航天器高精度控温系统设计的稳定性条件

航天器热控设计中普遍采用时间离散型控温系统,其自身稳定性将影响控温效果,尤其是高精度控温系统的稳定性更直接影响控温精度指标的达成。文章以某典型航天器高精度主动控温系统为研究对象,首先建立融合其热物理模型和控制算法的统一控温系统模型,并结合航天器热控领域的工程实际,通过合理简化实现了模型的线性化;然后基于上述线性化模型,对离散控温系统的稳定性进行研究,应用数学分析及经典控制理论方法对航天器热控设计中实际采用的基于比例和PI算法的控温系统进行理论求解,获得了保持系统稳定的充要条件;最后采用仿真分析的方法验证了上述约束条件的正确性。

外热流扰动下航天器精密控温系统的设计及参数优化

对于航天器精密控温系统,外热流的周期性波动是影响被控对象温度稳定性的主要扰动来源。文章以一个典型的航天器精密控温系统为研究对象,建立了融合空间外热流扰动、系统热设计状态和控温算法的系统统一数学模型。经简化实现模型的线性化后,采用频率响应法对系统进行分析,获得了系统稳态输出的理论解。文章从航天器热控设计实际出发,分析了各热物理参数和控制参数对系统输出温度稳定性的影响,提出了以降低外热流扰动引起的温度波动为目标的热设计和控温参数优化原则和方向。文章还以海洋盐度探测卫星综合孔径辐射计天线接收机的高稳定度控温设计为实例,展示了按照上述优化原则和思路调整热控措施和控温参数,经仿真计算对比不同参数的输出效果,最终获得理想控温效果的过程。该实例验证了文章理论解和优化设计指导思路的正确有效性。

碳基高导热材料及其在航天器上的应用

在分析航天器对于高导热材料的需求及应用特点的基础上,将碳基导热材料分为高导热石墨扩热板和高导热柔性石墨膜,总结了其在航天器上的典型应用场景。高导热柔性石墨膜可用于复杂结构等温化设计、柔性热传输等,高导热石墨扩热板可用于大功率元器件或设备扩热与传输。针对现有柔性导热材料柔韧性差、尺寸小、厚度薄等应用瓶颈,采用固相发泡技术制备石墨气泡,再通过机械辊压将其压制成表面含“褶皱”的石墨膜,利用热塑性加工技术,研制了热导率优于750 W/(m·K)的亚毫米级厚的高导热柔性石墨膜,将抗拉强度由6 MPa提高至20 MPa,厚度由几十微米提高至亚毫米级,同时使其尺寸可延展,将其应用于航天器大型载荷安装结构,温度梯度由8.9℃减小到2.5℃,可有效提高航天器低热导率结构件的等效热导率;采用高温热压技术制备高导热石墨基材,并通过磁控溅射的方式在石墨表面完整沉积金属镀层,解决了表面掉黑的问题,成功应用于某卫星固态存储器大功率器件散热。

航天器精密控温技术研究现状

航天器精密控温技术是目前航天器热控制的重要组成部分,航天器、尤其是光学遥感卫星对精密热控的需求极为迫切。文章通过简明扼要的机理分析,获取了影响航天器控温性能的主要因素:热控设计、控温周期、可分辨的加热时间、加热控制方式、测温精度、控温算法。在此基础上,着重调研和综述了国际上航天器控温算法选用及控温系统设计方法的研究现状,并进行了对比分析,从控温系统设计方法、控温算法、控温策略及控温系统性能验证方面指出了中国在该领域存在的不足,对中国航天器精密控温技术的发展提出如下建议:积极开展PI控制在航天器精密控温上的应用、基于被控对象热特性的控温系统设计方法及体现高精度控温策略的精确热分析技术等研究。

高热流CCD器件散热与精密控温技术

为保证空间相机CCD器件处于较小的温度波动范围,根据焦面组件的结构特点,通过仿真分析的方法,对空间相机大功率CCD器件的散热方法和精密温度控制策略作了初步研究。首先介绍了大功率CCD器件的热设计要求,分析了大功率CCD器件热控设计特点,提出了采用微型热管的技术途径解决小空间、高热流密度器件的热量收集与排散方案,采用了基于积分分离式PI控制的电加热主动控温策略。热分析结果表明,热控方案可以满足CCD器件的散热需求以及±0.2℃的高精度、高稳定度温度控制要求。

航天器高稳定结构的热控设计及验证

高稳定结构对温度场的稳定性、均匀性有较高要求,为达到在轨温度场精稳控制,文章提出了一种基于高导热柔性材料的分区控温设计方法,采用面内导热系数达750W/(m·K)的柔性石墨材料,进行了二维均温扩热,增强结构自身导热能力,减小温度梯度;强化隔热设计,减小外部热扰动对温度场的影响。以某测绘卫星载荷适配结构为例,进行了分析及试验验证,结果表明:全生命周期内,载荷适配结构核心部件温度控制在20.0~24.5℃范围内,温度波动≤0.4℃,温度梯度≤4℃,同时验证了设计方法的正确性。该方法可为有高精度控温需求的部件的热设计提供参考。

PI控制在空间相机精密控温上的应用

以某空间相机镜筒作为控制对象,建立了热分析模型,提出了基于积分分离式比例积分(PI)主动热控制的温度控制方法。积分分离式PI算法采用增量式计算、位置式输出,将输出的加热功率值转换为一个控温周期内的加热时间。以相机镜筒的热分析模型为基础,通过Ziegler-nichols参数整定方法获取积分分离式PI算法的比例参数和积分参数,利用热分析软件Thermal Desktop对空间相机镜筒进行了热分析,获取控温算法的控温性能。结果表明:积分分离式PI控制方法响应快,消除了稳态误差,较比例(P)控制具有更好的动、静态特性,适用于有高精度控温需求的主动控温设计。

资源一号02D卫星高光谱相机热设计及验证

资源一号02D卫星高光谱相机具有内部结构和光路复杂、单机发热量大且分散、控温要求高等热设计难点。文章采用基于多级隔热的分区控温方法,通过优化遮光罩设计、强化隔热措施降低外热流对相机温度的影响;采取电加热主动热控措施提高相机的温度稳定性,通过合理分区控温减小温度梯度;采用一体化热设计方案解决短波电路箱大功率散热难题;采用等效试验方案实现热平衡试验与热真空定标试验的统筹,缩短了试验周期,节约了研制经费。热平衡试验及入轨1年研究结果表明:相机光机主结构温度控制在18.0℃±1.5℃范围内,CCD组件每轨温度波动不大于0.5℃,满足相机的各项温度指标要求。

高分七号卫星多探头甚高精度星敏感器热设计与验证

根据高分七号卫星对多探头甚高精度星敏感器高热稳定性的任务需求,对多探头甚高精度星敏感器进行热设计。首先,针对星敏感器光轴热漂移优于0.3(″)/℃的高热稳定性技术指标需求,开展星敏感器的结构和内部热设计,确定星敏感器安装法兰和光学镜头镜筒的热控技术指标,根据轨道参数及星敏感器的结构布局制定星敏感器热控设计方案。其次,通过仿真分析,得到星敏感器俯仰(绕X轴)方向和偏航(绕Y轴)方向的热稳定性均优于±0.3″;通过星敏感器热稳定性试验测得星敏感器绕X轴和绕Y轴的热稳定性分别为±0.223″和±0.168″;通过星敏感器热平衡试验测得星敏感器绕X轴和绕Y轴的光轴热漂移分别为±0.55″和±0.16″。在轨测试验证结果表明:星敏感器安装法兰和光学镜头镜筒的温度满足热控指标要求,2个多探头甚高精度星敏感器的光轴夹角为±1.8″,星敏感器热设计合理有效,可为其他航天器星敏感器热设计提供参考。

航天器铷钟的一种精密控温系统

研究了一种应用于航天器的高精度、高稳定度的温度控制系统:使用热敏电阻作为温度传感器;采用多级控温策略,核心级采用基于径向基函数(Radial Basis Function,RBF)神经网络比例、积分、微分(PID)控制算法,非核心级采用积分分离式PID算法;采用脉宽调制(PWM)控制作为控制方式。以航天器铷钟作为控制对象,通过铷钟模拟件的热平衡试验,验证了高精度控温系统的控制效果。试验结果表明:核心级施加RBF神经网络PID控制时,稳态控温精度优于±0.08℃;内热源阶跃冲击或外热流正弦扰动下,其温度波动小于±0.1℃,控温稳定度优于0.1℃/d。此精密控温系统可应用于有高精度控温需求的航天器星钟和高分辨率光学相机。

航天器在轨全周期热变形分析方法

提出一种适应于在轨全周期热变形的分析方法,采用基于热传导算法进行"热分析模型-结构分析模型"全周期温度场映射,利用数学拟合算法开展对各类结果数据的分析,通过相关程序实现全周期多工况温度场映射、计算、数据分析的自动化。对某遥感卫星进行全周期热变形分析,结果表明:全周期温度场映射时间由天缩短至小时量级,温度场映射精度可控制在1%以内,相对于以往基于极端工况的热变形分析方法,可显著地提升分析精度与验证覆盖性,获得在轨热变形量级、全周期变化规律。文章的研究结果可为航天器热稳定设计提供参考。

一种基于遥测温度的航天器在轨故障分析方法

分析设备在轨温度异常变化的3个原因:遥测数据错误、设备周边热边界异常变化和设备内部热状态异常变化,提出用故障树来确定温度异常变化原因的分析方法,并进行实例分析。以某卫星寿命末期蓄电池故障时的遥测温度数据为基础,通过热分析模型进行了多工况的模拟,排除了遥测温度异常、卫星姿态异常、主动控温异常等因素,得出故障是由于电池内部热耗异常增加的结论。

星上控温策略的地面模拟与验证

为充分验证卫星在轨温度控制策略的适用性和效果,针对航天器在轨温度控制的特点及方式,提出一种在地面模拟星上控温策略的方法。该方法包含:设计开发一套适用于航天器真空热试验的星上控温模拟系统及基于比例开关控制算法的星上控温模拟软件;采用并行驱动技术实现单个控温时间片为1 s的时间控制精度,工况稳定后温度控制误差不超过±0.3℃。该方法已成功应用于某型号卫星真空热试验过程,系统配置灵活、操作简单、控温周期短、控温精度高,实现了星上控温策略的有效验证。