用于批产卫星的稀疏红外灯阵空间热流模拟方法

针对批产卫星的空间外热流模拟,文章提出稀疏红外灯阵模拟方法。首先根据13169X/98型红外灯管的物理特性以及热流模拟需求进行数值分析,获得其平面热流分布规律;然后在真空设备中对数值计算的准确性进行试验验证,并总结红外灯管热流分布特性;通过对比不同控温方式,寻求匹配红外灯阵输出特性的最佳控制方法,使控温区域内的热流<3 W/m2;最后,以热流不均匀性引起卫星表面舱板温度梯度<3℃为约束条件,优化设计稀疏红外灯阵的数量与布局。结果表明:在灯管覆盖系数<5%的情况下,能实现热流模拟的偏差<3%,证明可以用较少的灯管实现外热流的较均匀模拟。

卫星红外特性及空间热流对其的影响(英文)

建立了完善的卫星温度场与红外特性的理论计算模型。首先根据卫星、地球和太阳的位置关系,计算了卫星接收的空间热流;其次利用有限元法求解瞬态热平衡方程,得到了卫星的表面温度分布;然后在3~6μm和6~16μm波段分别计算了卫星作为点源时的红外辐射强度空间分布;最后比较了卫星、卫星本体和卫星太阳翼在红外双波段的辐射强度,并详细分析了空间热流对卫星红外特性的影响。文章的研究结果对于空间目标的红外探测与识别具有参考价值。

舱外航天服空间热流分析计算

进行了舱外航天服的被动热防护性设计,了解其空间辐射换热及空间热流.分析了舱外航天服空间热交换的特点及其真空屏蔽绝热层的隔热性能,确定了航天服、地球、飞船及太阳照射方向的4种典型相对位置关系,对各相对位置下航天服的空间辐射外热流进行了分析,并建立了空间热流的计算方法,对航天服表面最大得热与漏热进行了求解.最终计算结果表明:航天服被动热防护性能对空间热流的影响很大.进行被动热防护设计首先应提高隔热性能,并适当减小表面太阳辐射吸收率与表面黑度的比值.

太阳同步轨道卫星空间热流分析

卫星空间热流的计算是卫星可见光特性与红外特性分析的基础,本文首先建立了基于蒙特卡洛法的卫星空间热流计算模型,然后计算了太阳同步轨道对地三轴稳定卫星在轨运行一个周期内所接受的空间热流,最后对卫星的空间热流计算结果进行了详细分析,研究结果对于空间目标可见光特性与红外特性研究具有参考价值。

地球静止轨道遥感器空间热流模拟方法研究

空间遥感器需开展地面热试验以验证热控设计的正确性,而空间热流的准确模拟是地面热试验验证的关键因素。地球静止轨道遥感器空间热流复杂,空间热流的准确模拟更为重要。文章提出了一种地球静止轨道遥感器空间热流模拟方法,解决了高轨光学系统受照的热流模拟问题,大大提高了静止轨道遥感器地面试验的准确性。文章以"风云四号"卫星闪电成像仪为例,详细介绍了热流模拟方法,并进行了地面试验和在轨验证。地面试验和在轨飞行温度数据表明该模拟方法正确,模拟数据可靠。文章介绍的热流模拟方法也为后续高轨遥感器及太阳观测遥感器空间热流的模拟提供了参考。

空间任意形状凸面的轨道空间外热流计算方法

采用蒙特卡罗（ＭｏｎｔｅＣａｒｌｏ）方法，进行了平板、半球面、抛物面的地球反照角系数和地球红外角系数计算，通过与文献数据的比较，证明了由此方法所编程序的可靠性和实用性。利用这种方法，可以计算空间任意形状凸表面的轨道空间外热流。

舱外航天服的轨道空间外热流计算方法

分析了舱外航天服在轨道空间环境的辐射换热热流。采用蒙特卡罗(MonteCarlo)法,计算了航天服及飞船处于各种相对位置时,航天服对飞船的红外辐射角系数;航天服相对于地球位于各种位置时,航天服对地球的红外辐射角系数;在一定太阳照射方向下,飞船及地球对航天服的太阳反射角系数。与文献数据比较,证明此方法计算舱外航天服空间外热流适用性强,结果准确、可靠,能满足工程使用要求。

红外加热棒式空间外热流模拟器的数值研究

采用蒙特卡罗法跟踪能束的发射和吸收,提出了一种避免挡板表面能量方程计算的等效反射模型,模拟了红外加热棒式空间外热流模拟器模拟面上的能量分布及其他参数,比较了加热棒为直棒和曲棒时模拟面的热流模拟结果。研究表明,挡板内外表面置换后表面发射率的不同并没有导致模拟面上能量分布的明显变化;增加加热棒根数并不能一直明显地使模拟面的能量分布更趋于均匀;经形状优化后曲棒模拟的热流分布比直棒更均匀。

空间引力波探测卫星外热流环境及其热控设计

轨道外热流是影响空间引力波探测卫星的重要因素之一。总结了日心轨道引力波探测卫星和地心轨道引力波探测卫星的β角和外热流变化,分析了外热流的变化特征。引力波卫星采用以被动热控为主,辅以主动热控的热设计原则,对整星和关键载荷(如空间望远镜)进行热设计,同时采取柔性支撑结构解决结构热变形问题,保证子结构尺寸的稳定性,最后介绍了空间引力波探测卫星热仿真分析。

微纳卫星空间外热流仿真分析

在轨卫星空间外热流分析对于微纳卫星热状态的仿真研究具有重要意义,为卫星温度场的分析提供了外在的热边界条件。在轨道运动的基础上,建立了在轨卫星瞬时空间外热流计算模型,快速、简便地计算了太阳辐照热流、地球红外辐照热流、地球反照热流的值。对其结果和变化规律进行了详细的分析与讨论,仿真结果较准确地反映出卫星在轨运行期间空间外热流变化规律,同时满足实时性要求。

空间气球的红外特性分析(英文)

建立了完善的空间气球温度场与红外辐射特征的理论计算模型。首先建立了计算所需要的空间坐标系并计算了空间气球接收到的空间辐射热流,其次利用有限元软件ANSYS10.0求解瞬态热平衡方程得到了空间气球的表面温度分布,然后在3～6μm和6～16μm红外波段分别计算了空间气球作为点源时的红外辐射强度空间分布,最后详细比较并分析了空间气球与空间弹道式目标在表面温度分布和红外辐射强度空间分布的不同。文章的研究结果对于空间目标的红外探测与识别具有参考价值。

空间遥感器的热/结构/光学分析研究

作为一个空间遥感器整机热光学 (热 /结构 /光学 )集成分析过程 ,对空间遥感器主要光机结构简化 ,进行导热特性分析和等效热阻计算 ;利用软件计算在轨道上典型工况的空间外热流和内热源分布 ;建立有限元温度场分析模型和结构热弹性分析模型 ,计算全机稳、瞬态温度场分布 ,均匀温变和特定温度场下的位移场 ,得到各光学元件的位移 ;利用光学分析程序计算的公差计算结果插值计算遥感器光学系统由于光学元件的热致刚体位移 (离轴、轴向位移和倾斜 )而产生的光学性能变化。

卫星在轨太阳辐射热流的简化计算方法

针对卫星在轨太阳辐射热流计算过程中计算参数多,计算过程复杂的问题,提出了一种简化的计算方法。该方法在分析卫星、地球和太阳三者之间空间几何关系的基础上,建立了新的计算坐标系,在计算坐标系中对卫星、地球和太阳的位置进行了重新规定,并在此坐标系中推导了卫星太阳辐射热流的计算公式。运用此方法对卫星太阳辐射热流进行分析求解时,轨道参数之间的空间角度关系更为简单,仅需对7个主要参数进行计算,与传统方法相比较计算量减少了约2/3。

航天器热平衡试验中的热流测量技术

文章介绍了在航天器热平衡试验中到达航天器表面或被其吸收的红外辐射热流密度的测量技术。

北京空间机电研究所突破热控技术难题成功研制桁架热管

日前,北京空间机电研究所相机热控技术研究室自主研发的热控新产品.桁架热管成功应用于某型号,开创了热管设计的新领域,不仅满足型号任务需求,而且提升了研究所热控水平,是热管产品诞生以来又一重大技术突破。受空间外热流、低温冷黑空间背景及其内部热源的综合影响,空间光学相机的温度必然发生变化,为保证其成像性能,必须进行温度控制。

载人航天器空间环境试验设备

载人航天器空间环境试验设备俗称"载人舱"。它是在地面条件下漠拟空间高真空、冷黑背景和太阳强辐照环境的"有人参与其中"的试验设备,用于载人飞船及各分系统在研制各阶段的性能检验、鉴定、验收试验,"人-船-服"联合试验,航天员出舱及舱外活动(俗称舱外行走)试验,特别是航天员系统的适应性试验、航天员的操作训练、心理素质的培养,以及舱外航天服、舱外活动机构、生保背包等的研制。

微纳卫星热状态仿真及分析

卫星热控系统通过调节星上热量收集、转移、排放的过程,从而达到控制星体温度水平和温度稳定性的目的,对卫星进行在轨热状态分析和依据分析结果进行热控措施调节与评估至关重要。针对低轨微纳卫星热状态分析的关键问题,给出了卫星在轨时刻所受空间外热流的计算方法,在此基础上,综合考虑温度影响因素和传热特点,建立了卫星外壳、辐射器、内环境和内外部单机的瞬时温度计算模型。以一低轨微纳卫星为例进行仿真计算,对结果进行了分析与讨论,为进一步深入研究卫星的热控设计提供了快速、简便的分析方法。

卫星双波段红外热像仿真

建立了完善的卫星温度场与红外特性的理论计算模型,并对卫星3～6μm和6～16μm波段的红外热像进行了可视化仿真。首先根据卫星、地球和太阳的位置关系,计算了卫星接收的空间热流;然后利用有限元法求解瞬态热平衡方程得到了卫星的表面温度分布;最后在3～6μm和6～16μm波段分别计算了卫星的红外辐射出射度并对卫星的红外热像进行了可视化仿真。研究结果对于空间目标的红外探测与识别具有参考价值。

星载大型可展桁架式薄膜结构在轨热分布特性研究

为满足高清晰、宽幅成像等任务的需求,高分辨率卫星需要带有尺度大、形面精度高的对地观测天线。本文基于控制体积法提出空间环境下热分析的理论,建立了桁架式薄膜结构的温度场分析模型,分析同步轨道下时变空间热流分布和温度场,探讨地球阴影和自阴影对结构温度场的影响。本文提出的分析方法提供了一种预测空间结构温度场的途径,并为结构热控制设计奠定了基础。

嫦娥五号探测器热平衡试验方案设计与实现

针对嫦娥五号探测器热平衡试验中面临的难题,在分析以往国内外航天器热平衡试验技术现状基础上,依据验证充分、有效与全面的原则,构建出一套探测器热平衡试验方案,提出一种基于“专用红外吸收式空间外热流模拟方式”的热平衡试验方法,设计了典型试验工况,同时优化了试验技术流程。地面热平衡试验结果结合在轨飞行数据表明:热平衡试验方案能够有效验证热控设计的正确性,专用红外吸收式外热流模拟装置偏差造成的温度影响不超过2℃,热平衡试验工况设置合理,技术流程优化,热分析模型相关性工作可使热分析模型更加准确可信。