摘要：为保证遥感器优异的在轨成像品质和指向精度,需要遥感器的主要部件在全寿命周期内保持较高的温度稳定性,相比于常见的太阳同步轨道和地球静止轨道遥感器,超低轨道特殊的轨道环境和结构设计给遥感器实现高温度稳定性带来了新的挑战,热控设计的难点在于超低轨道恶劣多变外热流环境,温度敏感的扁平化结构、有限的重量功耗分配、高温度稳定性控温要求。热控设计通过系统级热控设计实现精密控温,应用多种热控措施包括热门机构抑制外部热流、精细化辐射热罩设计,通过高精度控温结构实现隔热均温与控温,精细化功率密度分配等,实现了高温度稳定性,为光学遥感主体提供良好的温度环境。经过平衡试验和在轨飞行验证,热控措施合理有效,能够很好地满足温度要求,遥感器主要部件可在全寿命周期内保持温度稳定性±0.2℃,有利保障了遥感器高质量成像任务,在未来复杂外热流遥感器高稳定性热控设计中具有很好的应用前景。

摘要：长焦距航空遥感器对温度变化极为敏感,为了保证极端条件下航空遥感器内部的温度水平和均匀性,实现对地面景物信息的有效采集,对某型长焦距航空遥感器的热控系统进行了设计.首先,分析了温度变化及温度梯度对光学系统折射率、面型、焦平面位置及像差的影响.然后,阐述了传统的热控设计的局限性,并对设备进行了多框架复合热控设计.最后,通过计算给出了系统的热控性能指标,通过仿真分析和实验对三种设计方式进行了比较.实验结果表明:多框架复合热控设计可以将设备内部的温度稳定在19℃±1℃范围内,基本消除了光学系统的温度变化和温度梯度,与常温环境成像分辨率60 lp/mm对比,图像分辨率无下降解决了该设备在低温环境下无法成像的技术难题.

摘要：围绕高超声速飞行器所遭遇的“热障”问题,阐述了防热与热控系统一体化设计的思想,指出将机身结构、防热与热控系统、推进系统耦合在一起进行一体化设计是解决“热障”问题的有效途径,并提出了不同任务需求的高超声速飞行器防热与热控系统方案思路.介绍了部分防热材料的性能,指出了在设计中选择防热材料的原则.对防热与热控系统的优化方法进行了探讨,指出了防热与热控系统一体化设计中涉及的关键技术,举例说明了防热与热控一体化设计的基本流程.

摘要：为探索低热惯性小卫星动态传热下的热控设计方法,首先建立双层集总参数模型,在得到温度时均量解析解的基础上,类比阻尼振荡系统,采用傅里叶变换法求解温度波动量解析解,从而建立周期变化外热流下温度动态变化与热控参数间的解析关系。以此为基础提出"最佳温度动态范围"热控设计新方法。对某型微小卫星进行"最佳温度动态范围"热控设计,并通过其在轨温度遥测量动态变化对该方法的准确性和可行性进行验证。

摘要：FY-3D卫星高光谱温室气体监测结构布局紧凑,在较小尺寸空间内布置有8个镜头组件、12台电子设备和3台电机。内热源数量众多,光学镜头控温精度要求高,热控功耗及散热面资源紧张,使热控系统设计难度较大。基于热管理、辐射间接热控、辐射冷却及结构热控协同优化设计等多种思路对监测仪热控系统进行设计,有效解决热控难题。入轨后监测仪历经了多个工况模式切换,在轨温度数据表明,所有工况模式下各部组件温度都满足指标要求,且光学镜头温度稳定度较高,在正常工作模式下,干涉仪关键件最大温度波动在±0.15℃以内,其他光学镜头组件最大温度波动在±0.45℃以内,且无论整轨待机模式还是正常工作模式,基于热管理的2组电子设备散热系统都无需消耗热控功耗,实现了多热源复杂机制下高精度控温及节能热设计。

摘要：分析了遥感器与卫星平台的热控差异,总结了近年来遥感器热控需求的变化,阐述了基于多学科集成的遥感器STOP设计模式,介绍了高精度/高稳定度温度控制、大功耗热量传输、深低温热量传输、Robust热控等适应遥感器热控需求的新技术研究及应用情况。对我国空间光学遥感器热控技术的研究具有一定借鉴意义。

摘要：针对出舱活动飞船热控设计难点,简要介绍了其热控方案,并对热控分系统在轨飞行数据进行了深入分析,综合评估其在轨工作性能。飞行试验表明,飞船在待发及上升段、自主运行段、出舱活动段、返回再入段,热控分系统均具有良好的温度调控能力和适应能力,整船仪器设备温度及密封舱空气温湿度均满足指标要求。

摘要：温度是影响地基大口径光电望远镜性能的重要因素之一。望远镜系统的任一环节存在过大温差或者温度梯度,都会降低望远镜的成像精度和跟踪性能。为了提高望远镜系统在工作时的性能和稳定性,需要对其进行全面的热控分析和设计。从望远镜防护圆顶内的环境温度控制、跟踪架结构的温度控制以及望远镜主镜温度控制等多方面入手,对各个环节进行了热控方法的研究和论述。针对所有环节中各种不同的结构形式都给出了详细的热控设计方案。这些措施可以很好地保持望远镜系统温度与外界环境温度相平衡,解决温度对整个望远镜系统的影响。该研究结果对于大口径望远镜的热控设计有一定的参考价值。

摘要：目的研制一种气凝胶预封装的高焓值定型相变水性热控涂层。方法以烷烃类相变材料为功能填料,研究了相变材料与常用溶剂的相容性,及不同预封装方式对涂层性能的影响。通过优化配方设计,制备出一种可以采用喷涂施工方式的高焓值定型相变水性热控涂料。结果以水性树脂作为基料,以气凝胶作为预封装材料,当m(相变材料(二十二烷))∶m(水性树脂)∶m(气凝胶)=5∶2.5∶1时,涂层相变焓可达139.3 J/g,涂层表面不开裂,且在高于相变温度时不发生渗漏,可弥补传统相变材料在复杂形貌结构件应用困难、结合不紧密的缺点。结论创新地采用SiO2气凝胶将烷烃类相变材料吸入孔隙中进行预封装,后将预封装的相变材料加入水性树脂中,制备成兼具有机成膜物柔性的高焓值定型相变水性热控涂层,在力学性能优异的树脂包裹下,可避免其在形变时发生脆性断裂。涂料简单易行的施工方式,使其不再受被保护部件复杂形状的限制,从而极大地拓展了相变材料的应用范围。

摘要：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.