摘要：低温、弱光照、低密度风场火面环境对祝融号火星车热控设计与验证提出严峻挑战.祝融号火星车热控设计采用"开源节流"思路,构建了基于火面太阳能原位利用技术的太阳能光-热转换与蓄能系统,及基于纳米气凝胶隔热技术的组合隔热系统,解决了无核源供热条件下火星车保温用能源供给及系统保温设计难题.采用以热分析仿真为主验证热设计的思路,开展了低气压静态热平衡试验、低气压风场热平衡试验及热控产品性能测试等专项试验,验证了热分析模型的正确性,实现了火星车热设计地面充分验证,解决了因地面难以综合模拟火面热环境造成热设计验证困难的问题.祝融号火星车热控系统的成功设计与充分验证为探测器完成使命任务奠定了基础.

摘要：为了测试高速通信光模块在极端环境下的工作性能,并提升其出厂测试效率,设计了高速通信光模块热控系统。使用该系统不仅可以实现单独测试QSFP-DD封装模式的光模块,还可以实现双通道并行测试QSFP-28封装模式的光模块,成功使光模块测试效率提升一倍。首先,根据半导体制冷器的特性设计了待测试件热电制冷器组件,Flotherm的仿真结果表明热电制冷器组件可用。接着,根据半导体制冷器的原理及特性,设计了热排散系统。最后,将热控系统与水冷机的控温效率和效果做对比。实验结果表明:热控系统可以在110 s内实现光模块壳温在0~65℃之间的快速调控。热控系统基本满足对常用封装方式的高速通信光模块的控温需求,且相对于水冷机而言,具有小型化、低噪音、零震动的优势,更利于光模块集成化测试。

摘要：为解决MEO导航卫星整星热控设计以及有特殊温控指标要求设备的温度控制问题,结合卫星构型、轨道姿态、工作模式等特点,采用被动散热、扩热及局部隔热的热控措施,辅以开关或高精度比例控温算法分级主动热控设计原则。针对载荷大功率设备和相控阵天线,采用热管网络结合扩展散热区的热控措施;针对有温度敏感指标要求的蓄电池组、原子钟等采用隔热措施,辅以主动热控进行独立控温设计;热控软件设计采用在轨自主故障诊断及自动隔离设计方法,显著提升热控系统在轨自主运行能力。经过地面整星级热平衡试验验证及优化设计,在轨多颗卫星的飞行数据表明:整星热控方案设计合理,星上各仪器设备温度满足要求,温度设计余量及变化趋势符合预期。

摘要：天问一号火星进入舱携带祝融号火星车实施进入、下降、着陆过程,其热控系统设计主要面临地火转移外热流大幅变化、进入火星舱壁气动烧蚀长时高温、着陆发动机点火局部超高温等技术挑战。为此,综合采用隔热设计、等温化设计、主动控温设计等热控手段,针对外热流大幅变化应用了新型SAL-2热控涂层,为解决局部超高温问题研制了新型气凝胶热防护装置,完整构建了进入舱的高效可靠热控系统。飞行遥测数据表明,全飞行过程设备温度和热控功耗均优于指标要求,进入、下降、着陆过程工作设备温度范围5.0~40.3℃,整舱平均控温功耗不超过43 W,验证了进入舱热控系统设计的有效性。

摘要：根据摄像机所处空间环境和结构特点,设计它的热控系统,同时进行了热平衡试验来验证热设计的合理性。首先,总结了摄像机热设计的准则,分析了摄像机所处的空间热环境。然后,对摄像机的各个部分进行了热设计;采用被动热控措施进行热隔离和热疏导,充分利用了摄像机所搭载的卫星平台的热容;采用主动热控措施将温度控制在热控指标范围之内。最后,根据摄像机的热环境和各种工作模式设计了4种极端试验工况,并进行了热平衡试验。试验结果表明,摄像机在存储工况时,其温度与安装面温度相差3℃左右,满足存储温度指标要求;低温工况和高温工况时,其整机温度为-3.1℃和45.7℃,镜头温度为-4.5℃和46.8℃,均满足热控指标要求。试验结果证实设计的空间摄像机热控系统合理可行。

摘要：根据二氧化碳探测仪所处的空间环境、结构特点和工作模式,采用被动热控和主动热控相结合的方法设计了它的热控系统。首先,介绍了探测仪结构及内热源,同时分析了探测仪的外热流,从而得到了热控任务难点。然后,对探测仪的各个部分进行了热设计,采用被动热控与主动热控相结合的方式进行了热隔离、热疏导和热补偿;根据探测仪所处的空间环境和采取的热控措施利用TMG软件进行了热分析。仿真分析结果表明,光学系统主体框架的温度为13.3~21.7℃,满足了设计要求。最后,通过真空条件下的热平衡试验对热设计进行了试验验证,试验结果显示光学系统主体框架的温度为13.0~20.3℃,试验值与计算值基本一致,满足热控指标要求。得到的数据表明提出的热设计方案合理可行。

摘要：为了提高航天器热控系统的控温适应能力,提出了一种基于感温蜡温控阀的单相流体回路热控方法,利用感温蜡温控阀的全自动流量、温度比例调节特性实现温度控制。通过集总参数法建立感温蜡温控阀、热源载荷和空间辐射器等部件的数学模型,运用数值仿真方法分析该热控系统的温度动态特性。仿真结果表明,感温蜡温控阀的布局方式,以及感温蜡熔程、时间常数和温度延迟等热特性对单相流体回路热控系统温度动态性能有显著的影响,对基于感温蜡温控阀的单相流体回路优化设计提供了理论依据。

摘要：为了解决大功率空间相机电子设备的散热问题，对某空间相机电子设备的热控系统进行了设计。针对需要散热的电子元器件、印制板以及设备机箱采取了加导热片、表面发黑处理、填充导热填料等高可靠性的导热和辐射方式进行散热。然后，以某个器件为例建立了散热通道简化模型，进行了散热效果的估算。最后，根据电子设备的空间环境、结构特点以及采取的热控措施，应用TMG软件建立了热分析模型，对其热控系统进行了仿真分析，同时进行了电子元器件的结温计算。结果显示，电子设备印制板的温度为35．6～45℃，电子元器件的结温温度为45．4～88．5℃，均低于降额热控温度指标，散热效果明显。表明热控系统设计合理，所采取的热控措施能够满足设计要求。

摘要：本文针对航天器热控系统中并联热网络的流量分配与面积分配的优化问题,建立了其数学物理模型,并结合(火积)理论对其进行了分析计算和讨论.理论分析发现,该问题的优化设计目标(当量传热温度最低)与(火积)耗散极值原理所指出的优化方向是一致的.以两支路热网络系统为例,本文采用牛顿法对系统的(火积)耗散率求极值,对其流量分配与面积分配问题进行了优化计算,对比了最小熵产原理与(火积)耗散极值原理在分析该类问题时的异同,并根据计算结果讨论了优化结果的影响因素.研究发现,(火积)耗散极值原理在分析航天器传热优化问题中更具适用性;在优化结果的影响因素方面,支路的散热任务和总的传热面积对优化结果影响较大;对于冷流体流量,当其值超过某个阈值时,它对优化结果将几乎没有影响.同时,本文的计算结果表明,牛顿法是计算本问题的有效方法,在十支路热网络系统中仍可在较短计算时间内给出优化结果.

摘要：LCTF成像光谱技术是近年来快速发展的一种成像光谱技术,具有光谱分辨率高、谱段范围宽、质量轻等诸多优点,在月球矿物探测高光谱成像遥感器中具有独特的优势。LCTF中液晶材料温度变化会引起双折射率偏差变大,从而影响LCTF光谱仪成像质量。通过对光谱仪工作环境的热分析,综合考虑光谱仪的工作模式及各部件工作温度要求,设计了LCTF光谱仪热控系统。仿真结果表明,该热控系统能较好地满足设计要求,使LCTF光谱仪清晰成像,为月球矿物探测做好硬件准备。