摘要：为了保证应用平台在轨任务期间的星敏感器正常工作,需要对其进行热设计。结合微型星敏感器组件的空间环境外热流、安装布局以及工作模式等条件,在热分析优化的流程上考虑了光机热等多种因素影响,设计了微型星敏感器组件的热控方案。该热控方案提出采用主动电加热以及遮光罩与星敏本体均温化的设计思路,解决了微型星敏感器组件在轨期间的空间热环境复杂、温度控制要求高、散热途径受限于安装结构等问题,保障了微型星敏感器组件有效、可靠的工作。建立了I-DEAS/TMG有限元分析模型,开展了高、低温工况下的星敏感器组件的热控仿真,分析了星敏感器组件的温度分布以及均匀性等仿真结果,最后进行了地面试验,验证了热控方案的正确性,满足星敏感器组件热设计要求。文中工作可为后续在轨平台的微型星敏热设计提供参考。

摘要：为了确保工作在复杂环境中的航空相机能顺利完成任务,对其热控制技术进行了研究。分析了相机的热环境,建立了其换热模型并给出了外热流的计算方法。针对航空相机所处的复杂飞行环境及所需的热控指标,详细阐述了相机的热设计方案,利用热分析软件IDEAS-TMG建立了相机的有限元模型并对相机的两个极端工况进行了仿真分析。仿真分析结果表明:在两个极端工况中,主镜筒温度水平18±1℃、主镜筒轴向温差不大于1.5℃和周向温差不大于1.85℃,均达到了热控指标要求,热设计方案合理可行。该研究方法对各类航空相机的热设计和热分析有一定的指导和借鉴作用。

摘要：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。

摘要：为推动环路热管优化方法研究,分析了常用的圆柱形环路热管蒸发器长度变化对环路热管的影响,研究了环路热管蒸发器尺寸的优化及仿真分析技术。建立了环路热管蒸发器长度与管内压力、温度分布间的数学模型,并利用SINAPS软件建立起了环路热管热/流仿真模型,包括各部件相关的仿真程序,实现了对某环路热管系统三种不同蒸发器长度状态下各部件温度及压力变化的仿真分析,仿真结果表明:应用这一热/流模型可以十分快速地评估环路热管蒸发器尺寸变化对各部件的温度及管内压力的影响,为蒸发器尺寸的优化设计提供方向。该热/流模型还可用于对环路热管系统优化设计及工程应用进行指导,以便开展进一步的研究。

摘要：针对某飞行器内部仪器设备缺乏散热通道,易超出其工作温度范围的问题,设计了一种基于相变储热技术的散热解决方案。首先,设计了一种新型肋片式相变装置,建立其数学模型,对相关参数进行了优化;然后进行了常压下基于定温边界的相变装置性能试验;最后,为评估对流换热引起的试验误差,采用热分析软件Thermal Desktop进行了实时仿真。试验和仿真结果表明,两种结果吻合较好,采用相变蓄热装置后,能够满足舱内设备3000s持续工作且温度不超过50℃的要求,且可以忽略对流换热对试验结果的影响。

摘要：为了保证空间相机电控机箱在轨运行期间的工作温度满足使用要求,根据电控机箱的结构特点和导热路径,对电控机箱内部大功耗电子元器件进行了详细热控设计,解决了某些电子元器件发热量大、导热路径较长的问题。以某个典型元器件为例,进行了散热效果估算。最后应用有限元分析软件IDEAS-TMG建立了详细的电控机箱热分析有限元模型,根据电控机箱所处温度边界条件进行了稳态仿真分析,给出了电控机箱整体的热响应性能、印制线路板(PCB)及板上大功耗电子元器件的稳态温度分布云图,结果显示,PCB的温度为40.6～51.1℃,板上大功耗电子元器件的结温为46.3～62.5℃,均满足热控设计的指标要求。热分析结果表明电控机箱热设计合理可行,能够满足使用要求。

摘要：为满足大功率机载电子设备当今越来越高的散热需求,文中设计了一种基于液冷工质FC-770的板翅式液冷冷板主动散热技术;为了强化该冷板的换热能力,在冷板工质流动的槽道增加了强化换热的翅片设计;为验证该冷板的散热能力,采用CFD数值模拟技术对所设计的板翅式液冷冷板进行了热分析计算,分别针对5种不同工质进口温度工况开展了热仿真与热模拟工作,并对数值仿真计算结果进行了有效分析;依据数值仿真计算结果的显示,针对机载大功率电子设备所设计的板翅式液冷冷板可以有效控制电子设备温度在55℃以下,温度均匀性优于3℃,满足当前机载电子设备的散热需求;文中提出的散热方案和研究结果具有工程应用价值,为大功率机载电子设备热控系统的设计和数据提供有力支撑。

摘要：热控系统作为飞行器上重要服务保障措施,担负着器上结构、设备在正常工作温度范围内工作的重要责任;为了保障设备工作温度,需采取相应的热控措施;其中,智能化控温设备作为热控措施关键单机,是热控系统成功与否的关键;根据目标飞行器外部环境特点及内部设备自身热耗情况,完成了飞行器上热控系统设计及研究,重点开展并完成了智能化控温设备的软硬件设计;结合目标飞行器具体要求,利用解耦思路细化把控温设备分解为若干个功能不同的模块,后将细化分解后的若干功能模块采用总线方式进行融合设计,实现了预期性能和功能;通过地面原理试验及后续飞行试验验证,该设备具有高精度控温能力(控温精度±0.5℃),且可满足多回路同时控温,满足使用要求。

摘要：作为航天器研制与试验当中的重要组成部分,高精度、高可靠的温度采集与监测,对航天器的设计与改进都具有重要的指导作用;为了满足对航天器内部环境和设备温度采集和测试要求,摒弃传统传感器有线布线方式,优化航天器整器装配周期,降低测温系统重量,提高系统可靠性,分析并设计了高精度轻质无线温度测量系统;该系统能够采集各测点的温度信号,再对信号进行运算处理后,通过无线网络传送给上位机进行数据分析和温度实时显示;最后对系统性能指标及功能进行验证,证明了测温系统具有轻质、长待机时间、高精度、远传输距离和高可靠性等特点,满足单路温度采集系统重量低于2 g,待机时间不少于240 h的任务指标要求,且可对航天器内部环境和设备温度进行实时监测与分析处理。

摘要：为了更加便捷地开展航天器各项大型试验和测试工作,研制了一种电子负载模拟器;电子负载模拟器能够模拟航天器电气系统的压力传感器、电磁阀、自锁阀、温度传感器、火工品等负载的电压和电流信号特性,并完成负载电压的采集和负载通电时间的统计,同时将所有功能模块集成到一个标准机箱中,所有电气信号接口通过若干接插件汇总对外进行连接,各功能模块通过上位机软件进行通信和控制;电子负载模拟器参与了某型号航天器的模飞测试工作,测试数据准确无误且性能稳定,既验证了上游驱动电路的电气匹配特性,又节省了梳理负载电缆和插拔接插件的繁琐性,同时也降低了人员频繁插拔接插件的出错概率。