摘要：载人航天工程推动了我国航天器热控技术的长足发展,载人航天热控系统研制过程中建立了以单相流体回路和通风为核心的主动热控体系。文章回顾了我国载人航天三步走过程中单相流体回路技术、对流通风技术、信息与控制技术、热设计验证技术的发展历程及成果,展望了后续载人月球探测在内的任务对热控系统的需求,建议发展空间热泵技术,以提升在恶劣外部环境下航天器的热排散能力;发展泵驱两相流体回路技术,提升主动热控系统的热传输能力。

摘要：对两相毛细泵环及其反向式蒸发器在启动和工作过程中出现的工质循环脉动现象进行了初步的实验研究。分析了引起脉动现象的原因，研究了反向式蒸发器中温度和压力的脉动情况；并得到了蒸发器的主要性能参数——输出压头在各种工况下的变化规律。

摘要：针对“嫦娥五号”月球探测器高温水升华热排散系统研制过程中面临的相关难题,探索并实践了一种“可信构造与确认”产品质量管理方法,从“设计正确”“验证充分”“过程受控”3个方面开展了全系统、全要素和全过程的正向构造和确认,提出了一系列可信要素实现途径、方式与方法。在轨飞行表明:高温水升华热排散系统在轨性能与地面实验结果一致,增强了复杂集成单机系统正向设计、验证与过程控制能力,实现了高温水升华热控技术的首次月面成功应用。

摘要：针对弹载雷达相控阵天线需要满足在试验测试维护时长时间工作,而上弹后在无外界附加散热措施情况下短时可靠工作的要求,提出一种基于楔形锁紧装置的可快速更换换热单元天线前端结构设计方法。该方法采用液冷和基于石蜡/石墨复合相变材料储热器作为散热手段,分别实现了稳态散热和瞬态热控。着重阐述了相变材料储热器设计计算时的数学模型和仿真方法。仿真及试验验证表明,可更换换热器相控阵天线前端满足稳态、瞬态多工况热环境稳定工作要求;采用基于石蜡/石墨相变材料储热器作为热沉其储热效果要优于传统金属热沉。

摘要：为提高航空遥感器光学窗口的光学性能,从空气动力学环境和大气环境两个方面分析了高空环境对光学窗口的影响。根据空气动力学原理,计算出飞行马赫数和雷诺数,以确定光学窗口所处的飞行环境;依据纵掠平壁理论,计算出光学窗口外表面的平均对流换热系数,仿真光学窗口温度分布,分析了轴向温差对光学窗口的影响。分析高空大气环境下光学窗口玻璃出现结霜原因及影响,并提出预防结霜的解决方案。最后针对某航空遥感器光学窗口进行飞行试验,结果表明分析的结论正确,提出的解决方案合理可靠,可为其他航空光学窗口设计提供依据。

摘要：在充分继承载人飞船成功研制经验的基础上,结合我国载人运输飞船新任务的要求,热控分系统开展了方案设计优化和验证工作,主要包括:密封舱空气温度控制改进,分系统配置优化和减重设计,分系统在轨自主管理与智能化控温设计,以及停靠阶段热控分系统方案设计优化等。

摘要：研究了大功率激光器用储热式冷源,对储热器结构设计、流体汇流方式、温度控制等进行了分析,储热器的平均换热速率达到了51.63 kW,峰值换热速率达到了84.5 kW,在外加热负载10 kW时,冷源供液温度持续稳定在26℃±1℃。

摘要：载人航天器所采用的热控方式与一般的卫星有较大的不同,尤其是主动流体回路热控技术,以及载人航天飞行所要求的密封舱环境,使得地面试验验证的重点发生了变化,即由于地面重力场的存在,具有对流换热的密封舱在进行地面模拟热试验时,必须尽量消除自然对流对试验结果的影响,以使试验结果能够尽量反映实际飞行的情况。此外,载人航天器的发展方向是大型化、舱段模块化和在轨对接与组装,因此如何进行设计验证也将是需要解决的问题。为此,进行专题研究,并提出初步的解决方案是十分必要的。

摘要：传统星载桁架结构需通过驱动器实现展开/收拢动作,应用形状记忆复合材料可突破该限制。对新型可展桁架各组件进行热控方案设计,基于I-DEAS/TMG软件建立热分析数值模型,对桁架各组件在轨外热流以及温度场变化进行计算分析。结果表明:最外端桁架在轨运行4个周期后其温度场呈周期性变化特征;不同多层隔热材料(multi-layer insulation material,MLI)表面辐射特性对内/外端纵杆温度影响明显;热控方案能实现有效的在轨温度控制。

摘要：结构功能一体化天线是实现大口径高分辨率星载SAR天线轻量化的重要途径,对制造技术提出了很大挑战。提出系统控制的工艺设计思想,从零部件、单机、模块到天线系统综合考虑多种针对性工艺措施,深入研究,突破了有源综合模块垂直盲插装联、天线子板小应力精确装配、天线辐射单元精密制造等关键技术,成功实现星载一体化高密度集成天线研制,并为未来该领域先进天线的研究积累了经验。