航天器舱内设备热布局优化及仿真

针对航天器舱内安装板上设备控温需求,提出利用有约束条件下离散系统最优控制问题的数学模型,借助有限差分软件Thermal Desktop,并进行二次开发对安装板厚度和设备布局方案进行自动寻优仿真,通过计算安装板厚度、设备布局位置对设备温度的影响,得到满足设备温度、安装板质量等参数综合最优的设备布局方案,不仅节省了航天器上热控系统资源,同时较大程度地提高了可靠性。     

ARC-MET8000便携式直读光谱仪使用中影响因素分析及处理

介绍了ARC-MET8000便携式直读光谱仪的工作流程,分析总结了ARC-MET8000便携式直读光谱仪在实际应用中的影响因素及解决办法。     

炭/炭复合材料在空间光学遥感器热控制中的应用

提出在金属表面粘贴炭/炭复合材料来解决空间光学遥感器光机结构材料导热率低、温度梯度较大的问题.概述了炭/炭复合材料的基本特点并建立了钢板表面粘贴炭/炭复合材料的热传导数学模型.对钢板的裸板和单面分别贴0.5mm和2 mm复合材料的3种状态进行了理论分析与温度测试试验,获得了钢板在3种状态下的等效热导率.利用IDEAS-TMG有限元软件对模型进行了仿真分析并对钢板在上述3种状态下的传热性能进行了比较.对比结果显示,粘贴炭/炭复合材料能很好地改善钢板的传热性能.最后,将0.5 mm厚的炭/炭复合材料应用于低热导率的星敏感器安装支架(材料为TC4)的热控,并对星敏感器支架粘贴炭/炭复合材料前后两种情况进行了温度测试试验.试验结果显示,表面粘贴炭/炭复合材料后,星敏感器支架测点温差由28℃减小为5℃,提高了星敏感器支架温度均匀性,表明该措施对改善空间光学遥感器上低热导率结构件的温度梯度很有意义.     

一种电子负载模拟器方案设计

为了更加便捷的开展航天器各项大型试验和测试工作，研制了一种电子负载模拟器。电子负载模拟器能够模拟航天器电气系统的压力传感器、电磁阀、自锁阀、温度传感器、火工品等负载的电压和电流信号特性，并完成负载电压的采集和负载通电时间的统计，同时将所有功能模块集成到一个标准机箱中，所有电气信号接口通过若干接插件汇总对外进行连接，各功能模块通过上位机软件进行通信和控制。电子负载模拟器参与了某型号航天器的模飞测试工作，测试数据准确无误且性能稳定，既验证了上游驱动电路的电气匹配特性，又节省了梳理负载电缆和插拔接插件的繁琐性，同时也降低了人员频繁插拔接插件的出错概率。     

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。     

一种智能化控温设备设计与实现

热控系统作为飞行器上重要服务保障措施,担负着器上结构、设备在正常工作温度范围内工作的重要责任;为了保障设备工作温度,需采取相应的热控措施;其中,智能化控温设备作为热控措施关键单机,是热控系统成功与否的关键;根据目标飞行器外部环境特点及内部设备自身热耗情况,完成了飞行器上热控系统设计及研究,重点开展并完成了智能化控温设备的软硬件设计;结合目标飞行器具体要求,利用解耦思路细化把控温设备分解为若干个功能不同的模块,后将细化分解后的若干功能模块采用总线方式进行融合设计,实现了预期性能和功能;通过地面原理试验及后续飞行试验验证,该设备具有高精度控温能力（控温精度±0.5℃）,且可满足多回路同时控温,满足使用要求。     

相变蓄热在飞行器热控中的应用研究

针对某飞行器内部仪器设备缺乏散热通道,易超出其工作温度范围的问题,设计了一种基于相变储热技术的散热解决方案。首先,设计了一种新型肋片式相变装置,建立其数学模型,对相关参数进行了优化;然后进行了常压下基于定温边界的相变装置性能试验;最后,为评估对流换热引起的试验误差,采用热分析软件Thermal Desktop进行了实时仿真。试验和仿真结果表明,两种结果吻合较好,采用相变蓄热装置后,能够满足舱内设备3000s持续工作且温度不超过50℃的要求,且可以忽略对流换热对试验结果的影响。     

流体回路在轨泄漏检测与定位技术研究

流体回路是长期在轨飞行器较常用的主动热控制技术,通过泵强迫流体工质在设定的管道中循环流动进行可调节传热。在轨运行期间,流体外回路可能会因空间碎片撞击等多种因素而发生泄漏故障,从而影响整个回路的热控平衡,最终影响整个航天器的运行安全。通过对外回路的工质压力和温度特性进行仿真分析,提出采用RBF神经网络对压力、温度关键点数据进行反演,获得泄漏孔径大小和泄漏位置,从而对管路泄漏进行实时监测。     

微型星敏热控设计及仿真

为了保证应用平台在轨任务期间的星敏感器正常工作,需要对其进行热设计。结合微型星敏感器组件的空间环境外热流、安装布局以及工作模式等条件,在热分析优化的流程上考虑了光机热等多种因素影响,设计了微型星敏感器组件的热控方案。该热控方案提出采用主动电加热以及遮光罩与星敏本体均温化的设计思路,解决了微型星敏感器组件在轨期间的空间热环境复杂、温度控制要求高、散热途径受限于安装结构等问题,保障了微型星敏感器组件有效、可靠的工作。建立了I-DEAS /TMG 有限元分析模型,开展了高、低温工况下的星敏感器组件的热控仿真,分析了星敏感器组件的温度分布以及均匀性等仿真结果,最后进行了地面试验,验证了热控方案的正确性,满足星敏感器组件热设计要求。文中工作可为后续在轨平台的微型星敏热设计提供参考。     

高精度轻质无线测温系统研制与实现

作为航天器研制与试验当中的重要组成部分,高精度、高可靠的温度采集与监测,对航天器的设计与改进都具有重要的指导作用。为了满足对航天器内部环境和设备温度采集和测试要求,摒弃传统传感器有线布线方式,优化航天器整器装配周期,降低测温系统重量,提高系统可靠性,分析并设计了高精度轻质无线温度测量系统;该系统能够采集各测点的温度信号,再对信号进行运算处理后,通过无线网络传送给上位机进行数据分析和温度实时显示;后对系统性能指标及功能进行验证,证明了测温系统具有轻质、长待机时间、高精度、远传输距离和高可靠性等特点,满足单路温度采集系统重量低于2g,待机时间不少于240小时的任务指标要求,且可对航天器内部环境和设备温度进行实时监测与分析处理。