某星载SAR有源单机热真空试验控温方法研究

探讨了一种大功率星载SAR有源单机热真空试验控温方法。单机表面发射率低,仅靠自身壳体与真空罐热沉之间辐射换热,无法实现对单机的控温。该控温方法将单机热量传递至扩热板,再利用扩热板将热量辐射至真空罐热沉,以较好地实现对单机的控温。经过分析发现,扩热板尺寸为566mm×141mm×30mm时控温效果较好。     

真空高低温下高效热控结构传热特性试验研究

微纳卫星的发展需要新型高效热控技术,基于石墨烯的高效热控系统实施于微纳卫星主结构上,对降低热点温度,拉均星内温度有良好效果。论文介绍了基于石墨烯的微纳卫星热控结构组成及特性,及对这一热控结构在真空高低温下传热特性的测试系统搭建及试验研究。     

轻型空间相机支撑桁架的精确控温

由于长焦距相机中支撑桁架的温度变化会降低光学系统成像质量,本文研究了空间相机支撑桁架的热控设计。根据某高分辨相机的结构参数、光学系统对支撑桁架温度的要求及卫星的轨道参数分析了桁架杆的吸收外热流并确定了加热功率;讨论了桁架热平衡公式,并确认桁架杆的轴向温差主要与桁架杆加热片功率和加热片粘贴位置有关。在对桁架杆简化数学模型理论分析的基础上,得到了杆的温差方程,进而提出两种满足支撑桁架精确控温的热设计方法:增大加热片面积和增加杆的等效导热率。实验证明了新型导热材料PGS(Pyrolytic Graphite Sheet)可以很好地满足支撑桁架等效导热率及轻型化的要求,使用0.076mm厚的PGS时,可以将支撑桁架的轴向温差由7.9℃减小为0.83℃,且每根桁架杆质量只增加12g。最后,通过热分析模型进行仿真实验,证明了理论分析的正确性,通过对桁架杆温差测量试验和热真空试验,验证了仿真分析结果和PGS的空间适应性。得到的结果证明了本文提出的空间桁架的精确控温方法是适用且有效的。     

面向微纳卫星的氙气工质冷气推进系统研制

针对微纳卫星,研制了一种高精度冷气推进系统。该系统使用氙气作为推进剂,喷嘴电磁阀采用高频脉冲阀,既可连续推力输出,又可点动脉冲输出。采用集成化的设计理念,结构件采用轻质合金材料,实现了推进系统的轻量化和小型化。最后进行了地面性能、压力和泄漏试验,试验结果表明,冷气推进系统具有较高的可靠性和稳定性,在微纳卫星姿态调整、轨道转移和离轨等多任务方面具有广泛的应用价值。     

固体润滑谐波减速器真空运行性能的试验

根据谐波减速器在空间机械精密传动中的工作条件 ,研制出真空环境模拟试验装置 ;并使用该装置对XB3- 6 0扁平式谐波减速器所采用的几种物理气相沉积 (PVD)薄膜润滑方案进行了系统考核。试验结果表明 ,研制出的真空运行试验装置结构合理 ,性能稳定 ,可以保证环境模拟试验的可靠性 ;对几种薄膜润滑系统的考核结果 ,为确定谐波减速器的固体润滑方案提供了实验依据     

三维空间微重力地面模拟试验系统设计

针对大中型及做复杂运动的空间试验目标,提出一种机电气组合的空间微重力地面模拟系统装置.该装置水平运动方向采用气垫支撑方式,竖直运动方向采用电动机作为动力源执行部件,经减速器减速后经滚珠丝杠及直线轴承作为传动装置,控制系统采用恒力闭环系统来跟踪目标重力.考虑试验目标所受到的来自本体的不确定影响及机械传动部件的摩擦干扰,且考虑到空间飞行器的姿态通常的低速运动,采用具有学习能力的神经网络等效滑模控制策略来自适应学习并补偿各种不确定影响.试验结果表明,所设计的试验装置结构不仅质量小,使用方便,且能够补偿运动空间机械手的非线性动态影响,达到较高的微重力环境模拟精度,对于三维空间微重力模拟试验具有重要的参考价值.     

Hα和白光望远镜的热光学试验

Hα和白光望远镜(HWT)是中国空间太阳望远镜(SST)有效载荷之一,为研究HWT的光学性能受温度环境的影响,在进行地面观测工况下温度场测量和数值模拟的基础上,确定了热光学试验的温度控制工况,建立了一套热真空状态下的光学性能检测系统.该热光学试验系统由被测光学系统、真空系统、温度测量和控制系统以及波前检测系统组成.研究了系统中光楔镜结构、副镜结构、主镜结构、准直镜结构和成像镜结构这5个关键部位在不同温度控制工况下的光学性能.试验结果表明,在副镜结构温度不高(低于40 ℃)的情况下,HWT望远镜在地面观测工况下的光学性能约为λ/8,可以满足λ/6的设计要求.以HWT为研究对象,实施了Hα和白光望远镜的热光学试验过程,实现了对不同温度控制工况下的HWT系统进行光学性能检测,探索的热光学试验思路和方法也适用于其它太阳观测光学望远镜.     

基于蒙皮换热器的无人机电子设备冷却方案分析

针对无人机应用中日益突出的电子设备发热问题,提出了一种基于蒙皮换热器的无人机电子设备冷却方案。根据设计需求确定了各主要部件的温度要求及换热器效率要求,并对系统进行了试验验证。文中提出的电子设备冷却方案属液体冷却方式,电子设备的发热量可以通过蒙皮换热器传递给舱外冲压空气热沉。通过合理的等效换热测量方法设计的地面性能试验考查了系统运行时各部分温度、换热器的换热量及系统能效比。试验结果表明,该方案有效可行,能够满足较大发热功率的无人机电子设备的冷却需求,具有广泛的应用价值。     

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。     

仿真试验单轴气浮转台空气轴承的研制

仿真试验单轴气浮转台是卫星姿态控制系统的一种地而试验装置。在这种装置上进行的地面试验通常称为卫星实物仿真试验。实物仿真试验对卫星姿态控制系统的技术可行性提供重要的依据。