搜索到1334篇“ 热控设计“的相关文章
- 框架镂空结构微小卫星热控设计方法
- 2024年
- 针对框架镂空结构微小卫星无传统散热面的问题,文章提出一种在极低成本和极低重量约束下的小卫星热控设计方法:将低成本的工业级碳纳米铜箔贴装于设备与卫星结构之间,构建柔性导热通道;在镂空结构外侧贴装镀锗聚酰亚胺膜,利用其红外透射率特性使得设备部分热耗辐射至深空冷背景。采用该方法设计的“仰望一号”卫星的在轨遥测数据表明:整星设备温度为13~30℃,满足设计指标要求。所提方法可为此类镂空结构卫星提供热控设计参考。
- 孙日思尹茂贤王翠林杨子鹏吴昊天
- 关键词：微小卫星热控设计
- 卫星系统用激光通信载荷光学终端热控设计与试验验证
- 2024年
- 某自研项目对于激光通信载荷光学终端的工作温度稳定性要求较高,文章针对该项目开展热控设计与试验验证。结合载荷所处空间环境情况、载荷自身多空间布局结构及热源分布分散等特点,采用分布式局部控温设计以及主动与被动相结合的温控方法,将光学终端的核心部件(主镜、次镜及转台电机等)温度稳定度控制在±1℃/30 min的指标范围内,有效保证了激光通信载荷功能与性能的实现。
- 刘红谭俊唐宗斌葛泽稷
- 关键词：热控设计试验验证
- 星载高精度偏振扫描仪热控设计与验证
- 2024年
- 偏振扫描仪安装于卫星对地板,周围有其他载荷的遮挡,热环境复杂,是卫星热控设计的难点。文章根据扫描仪不同部组件的控温要求设计热控方案,包括:主光学组件与框架隔热并包覆多层隔热组件;红外探测器热沉、头部电路盒分别设计独立的散热路径,通过外贴热管连接辅助散热板散热;结合电加热主动控温;在主要部位安装隔热垫。该热控方案已通过热平衡试验在地面的考核验证,在轨遥测数据显示:主光学组件温度控制在(16±1)℃,头部电路盒温度控制在6~8℃,红外探测器热沉温度控制在(-22±1)℃,满足扫描仪各项温度指标要求。以上表明该热控方案合理有效,对同类型光学载荷的热控设计及优化具有借鉴意义。
- 桂利佳张维丝徐文杰高洪达李言青凌明椿
- 关键词：热控设计热仿真在轨飞行
- 绕月SAR天线热控设计
- 2024年
- 合成孔径雷达(SAR)天线是遥感卫星的重要载荷之一,面对月球轨道舱外天线复杂的外热流环境,结合轨道特点,对天线开展了详细的外热流分析,解析了月球环境的热设计难点,进行了针对性的热控设计,解决了极地轨道下天线在一个很大的外热流和极小的外热流间不断循环的问题。采用TMG软件对天线进行了热仿真分析,并利用热模拟件进行了热平衡试验。分析和试验结果表明,天线各单机温度满足指标要求。本文适用于平板SAR天线,对有源SAR天线的热控设计具有一定的借鉴意义。
- 祝尚坤孔祥举徐计元黄璐
- 关键词：热平衡试验
- 空间站高温材料科学实验系统热控设计及验证
- 2024年
- 中国空间站高温材料科学实验系统(HTMSES)是中国新一代的可长期在轨运行的综合型多功能空间材料实验装置,其组成复杂、布局紧凑、实验温度高、部组件散热困难,使热控设计难度较大。基于液冷主动控温、辐射间接控温、结构热控一体化协同优化设计等多种思路对热控组件进行设计,有效解决热控难题。利用有限元分析软件计算科学实验系统热设计的温度结果;然后开展加热实验对热设计方案进行验证。数据显示HTMSES在提供材料制备所需要的最严苛实验工况(1200℃)情况下,各关键部件处于友好的温度范围内,其中电机最高温度为42.2℃,编码器最高温度为40.6℃,丝杠最高温度为62.4℃,滑块最高温度为59.6℃,导轨最高温度为57.3℃,科学实验系统皮肤可触及部位最高温度为31.6℃,各温度结果均满足热控指标要求,表明设计方案合理可行,为同类型设备热设计提供了一种设计思路和参考依据。
- 孙晋川康昌玺谢永齐马动涛李生华崔晓杰
- 关键词：热控设计
- 一种高速飞行器控制面自抽吸集成热控设计方法
- 本申请涉及一种高速飞行器控制面自抽吸集成热控设计方法。通过所述方法设计高速飞行器控制面自抽吸集成热控系统，所述系统包括：设置在控制面底端的冷却通道，以及设置在机身内的自抽吸冷却组件；冷却通道与自抽吸冷却组件连通，机身与控...
- 王林郭庆阳马锐李世斌王中伟刘冰李莎靓李烜统
- 空间平台与分离式载荷一体化热控设计
- 2024年
- 随着航天探索需求发展,对组合式航天器通过空间平台在轨完成释放,分离出有效载荷或舱段来实现更复杂功能的需求愈加迫切.空间平台为分离前舱段或载荷提供服务保障.在假设的空间平台和分离式载荷条件下,提出一种空间平台与分离式载荷一体化热控设计,进行热控方案设计,并对载荷存储控温、载荷与平台互相影响、分离时平台温度变化进行热仿真,同时开展初步热真空试验,验证稳态工况下热设计的正确性,并校正热模型以开展更多工况的分析.通过热试验和仿真获得了该设计的温度特性和热量传递特性,数据分析表明该设计合理有效,验证了热耦合的载荷和平台进行独立热试验方法的可行性,可为此类航天器热控制提供依据.
- 吴自帅张赪栋雷智博翟载腾姚建
- 关键词：分离式一体化热控
- 一种基于机热一体化结构的航天器热控设计方法
- 本发明提供了一种基于机热一体化结构的航天器热控设计方法，包括如下步骤：步骤1：制造航天器的主体结构；步骤2：通过采用低太阳吸收比、高红外发射率的热控涂层对主体结构进行喷涂或者贴装。本发明的有益效果是：本发明通过在航天器的...
- 孙日思尹茂贤王翠林杨子鹏龚金来吴昊天
- 一种氙工质霍尔电推进贮供系统热控设计方法
- 本发明提供一种氙工质霍尔电推进贮供系统热控设计方法，涉及航天器热控设计技术领域，该方法涵盖设计和实施两方面，设计方法中根据霍尔电推进贮供系统线密度、所处环境、压力和功能进行区域划分；实现同一区域内功率密度一致性分配，有利...
- 邢斯瑞吴优孔林张雷包丽蒙高伟
- 某星载数字前端的结构与热控设计研究
- 2024年
- 合成孔径雷达(SAR)由于其技术特点而受到普遍重视,在合成孔径雷达等微波设备中,数字前端是重要组成部分。对某星载数字前端的结构进行了设计,保证其满足强度要求。为了使导热衬垫的压缩量达到最佳使用效果,对印制板进行了厚度方向公差分析,以保证其结构满足强度及装配要求。此外,根据该数字前端的安装方式、热耗分布等对其开展了详细的热设计并以此作为技术状态进行了热分析,确保所使用的元器件温度得到控制。
- 冯明扬杨婷婷
- 关键词：合成孔径雷达数字前端公差分析热设计
相关作者
- 张加迅
- 作品数：64被引量：190H指数：8
- 供职机构：北京空间飞行器总体设计部
- 研究主题：热控制 航天器 毛细抽吸 卫星 热管技术
- 于峰
- 作品数：59被引量：50H指数：5
- 供职机构：北京空间机电研究所
- 研究主题：光学遥感器 环路热管 遥感器 地球静止轨道 热管
- 邵兴国
- 作品数：26被引量：63H指数：5
- 供职机构：中国空间技术研究院
- 研究主题：环路热管 热管 热控设计 热管技术 相变材料
- 盛松
- 作品数：37被引量：4H指数：1
- 供职机构：上海卫星工程研究所
- 研究主题：热控 火星 火星探测 热管 火星探测器
- 向艳超
- 作品数：54被引量：159H指数：8
- 供职机构：北京空间飞行器总体设计部
- 研究主题：航天器 热控系统 热管 蒸发器 环路热管
