摘要：对将运行于日-地L1点的太阳观测器进行了热设计,重点论述了日-地L1点的轨道外热流计算和Lymanα日冕仪(LACI)反射镜M2光阱、Lymanα日冕成像仪(LADI)滤光片组件、CCD组件、电箱、观测器主体等部分的热设计方案。通过在探测器对日面设置集热板,将观测器的主动加热功耗降低了73%;选用预埋热管的设计方案解决了对日定向观测导致的框架温差问题。仿真分析结果表明,在对日高温工作、对日低温工作、低温存储、轨道转移等4个极端工况下,观测器各组件温度均满足指标要求。该热设计方案以较低的加热功耗,解决了太阳观测器在轨工作阶段的散热、轨道转移阶段的保温等问题,满足CCD焦面工作温度<-50℃的要求。

摘要：针对空间太阳望远镜工作时间长、工作环境苛刻的热特点,在极端工况条件下对空间太阳望远镜本体框架和导行镜进行热设计。通过在高低温工况下进行有限元仿真分析与热平衡试验,对本体框架和导行镜热分析与热平衡试验结果进行了对比,其温度均控制在22℃,并且同一工况下各组件的温度波动均小于1℃,验证了热设计的正确性。同时本体框架与导行镜有限元仿真与热平衡试验在高温工况下的功耗差为1.2 W,低温工况下的功耗差为0.8 W,仿真分析和热平衡试验吻合,分析正确有效,保证了望远镜在复杂工作条件下的正常工作,为提高空间太阳望远镜本体模块与对日追踪光学系统的可靠性与热设计优化提供了理论依据。

摘要：工作在真空罐内的平行光管的工作环境特点决定了其与空间光学遥感器相同的热设计原则，光管的结构形式对工作温度提出了严格要求。首先，确定光管结构表面的热控涂层和多层隔热材料的包覆方式；其次，光管热设计的关键是加热区设计，设计了两种加热方案，从可实施性和加热功耗大小对两种方案进行了比较；最后，对最终的热设计方案进行仿真分析。结果表明：平行光管光机结构的温度水平可控在19．3～20．8℃，主镜温度为19．5℃，满足设计要求，验证了热设计方案的可行性，可对其他同类型的地面光机结构的热设计提供借鉴。

摘要：为了利用月球观测地球等离子体层的优势,开展了月基望远镜的研究,并对其进行了热设计和热分析。分析了月基望远镜所处的空间环境。对望远镜各个部分进行了热设计;采用被动热控措施控制望远镜的温度水平,降低空间环境的影响;采用热疏导的方式对探测器进行散热。根据月基望远镜的空间环境、结构特点,以及采取的热控措施,在I-DEAS/TMG软件中建立有限元模型,并进行了仿真分析。分析结果:光学系统部分最大温度范围为-50℃～60℃,机械结构部分为-110℃～105℃。热设计方案合理可行,满足热设计要求,其研究方法对其他舱外月基探测器的热设计具有一定的指导和借鉴作用。

摘要：为了保证空间光学遥感器所需温度条件,以被动热控为主、主动热控为辅的原则对其进行了热设计。分析了其轨道环境特点,计算了遥感器轨道寿命内原子氧通量,选择了一种玻纤增强聚四氟乙烯复合膜(β布)作为多层隔热组件面膜。根据其工作模式和外热流特点,确定了三个极端工况,以对日低温工况热设计为主要对象。热试验结果表明:热设计满足遥感器光学系统温度指标,热控方案可行。热设计方法对其它低轨道、低能量航天器热设计具有一定的指导和借鉴作用。

摘要：地球同步卫星(GEO)激光通信系统的光学天线暴露在卫星外部,太阳辐射会对光学天线产生严重的影响,造成可通率下降,尤其阳光直接照射天线主镜时系统必须采取规避措施,影响更加严重。采用遮光罩可以改善太阳热效应对光学天线的影响,但受尺寸等限制,其效果有限。根据GEO对地激光通信系统的结构和环境特点,分析太阳对光学天线主镜的辐照情况,设计一种在传统圆筒遮光罩内部增加栅板的改进型遮光罩,减小太阳光的直射角度范围。结合热控设计,对系统在太阳辐照环境下天线光学元件的温度变化情况及可通率进行仿真分析。分析表明采用改进型遮光罩后,系统的可通率由采用传统遮光罩时的93%提高到99.5%,基本达到全天时工作,极大地减小了系统的不可通时间,提高了链路的可用性。

摘要：在航天器转动遮热罩优化设计问题,为减少航天器转动轴处的能量散失,采用安装遮热罩和包覆多层隔热组件的方法,找到影响转动轴能量散失的主要因索,确定可应用于工程实际的遮热罩设计方案和多层包覆方式的合理性。首先给出遮热罩的基本结构并分析影响转动轴系统能量散失的主要参数。其次运用I-DEAS/TMG进行有限元仿真,得到转动轴系统能量散失与各变量之间的变化规律。最后依据极紫外成像仪俯仰轴上安装和未安装遮热罩的两种应用方案开展热平衡试验。试验和计算结果表明,安装遮热罩并包覆多层隔热组件后,俯仰轴能量散失比无热控措施时减少了53.6%。设计合理的遮热罩并包覆多层隔热组件,既保证转动机构的正常工作,也可有效地减少转动轴处能量的散失。

摘要：阐述了利用AVR单片机对信息机房的环境温度进行在线实时监测系统的设计,该系统的成功应用,可以在机房值班人员无需进入机房查看,便可实时掌握机房内部温度的波动情况,避免了人员进出机房时对机房环境温度造成的影响。

摘要：为了在月球表面观测地球的等离子体层，开展了月基探测器的研究。针对月基探测器所处的空间环境及热控指标，详细阐述了月基探测器的热设计方案。根据月基探测器的结构和热控方案，在I-DEAS/TMG软件中建立有限元模型，并进行了计算机仿真分析。仿真分析结果表明，有效载荷主体部分最大温度范围为-45℃-65℃，其余部分为．110℃～102℃，满足了热设计指标，故该热设计方案合理可行。

摘要：分析航空相机光学窗口的热光学特性,选定熔石英作为窗口玻璃的材料,将热流密度加权分配到窗口外表面各个区域,并考虑整个窗口玻璃的辐射来计算其在一个工作循环内的温度分布。高空高速飞行时,气动热使窗口外表面的温度急剧上升,由于熔石英的导热率很小,窗口产生很大的轴向温差,分别取轴向温差55℃,70℃和90℃时的工况计算窗口热变形;光学窗口内、外表面的变形规律为近似球面,计算了其近似曲率半径,计算由面形变化和折射率变化引起的光程差并转化为Zernike多项式;将Zernike多项式系数带入Code V中考核窗口玻璃的光学性能,得到波像差变化量,其像面离焦量为-0.114mm,调制传递函数的下降最大值小于0.01。结果表明,光学窗口满足光学性能的要求。