多星真空热试验可移动冷板热沉设计分析与试验验证

为避免微小卫星产品的多星热平衡热真空试验中多个卫星之间外热流干扰的影响,设计了可移动冷板热沉,主要由冷板、骨架、导轨滑车及液氮管道连接系统等组成。简述了可移动冷板热沉的设计,对冷板热沉进行了热负荷计算和仿真分析。分析结果表明,冷板热沉正反面总热负荷为1 000 W/m^(2)时,冷板热沉温度低于100 K。在试验验证中,对冷板热沉施加不同的热流值,冷板热沉温度均满足试验要求,试验结果表明,移动冷板热沉可以作为热沉组件在多星热平衡热真空试验中使用。

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。

Hα太阳空间望远镜热设计

Hα太阳空间望远镜具有对日光谱成像及全日面成像功能,具有多功能、高度集成化的特点。它位于卫星载荷舱内,在轨姿态多变,并且具有连续观测的工作模式,焦平面组件及电单机工作热环境苛刻,对热设计提出较高要求。通过星载一体化设计及相机结构合理布局,在卫星舱板靠近相机处预留辐射散热通道,合理设计散热面将工作热耗快速导出,保证各部组件温度满足指标要求。搭建热平衡试验平台,对高低温工况下的热分析和热平衡试验及在轨数据进行对比,同一工况下各电单机最大温差≤4℃,对热设计的正确性进行了验证。保证了Hα太阳空间望远镜在复杂空间环境下的正常工作,对此类空间太阳望远镜热控设计具有一定的借鉴意义。

基于均匀设计法的定日镜群镜风力系数变化规律研究

根据部分工况的试验数据,通过均匀设计法和回归方程来得到全部工况的数据,以达到简化定日镜风洞试验、提高试验效率的目的,并在此基础上对定日镜群镜平均风力系数进行研究。首先,根据风洞试验得到群镜13个工况的平均风力系数值;其次,分别确定二元非线性回归方程,利用回归方程计算出全部工况下群镜的平均风力系数回归值;再次,通过对典型工况下平均风力系数进行研究得到其变化规律,并分析出全部工况下群镜平均风力系数整体的变化规律;最后得出群镜平均风力系数与单镜平均风力系数变化规律基本一致等相关结论。

基于热电制冷的某舱外载荷两级控温设计

在某层叠式舱外载荷热控设计中,为同时满足整机散热以及部分模块组件高精度高稳定度温度控制需求,提出一种基于热电制冷(TEC)在上层模块侧壁营造相对较低温度环境(一级温控),再结合薄膜式电加热器对上层模块内部组件进行高温度稳定度控温(二级控温)的热控设计方案。该方案通过建立并有效控制上层模块与冷板之间唯一的传热路径,在实现上层模块高效散热的同时保证其内部约束点温度的高稳定性。通过仿真分析和热平衡试验对该热控方案进行验证,结果表明:当冷板来流温度在±5℃/90 min波动时,一级控温实现约束点温度波动小于±0.3℃/90 min,二级控温实现约束点温度波动小于±0.1℃/90 min,所有约束点温度满足指标要求。

电子设备热分析/热设计/热测试技术初步研究

介绍了电子设备热分析、热设计及热测试的主要技术和相关概念 ,以及目前国内外的发展现状。分析了电子设备过热的主要原因 ,提出了元件级、电路板级和设备级三个层次的电子设备热分析、热设计及热测试 ,并详细说明了每一层次需要解决的主要问题。建立了电子设备计算机辅助热分析、热设计及热测试集成系统。

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。

航空相机焦面组件相变温控设计及验证

航空相机焦面组件是机载电子设备中具有严格温度要求的重要组件，其工作期间温度过高产生的热噪声和暗电流将导致成像质量下降。讨论分析了某型航空相机焦面组件热设计的特点，采用封装有相变材料的相变温控系统进行散热，根据结构特点和导热路径，给出了热设计方案。采用有限元数值分析方法，建立了热平衡方程和热分析计算模型，应用热分析软件IDEAS—TMG在给定温度边界条件下进行瞬态仿真分析，给出了组件的热响应性能。热分析结果表明：焦面组件和散热器工作温度范围分别为18—31．1℃、18～28．2℃。所获得的分析结果能够满足热控指标要求。最后通过热实验对采用相变温控系统的热设计方案进行了验证，验证实验结果与数值分析结果吻合较好，结果对比最大偏差均不超过5％，验证了数值分析的正确性和温度预示的有效性。实验过程中焦面组件和散热器工作温度范围分别为18—32．3℃、18—29．6℃。

高速永磁电机设计与分析技术综述

高速永磁电机在航空航天、能源及精密制造等领域具有广阔的应用前景。该文首先介绍了现有文献中的高速永磁电机定转子结构及其所使用的材料;然后从定子铁耗、铜耗、转子涡流损耗与风摩损耗等方面,分别总结归纳了电机中各项损耗及其计算方法;对比分析了各种高速永磁电机温升计算方法;概述了高速电机转子支承方式的发展情况。总结了转子强度与动力学分析相关的问题,最后展望高速永磁电机相关技术的主要发展方向。

空间光谱成像仪热设计及其分析与验证

为确保空间光谱成像仪的温度水平和温度梯度满足指标要求,分析讨论了空间光谱成像仪整机热设计的特点,根据其结构特点和导热路径,给出了整机热设计方案。采用有限元数值分析方法,建立了整机热平衡方程和热分析计算模型,应用有限元热分析软件IDEAS-TMG在给定温度边界条件下进行稳态仿真分析,给出了整机热响应性能以及关键部件稳态温度分布云图。热分析结果表明,整机平均温度水平为17.3～23.7℃,温度梯度最大值为1.3℃,获得的分析结果能够满足热控指标要求,为提高整机的可靠性和热设计优化提供了理论依据。最后,通过试验对热设计方案进行了验证,验证结果与数值分析结果吻合较好,其最大偏差均不超过8%,验证了数值分析的正确性和温度预示的有效性。试验过程中整机平均温度水平为17.2～22.5℃,温度梯度最大值为1.4℃。

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。

He冷却试验包层模块的热-力耦合分析

试验包层模块(TBM)是国际热核聚变实验堆(ITER)的关键核心组件,其设计涉及多学科综合优化分析。本文介绍了He冷却固态增殖试验包层的设计概念,并应用热-力耦合模拟方法对所提出的包层概念模型的热力响应特性进行分析。结果表明,包层内部各区域的最大温度值和最大应力值均未超过材料容许的限值,所提出的包层设计概念在正常运行工况下是安全可靠的。

发控盒散热设计的热仿真及热测试分析

目的对某发射装置发控盒进行散热设计和热分析。方法基于热仿真软件FLOTHERM建立热仿真模型,对该设备进热仿真分析,以得到该设备内部温度分布云图及温升明显元器件的温度值,然后对该设备进行热测试。结果热仿真和热测试结果表明,发控盒内存在发热大、温升较高的元器件,但所有元器件温度均在允许的正常工作温度范围内。结论通过热分析可知,该设备的热设计基本满足要求,并为结构设计的优化提供了依据。

发动机组合件试车架数字化设计方法

为了适应液体火箭发动机组合件试车振动与脉冲载荷大、空间尺寸变化大、试验参数调整幅度大及热环境复杂等特点,组合件的试车架需要在复杂力热环境下具备快速调整能力,提出了一种发动机组合件试车架的数字化设计方法,该方法包括了虚拟装配与三维设计、模块化组件设计,可靠性设计及优化设计等内容。利用Pro-E三维建模实现了虚拟装配,确保支撑结构的合理可靠;模块化设计方法的应用提高了设计效率与结构快速适应性;结构强度计算应用有限元静态仿真及模态分析方法,解决了快速脉冲及振动载荷环境下的可靠性设计;通过一维搜索优化设计方法,解决了热管道支撑结构的优化设计。该方法已应用于液体火箭发动机某滚控装置的试车架设计中,同时为类似形式组合件试验试车架设计提供了参考。

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。

水火电资源优化配置市场机制的框架设计与功能分析

通过对水火电资源优化配置市场机制的国内外研究情况的综述,提出了水火电资源优化配置市场机制深入探讨的主要问题和方向。首次给出了水火电资源优化配置的市场机制框架设计,并对其功能进行了分析。

电子设备热分析、热设计及热测试技术综述及最新进展

随着电子技术的迅猛发展,电子设备过热问题愈显突出。文中阐述了电子设备冷却设计的常用手段及其最新的进展情况。

某机载吊挂天线系统的结构设计与分析

机载吊挂天线具有结构紧凑、接口简单等特点,在机载雷达领域应用较为广泛。在结构设计时应兼顾体积、重量、强度等多方面因素,需要进行全面细致的考虑。文中以某机载吊挂天线为例,针对天线使用的环境要求,简单介绍了该天线系统的结构特点,重点介绍了天线系统的结构组成、热设计及载荷分析等,可为同类天线系统的结构设计提供参考。

返回式卫星的热控设计

介绍我国返回式卫星热控设计方案。根据我国返回式卫星的特点,描述了热惯性法在热设计中的应用。地面热试验数据与飞行遥测温度数据比较表明,两者一致性良好,热控系统工作正常,星体与星内仪器温度均较好地处于所要求的范围内。

北京市蓄能用电工程热工性能测试与分析

对北京地区已经运行的典型蓄能用电工程冬夏季工况分别进行了测试、评定,同时结合调研数据及客户反映意见,对电蓄冷(热)技术应用中存在的主要问题进行了分析研究,给出了相应对策,为今后加强对北京地区蓄能用电工程的科学管理水平,提高工程评价的准确性、可靠性提供了基础条件。