动开关)和温度传感器等。主要目的是创造合适的温度环境。图189是最原始的驱寒保温电路。图189(a)     

FIP电磁屏蔽导电橡胶储存稳定性的研究

针对现场成型(FIP)电磁屏蔽导电橡胶在储存和运输过程中产生的性能变差问题,系统研究了真空密封条件下不同储存温度对导电橡胶性能的影响并且在合适的温度下测试其性能。研究结果表明:FIP电磁屏蔽导电橡胶在–15℃下储存3个月不发生硫化,并且其力学性能、导电性能及流动性均保持稳定。     

热真空环境中超亮白光LED发光强度性能研究

超亮白光发光二极管(LED)是最近发展起来的一种固体发光器件,它的许多特点非常适合在航天环境中应用.为了验证超亮白光LED在航天照明中的可行性,对其进行了热真空试验,检验LED在热真空环境下的发光强度等性能.通过对试验结果的分析,证明超亮白光LED在热真空环境中工作性能稳定,同时给出了合理的使用方法,为超亮白光LED在航天照明领域的应用奠定了基础.     

大气与真空下功率VDMOS散热特性研究

针对功率VDMOS真空下壳温显著升高的问题,对安装叉指形散热器的功率VDMOS进行了三维建模和温度场模拟分析,研究了其在大气与真空环境下的散热模型。真空环境下功率为10 W、散热片面积为278.42 cm2时,VDMOS壳温较大气下升高了89.8℃。找出了VDMOS大气及真空下壳温与工作功率及散热器表面积之间存在的关系,并进行了相应实验,利用公式计算出的器件壳温与实验壳温的最大差值,大气下不超过2℃、真空下不超过3℃,皆未超过5%,该公式可以作为功率VDMOS应用及热设计的参考依据。分析了真空环境下,功率VDMOS壳温显著升高的原因,并提出了改善措施。     

多自由度热光学真空实验台的设计

针对某项目研制的相机结构特点和空间使用环境复杂性,在发射之前,为获取热光学调焦的规律,核对光机热集成仿真分析模型的正确性,检验输入与边界约束条件,因此要在地面模拟空间热真空环境,完成相机的热光学真空实验。由于相机在真空罐内的环境条件不利于工作人员在内部的操作,为此研制了热光学真空实验台,实现相机在真空罐态方便调节。对实验台的参数进行了计算分析。采用光栅尺或编码器实现闭环控制,润滑采用低挥发的真空润滑脂,实验台的转动精度达到6,移动精度达到0.02 mm,能够满足相机的实验调节要求。热光学真空实验台的研制不仅能够完成相机热光学实验的要求,而且在实验时间上大大节省,提高了实验效率,有利地保证相机实验的顺利完成。     

光轴竖直大口径长焦距平行光管热设计

工作在真空罐内的平行光管的工作环境特点决定了其与空间光学遥感器相同的热设计原则,光管的结构形式对工作温度提出了严格要求。首先,确定光管结构表面的热控涂层和多层隔热材料的包覆方式;其次,光管热设计的关键是加热区设计,设计了两种加热方案,从可实施性和加热功耗大小对两种方案进行了比较;最后,对最终的热设计方案进行仿真分析。结果表明:平行光管光机结构的温度水平可控在19.3~20.8℃,主镜温度为19.5℃,满足设计要求,验证了热设计方案的可行性,可对其他同类型的地面光机结构的热设计提供借鉴。     

温度循环条件下微弹簧型CCGA焊柱的热疲劳寿命仿真研究

对比封装体不同的热疲劳寿命预测模型,选择适用于微弹簧型陶瓷柱栅阵列(CCGA)封装的寿命预测模型,并对焊点的热疲劳机制进行分析。利用Workbench对焊点进行在温度循环载荷作用下的热疲劳分析。对比不同热疲劳寿命预测模型的结果,表明基于应变能密度的预测模型更适用于微弹簧型CCGA。随后对等效应力、塑性应变、平均塑性应变能密度和温度随时间变化的曲线进行分析,结果表明,在温度保持阶段,焊柱通过发生塑性变形或积累能量来降低其内部热应力水平,减少热疲劳损伤累积;在温度转变阶段,焊柱的应力应变发生剧烈变化,容易产生疲劳损伤。     

真空镀膜中基底预应力的有限元分析

真空镀膜过程中,基底因支撑、温度梯度造成的应变会对最终的薄膜-基底系统的面形产生影响。用有限元方法对不同支撑方式下不同尺寸基底的预应力以及烘烤过程中基底内部温度梯度造成的热应力进行了分析和计算,得到基底表面变形的峰谷值,并给出了不同工况下基底形变的等值线图。对于尺寸超过200 mm的基底,自重变形量和热应力变形量比较大,是影响最终薄膜面形的重要因素;装夹时随着基底倾角的增大,基底的形变与应力呈减小趋势;同样结构尺寸情况下,熔融石英基底的自重变形量略大于BK7基底,热变形量远小于BK7基底;热应力对基底预应力的贡献较大。     

真空高温脱O引起Si图形衬底形态变化的研究

利用超高真空化学气相淀积(UHV/CVD)系统,在不同的温度、环境氛围及脱O过程参与等条件下对全息法制备的二维周期图形Si衬底进行退火,通过原子力显微镜(AFM)进行表征与分析,研究真空高温脱O过程对图形衬底表面形态变化的影响。结果表明,真空环境使衬底表面的Si原子可以自由运动,脱O过程增强了Si原子在表面的迁移,温度会影响Si原子的扩散速率,3个因素的共同作用导致图形深度变浅,侧壁坡度变缓。此外,在周期图形台面的边缘,观察到环形有序分布的纳米Si岛。     

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。     

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.