高分辨率空间相机电控箱热设计

设计了高分辨率空间相机的电控箱,以解决其散热问题.首先,概述了电控箱热设计的基本流程.然后,采用了加导热片、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对需要散热的电子元器件、印制电路板以及设备机箱进行散热.通过真空条件下的热试验对热分析模型进行了修正,根据热试验和热分析的结果对热设计提出了增加机外热管的改进措...     

参与性介质中脉冲激光回波信号的角度特性

为了进一步提高主动探测系统的回波信噪比和时空分辨率,采用蒙特卡罗法建立了参与性介质中超短脉冲激光的双程瞬态辐射传输模型。基于该模型,分析了各向同性散射介质中介质物性参数和目标反射特性对高斯脉冲激光回波信号角度特性的影响。研究表明,光学厚介质中,目标回波信号的入射天顶角已达到稳定状态,峰值角度区间为30°~40°,能量集中范围为30°~50°,且其时间展宽特性与所处角度区间无关;光谱衰减系数对回波信号的能量衰减和脉冲宽度均存在强烈影响,散射反照率则着重体现在后期回波信号的能量衰减上;镜反射引起的高强度前期回波信号减弱,镜-漫反射间目标回波信号的绝对差值极其微小,呈现弱关联性。可为选通摄像机的设计选型及脉冲激光器的波长选取提供参考借鉴。     

星敏感器支架的结构/热稳定性分析及验证

为明确星敏感器支架受空间环境影响产生的变形对星敏感器定姿精度的影响,对星敏感器支架的结构/热稳定性进行了研究。通过有限元法对星敏感器支架进行刚度分析,将热分析获得的在轨极端工况下的温度数据映射至结构模型上计算得到热变形,利用最小二乘法得到各星敏感器光轴矢量,最后进行试验验证。结果表明:星敏感器组件的结构基频为429 Hz,与分析结果相差不超过2%,试验前后星敏感器光轴与基准坐标系各轴夹角最大变化不超过5;在轨期间星敏感器支架最大温度波动小于2 ℃,星敏感器光轴变化最大为4~5,与分析结果一致。星敏感器支架的结构/热稳定性良好,能够满足星敏感器定姿精度要求。     

星敏感器组件的热设计

根据高分辨率卫星上星敏感器的特点和任务需求,通过仿真分析与试验相结合的方法对星敏感器组件进行热设计.首先,根据热变形分析确定星敏感器支架的热控指标为183 ℃.其次,根据轨道参数及结构布局获得3只星敏感器及其安装支架的外热流,同时考虑内热源分布及多层隔热材料表面参数的退化等因素,选用被动热控和主动热控相结合的热控模式.然后,通过仿真分析,得到星敏感器支架在低温工况和高温工况下的温度范围为17.0~19.1 ℃.最后,通过热平衡试验及在轨温度测试验证热设计,星敏支架在各试验工况下的温度范围为17.3~18.7 ℃,与分析结果相符;在轨测试星敏支架的温度范围为16.0~19.0 ℃,满足热控指标要求183 ℃.热设计合理有效,满足任务需求.     

多姿态变化相机中CCD焦面组件的热设计

为保证CCD器件处于较小的温度波动范围,针对具有多姿态变化特点的空间相机,进行了CCD焦面组件热控系统的设计.根据具有不同温度膨胀系数的材料遇热变形不同的原理,设计了该热控系统的关键部件-热开关.基于轨道分析计算所得到的地球阴影数据和太阳矢量方向变化的情况,考虑了相机本体的遮挡关系,并结合相机姿态变化的特点,提出了由热开关控制双辐射板散热的方案,对此热控系统进行了具体的热设计.利用TMG软件建立相机的热模型并进行了计算机仿真.结果显示,仅采用被动热控措施的CCD焦面组件温度波动为12.34 ℃,而同时采用主动、被动热控措施后温度波动减小为1.73 ℃,满足热控指标的要求,表明热设计合理、有效.     

室温硫化胶层建模在透镜结构分析中的应用

对透射镜结构中室温硫化(RTV)胶层建模方法进行了研究。给出了节点相连(忽略胶层材料)、各向同性材料(三层体单元和一层体单元)和各向异性材料建立胶层材料模型的方法,分别采用3种方法对透射镜镜组建立了有限元模型,并进行了仿真模态分析。搭建了模态试验装置,测试了它的模态参数。结果表明,各向异性胶层材料的建模方法得到的一阶自由模态频率与试验测试的一阶自由模态频率误差只有0.3%,而各向同性材料的三层单元和一层单元建模方法、节点相连建模方法的误差分别达到1.8%,1.2%和13.9%。分析与测试结果表明,胶层材料在有限元分析当中是不可以被忽略的;综合分析显示,各向同性材料一层单元的建模方法减少了模型单元数量,且达到了工程应用的精度要求。     

光谱成像仪CCD组件的稳态/瞬态热分析与验证

针对光谱成像仪CCD器件温度过高产生的热噪声和暗电流会导致成像质量下降,对CCD组件进行了稳态/瞬态热分析。采用有限元数值分析方法,建立了CCD组件传热的数值模型。根据CCD组件的结构特点和导热路径,应用有限元热分析软件IDEAS-TMG建立了有限元热分析模型,在给定温度边界条件下对CCD组件进行了稳态和瞬态仿真分析。给出了CCD组件的热响应性能、组件中关键部件的稳态温度分布云图以及随时间变化的瞬态温度曲线。稳态分析结果表明,CCD器件工作过程中的平均温度水平为27.1℃;瞬态分析结果表明CCD器件在工作时的升温速率为2.5℃/min,最高温度为37.8℃。验证试验结果与数值分析结果吻合较好,验证了数值分析的正确性和温度预示的有效性。稳态试验过程中CCD器件的温度为26.8℃,瞬态试验过程中温升速率为2.4℃/min。所获得的稳态和瞬态分析结果能够满足热控指标要求,为提高CCD组件的可靠性和热设计优化提供了理论依据。     

复杂外热流条件下红外探测器组件热设计

为实现在复杂外热流条件下对CO2探测仪红外探测器组件温度的有效控制,对其进行了详细的热设计。对红外探测器周围外热流进行分析,确定了其散热面位置。基于红外探测器所处空间热环境以及自身高功耗、低热控指标的特点,提出热设计方案。对红外探测器组件有限元模型进行了热分析计算,得到各个转角姿态下的红外探测器组件的温度范围为-31.8~-26.9℃,计算结果满足设计要求。通过CO2探测仪热平衡试验对热设计进行了验证,试验中红外探测器组件的温度范围为-32.6~-30.1℃,试验结果与计算结果基本一致,满足热控指标要求,说明热设计方案在复杂外热流条件下合理可行,具有较好的适应性。     

气辅成型延迟时间与气指的关系

主要研究了气辅成型中气体注入延迟时间的变化对制品内部产生气指的影响。采用数值模拟和实验验证相结合的方法,通过改变气体注射延迟时间来测量气道附近产生气指的程度。研究结果表明:在其他工艺条件不变的情况下,随着延迟时间和熔体注射量的增加,制品内部气指指幅和指长明显减小。     

FM全新卡车内饰顶棚把手气辅注射成型的模拟分析

利用Moldflow软件对FM全新卡车内饰顶棚把手的传统注射成型工艺和气体辅助注射成型工艺进行了分析,研究了熔体温度、注射时间、浇口位置对传统注射成型和气辅注射成型过程的影响以及熔体的预注射量、气体注射压力对气辅注射成型填充过程的影响。结果表明:采用气体辅助注射成型工艺熔体适宜的注入量为94%,可以节省原材料6%,熔体的注射压力降低了52.8%,锁模力下降了66.6%。