光谱成像仪CCD组件的稳态/瞬态热分析与验证

针对光谱成像仪CCD器件温度过高产生的热噪声和暗电流会导致成像质量下降,对CCD组件进行了稳态/瞬态热分析。采用有限元数值分析方法,建立了CCD组件传热的数值模型。根据CCD组件的结构特点和导热路径,应用有限元热分析软件IDEAS-TMG建立了有限元热分析模型,在给定温度边界条件下对CCD组件进行了稳态和瞬态仿真分析。给出了CCD组件的热响应性能、组件中关键部件的稳态温度分布云图以及随时间变化的瞬态温度曲线。稳态分析结果表明,CCD器件工作过程中的平均温度水平为27.1℃;瞬态分析结果表明CCD器件在工作时的升温速率为2.5℃/min,最高温度为37.8℃。验证试验结果与数值分析结果吻合较好,验证了数值分析的正确性和温度预示的有效性。稳态试验过程中CCD器件的温度为26.8℃,瞬态试验过程中温升速率为2.4℃/min。所获得的稳态和瞬态分析结果能够满足热控指标要求,为提高CCD组件的可靠性和热设计优化提供了理论依据。

CCD组件的热分析和热试验

CCD组件是CCD相机能否传输高质量图片的关键 ,其对工作环境温度的要求非常严格 ,过高或过低的环境温度都会降低其光电转换的能力 ;同时 ,其自身的温度波动过大更会产生热噪声 ,从而使相机的分辨率降低。文章采用NEVADA和SINDA热分析软件计算分析了用电加热功率补偿来保持CCD片温度水平并减小CCD片温度波动的设计方法的可行性 ,得出了几种不同功率补偿方案对CCD组件温度波动的影响。

光谱成像仪CCD组件的热分析及验证

光谱成像仪是集多光学通道和多探测器于一身的复杂的空间光学遥感器,其成像器件CCD热设计的好坏直接关系成像的质量。本文根据CCD组件具有体积小、发热量高、升温速度快等特点,提出了CCD组件的热设计原则,解决了热设计中的关键问题,给出了相应的热设计方案。按照CCD器件的导热路径,通过简化的热阻分析模型,计算得出了CCD器件的沿程总热阻为1.291℃/W。应用IDEAS-TMG对此组件进行了仿真分析,分析显示其达到了热控设计的指标要求。最后对热设计方案进行了试验验证,结果表明,热设计中采用的热控方法有效控制了CCD组件工作过程中的温度过高及温升速率过快的缺点,其升温速率为0.6℃/min,两次试验中最高温度分别为33.6℃和26.2℃。

遥感器CCD驱动器热设计及其在摄像过程中的温度变化

CCD驱动器是航天成像遥感器摄像过程中的主要热源之一。防止CCD驱动器过热是保证其正常工作的重要方面。介绍了遥感器的工作模式和对CCD驱动器采取的热控制措施。通过热平衡试验,利用回归的方法,对CCD驱动器在摄像过程中的温度变化规律进行了分析,同时对热控制效果进行了评估。CCD驱动器工作时升温速率在0.85℃/min左右,整个摄像过程中最高温度约为26℃,所实施的热控制措施效果理想。

紫外成像光谱仪焦面CCD散热设计及验证

为保证空间紫外成像光谱仪焦面电荷耦合器件(CCD)在低温环境下的工作性能,需对焦面CCD进行散热设计。首先,根据焦面CCD的热耗、工作模式及温度要求,提出以高性能柔性石墨导热索为主要措施的散热设计方案,建立热仿真模型并进行热分析。然后,在真空环境下进行焦面CCD热平衡试验,结果显示:柔性导热索的CCD连接端与热管连接端温差仅为2.3℃,以此推算出导热索自身热阻为0.65℃/W,满足热阻小于1℃/W的指标要求,具有良好的导热性能;焦面CCD在长期工作模式下的温度为-21.4℃,满足低于-20℃的工作温度要求。仿真分析和试验结果基本一致,表明采用柔性石墨导热索结合热管的焦面CCD散热设计方案合理可行。

基于热平衡分析的轻型火箭炮液压散热系统轻量化研究

为对某轻型火箭炮液压系统进行轻量化升级,进行典型运行工况辨识,基于AMESim软件对液压系统整机建模和仿真,并通过温升试验验证仿真模型的准确性。采用主要目标法筛选出热平衡关键影响因子,并分别研究其对液压系统热平衡的影响规律,结合二维退元法提出最优配比方案。结果表明:整机仿真与温升试验结果误差不超过1.55℃,验证了模型的准确性。油箱体积影响液压系统达到热平衡温度的时间和温升速率,对热平衡温度大小影响可以忽略,而散热器散热能力对三者均有影响。最优配比方案在原散热系统基础上减轻19.7%,达到减重目标。该方法成本低、改动小,为关键影响因子灵敏度量化分析奠定基础,对其他液压系统轻量化具有参考意义。

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18±3℃。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18＆#177;3℃。热设计合理有效，满足任务需求。

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。

基于图像分析的热电池缺陷无损检测方法

针对目前国内外热电池装配缺陷检测多靠人工分辨的问题,提出了一种基于图像分析检测热电池装配缺陷的方法。通过对热电池的标准单体电池和缺陷单体电池进行分析,以热电池内部结构特征自对比实现对热电池内单体电池的整体倒装、单体电池漏装集流片、装配次序错误进行检测,建立了一个无损检测系统。利用模板匹配将X射线仪拍摄的电池图片中的电池堆部分进行分割,对电池堆不同位置进行竖向扫描产生灰度与位置的波形图,通过自身的对比以及多位置的结构特征参数进行缺陷判断。最终对无损电池检测正确率为94%,缺陷电池检出准确率为96%。

小型空间相机的被动热控设计

小型空间相机的电子、光学和机械器件高度集成于狭小空间,相机成像质量受电子器件发热及机械部件传导入的外热流影响。为确保相机在轨正常运行并拥有较高的成像品质,需要对相机热控设计。对相机各种传热环节进行了详细的设计分析,并通过外热流分析确定辐射散热面,建立了热仿真模型。运用阻容方法分析传导路径上的热阻及热容,证明内部热容可以应对FPGA芯片的短时间功率增加。热平衡试验证明采用的热设计手段可以保证小相机的正常工作。

“希望一号”卫星热平衡试验的误差分析

为研究卫星热平衡试验误差,建立"希望一号"卫星热试验的联合热数学模型,对热平衡试验进行模拟,并与理想状态进行比较,发现仪器试验温度值在低温工况中偏低13～20℃,高温工况中偏低11～17℃;高温工况中-Y舱板表面到达热流不均匀度高达27.3%。此外,分析了热试验中热沉的温度、表面发射率、与卫星的表面积比,支架的导热、辐射漏热,电缆的导热、辐射漏热,以及热流计温度测量误差对卫星温度场的影响。

基于热平衡试验的某空间相机热光学集成分析

为研究某空间相机温度场变化对光学系统性能的影响,利用该空间相机热平衡试验温度测试结果,开展了相机光机主体的热光学集成分析,并依次完成了相机温度场反演、热变形分析、光学系统性能分析,以及热光学分析结果同试验测试结果的对比。结果表明:温度是影响该相机光学系统性能的主要因素之一;将光机主体温度控制在设计值能够最大程度上减小热变形对于相机光学系统性能的影响;而当光机主体温度发生变化时,热变形会使得相机焦面偏离初始焦面位置,因此需要对相机进行合理的温控设计并配合焦面调焦来满足在轨成像的需要。

航天器动力管路热控设计与试验研究

针对某航天器动力系统管路布局分散造成系统温差大、控温难的问题,结合动力管路温度指标要求和边界环境条件,采用以被动热控措施为主、辅以电加热主动热控措施的设计方案。分析确立动力管路的热环境,建立换热模型;通过仿真分析和整器热平衡试验,选取不同工况,验证了动力系统氧化剂管路和燃烧剂管路温度均维持在8~20℃范围内的热控设计结果。该方案对各类航天器的动力管路热控设计和分析有一定的指导和借鉴作用。

空间站应用系统电子设备热设计研究

目的针对以往载人航天应用系统中电子设备热设计的仿真分析方法不准确的问题,提出一种基于热平衡试验测量发热元器件温度数据验证热仿真分析结果的电子设备热设计方法。方法通过对应用系统电子设备在轨实际热工况条件的深入分析,结合电子设备的物理特性、电气特性及其技术特点,利用计算机应用技术和数字仿真技术建立电子设备热模型,并进行热仿真分析,再将仿真计算得到的发热元器件壳温与实际热平衡试验测量得到的元器件真实壳温比对,检验热仿真分析结果的准确性。结果某电子设备在真空度为1.0×10^(-4) Pa,温度为45℃条件下开展热平衡试验,实测得到的发热元器件温度值与热仿真分析温度值之差小于1℃。热平衡试验过程中,切换电子设备的不同工作模式时,通过器件的工作电流和电压计算出其热负荷指标与仿真得到的热耗值之差低于0.1 W。结论基于热平衡试验的发热元器件实测温度数据,验证了热仿真分析结果的电子设备热设计方法科学有效,有助于后续空间站应用系统电子设备热设计工作。

SKS炼铅底吹炉热平衡测试与节能措施研究

通过对SKS炼铅法底吹炉进行了热平衡测试与计算,了解炉子的热工状况。分析了影响热平衡状态的各个因素,针对该底吹炉存在能源损失较大的问题,提出了底吹炉节能技术改造的措施建议。

使用太阳模拟器进行热平衡试验的附加外热流影响分析

航天器的结构复杂化与表面热光学性能差异,使得航天器热平衡试验中对大型太阳模拟器的需求越来越大。文章根据离轴式太阳模拟器的结构,分析了使用太阳模拟器进行热平衡试验时,真空容器中附加外热流的来源及其对试验的影响,并通过建立热控星模型和容器与热控星的联合模型进行仿真计算,给出温度分布结果,进而提出相应的试验设计改进建议。

田湾核电站TVS-2M先导组件堆芯热工水力分析

田湾核电站一号机组于第5燃料循环装入6组TVS-2M先导燃料组件,并将经历从第5燃料循环到第8燃料循环4年的堆内运行。本文通过对先导燃料组件堆芯热工水力分析,堆芯运行实际试验测量以及组件变形检查,验证了热工水力设计程序计算模型的合理性以及计算结果与试验结果的符合性。结果表明,TVS-2M燃料组件与AFA燃料组件具有良好的相容性,从而证实了过渡循环条件下反应堆运行的安全性和可靠性。

地球静止轨道卫星SADA热设计及高温工况温度分布研究

针对地球静止轨道卫星SADA轴系周向或轴向温度梯度过大导致卡死的故障情况,开展某卫星SADA热设计、热仿真及太阳模拟器光照试验研究。采用挡光板及均温措施等热设计减小SADA温度梯度及外热流影响。试验外热流模拟冬至工况,舱内边界温度25℃,通过在其内部和外部布置88个温度测点,得出SADA内部的电缆束、功率盘片及电刷温度较高。轴系两端面周向最大温差分别为1.2℃和8℃,轴系两端面最大温差6.8℃。在此温度环境下,SADA工作正常,证明了其本身及热控设计的合理性。热仿真计算结果与试验结果一致性较好。研究结果还得到了在轨数据的验证。SADA数学模型、试验方法和结果可为后续型号不同工况条件工作的SADA提供热设计指导。

重力梯度仪mK级温度稳定度控制设计及验证

针对某卫星有效载荷之重力梯度仪提出的温度稳定度优于±10 mK/200 s的超高指标要求,提出了构建部件级阻容滤波网络、进行系统级隔热强化设计、高精度多级主动测控温设计以及电缆漏热控制的热控方案。热仿真分析和热平衡试验结果表明,梯度仪组件的温度稳定度优于±8 mK/200 s,满足设计指标要求,验证了该热控设计方法的可行性及有效性,可为其他有高精度高稳定度控温需求的航天器部件热控设计提供参考。

制酸系统烟气净化工段热平衡测试与节能措施研究

通过对株洲冶炼集团制酸系统烟气净化工段进行的热平衡测试与计算,了解了该工段各个设备的热工状况。分析了影响热平衡状态的各个因素,针对该工段存在能源损失较大的问题,提出了节能技术改造的措施建议。