贾震江[1]2004年在《卫星热分析建模方法研究》文中研究指明本文以某卫星为模型，对卫星热分析建模方法进行了理论研究。本文建立了卫星的整体模型，选择了合适的热控措施，采用热网络法建立了卫星热网络数学模型，对卫星在轨飞行期间的温度水平进行分析和研究，计算结果表明，所采用的热控措施基本上达到了预期的目的。并且，本文建立了蜂窝材料的叁维模型，采用数值解法计算蜂窝材料的有效导热系数，考虑了有效导热系数和温度之间的关系，分析了影响蜂窝材料有效导热系数的主要因素，通过和热阻法进行比较体现出数值解法的优势所在；建立了仪器板的叁维模型，仪器板正反面利用前沿推进法生成非结构化网格，利用插值的方法对产生的错位网格进行了处理，考虑了仪器板上各向异性的特点，采用蒙特卡洛方法求解辐射交换系数，运用有限差分法计算仪器板的叁维温度场，这两方面的工作和整星热分析计算有紧密的联系。
麻慧涛, 华诚生[2]2002年在《通信卫星平台热分析建模方法研究及温度预示》文中进行了进一步梳理对通信卫星平台进行热分析 ,用热平衡试验结果对计算结果进行比对和修正 ,达到计算误差与试验误差基本在± 5℃范围内的效果 ,确立该平台热分析建模方法 ,该方法也可为其它卫星平台所借鉴
张镜洋[3]2012年在《小卫星动态传热特性分析与热控设计方法研究》文中研究指明小卫星技术以其短研制周期、低成本、低风险的优势，成为当今航天领域研究的热点，随着卫星小型化的发展，传统的热控制技术受到了极大挑战，小卫星的低热惯性势必带来热的不稳定性。在传统卫星热控稳态设计、分析、试验的基础上，对小卫星动态传热机制、瞬态温度分析方法和瞬态试验技术进行研究，将有益于促进小卫星热控技术的发展。本文以此为背景，重点研究了以下内容：建立小卫星双层集总参数模型，在得到温度时均量解析解基础上，利用傅里叶变换法求解温度波动量解析解，并探讨了解析解与数值解的一致性。类比阻尼振荡系统，应用传递函分析的方法，对表征温度与热流波动量间幅值传递关系的幅值特性和相位传递关系的相位特性变化规律进行了分析。以此为基础提出了小卫星“最佳温度动态范围”热控设计方法。在某型微小卫星设计轨道高低温工况下,对其被动热控系统进行了设计。根据“最佳温度动态范围”热控设计方法，通过设计参数匹配计算和热控方式设计，得到了符合设计要求的热控设计方案，为该方法的应用提供例证。数值仿真对比研究了符合与两种不符合“最佳温度动态范围”的热控设计，说明其设计方法的正确性。在该方法的指导下提出“适度隔热-周体散热”热控布局设计理念，相对传统“整体隔热-集中散热”热控设计布局，在可靠性和重量上新型布局都有明显优势。针对稳态标定热流计导致红外加热笼模拟瞬态外热流误差大的问题，采用热流计瞬态标定的方法，并引入瞬态参数识别和控制技术，提高红外加热笼模拟平缓变化外热流的精度，采用开环输出功率调节的方法，来改善热流大幅突升或突降时的热流模拟精度。在某型微小卫星瞬态热平衡试验应用中，改进方法有效的提高了瞬态热流模拟精度。对某型微小卫星符合与不符合“最佳温度动态范围”的热控设计，进行了瞬态热平衡试验，对比试验结果验证“最佳温度动态范围”热控设计方法的正确性。卫星在轨温度遥测量与热分析和试验结果一致，为本文提出的热控设计方法和新型热控布局设计理念的合理可行,提供了有利证据。在建立瞬态热分析模型修正参数集合的基础上，以瞬态热平衡试验高温工况数据为标准，采用蒙特卡洛混合方法对某型微小卫星瞬态热分析模型进行分层修正，建立瞬态温度误差评价方法，对修正效果进行评价，并讨论了比热容参数的修正对瞬态热分析模型修正准确性的影响。通过低温、特殊工况下修正前后模型瞬态温度误差比较，以及修正后模型在热真空试验、在轨动态温度预计中的应用效果，说明修正方法的有效性。本文的研究为小卫星热控设计方法提供新思路，为提高瞬态热分析精度提供了新方法，为小卫星的瞬态热试验提供新的试验手段。
王帅[4]2014年在《星载天线热—结构仿真分析方法研究》文中进行了进一步梳理星载天线运行在空间环境中，需要适应极端恶劣的空间条件才能正常工作。周期剧烈变化的温度会使天线产生热变形和热应力，这将严重影响天线的工作性能，因而需要对天线进行热控制设计。热控方案的验证可通过热试验和计算机仿真来实现，前者成本高而且耗时，后者则较为便捷，也更加受到重视。但由于近年来天线结构日趋复杂，一方面模型及仿真条件的简化处理仍然存在较多问题，另一方面复杂模型可能出现计算机无法计算或者耗费较长时间的问题。因此，如何建立合理高效的星载天线热分析和热——结构分析模型是一个很重要的问题。本文借助UG NX软件，首先对星载天线热仿真建模方法的几个问题进行了研究，主要包括建模中简单几何形体等效处理的问题，混合单元模型的建立及关键问题的处理方法，以及针对某星载无源天线进行混合单元建模与全实体单元建模的热仿真对比分析，为工程实际中星载天线热模型的建立提供指导，达到合理利用资源，提高效率的目的。接着讨论了星载天线热——结构仿真分析涉及的几个问题，主要包含热——结构仿真的实现方法，混合单元模型的处理方法，以及对某星载有源相控阵天线的热——结构仿真分析。文章最后对某相控阵天线进行了界面热阻规划研究，主要介绍了界面热阻和响应曲面法的相关理论知识，构建了基于相控阵天线部件界面热阻的阵面型面精度和芯片最高温度响应曲面方程，并进行了界面热阻分配方案的优化设计，为工程实际中相控阵天线的优化设计提供一个新思路。
张庆[5]2007年在《基于太空辐射的星载天线在轨热性能分析与优化》文中研究表明针对星载天线在轨运行时面临的恶劣热循环环境,往往容易导致反射面型面精度难以得到保证的现状,着眼于航天器所主要采用的被动热控技术,本文对星载天线的在轨热性能进行了分析与优化。为得到设计变量,本文对具有一定结构、尺寸的星载天线,在运行轨道及姿态固定的情况下,进行了正交试验,通过改变其材料性质及表面状态来研究影响反射面均方根误差的主要因素,并得出了有益的灵敏度分析结论。随后,以反射器表面热控涂层的发射率、太阳吸收率为设计变量,反射面均方根误差为目标函数,并考虑到设计变量的搜索空间限定,建立了星载天线在轨热性能热-结构耦合优化设计的数学模型。本文进一步基于蜂窝夹层结构的等效板理论,结合I-DEAS内嵌机制,针对一典型星载单块实体标准圆旋转抛物面天线,利用I-DEAS对其天线反射器进行了参数化建模、在轨温度场与热变形计算的自动化设计与实现。在此基础上,对基本遗传算法进行了改进,采用由改进的基本遗传算法+模拟退火算法组成的混合遗传算法,利用Delphi开发了星载天线在轨热性能优化的应用程序,使用着名的Rosenbrock函数对程序进行了验证,并利用该程序,对星载天线在轨热性能进行了初步的优化,还进一步从优化结果出发,分析了目标函数与设计变量之间的收敛关系。
朱立达[6]2007年在《圆锥扫描辐射计天线装置的热分析》文中研究表明卫星在空间轨道运行时,位置和姿态的变化会引起卫星所吸收的外热流发生变化。天线展开机构是卫星能否正常工作的关键部件,为使卫星能正常工作要求展开机构结构稳定,在温度变化范围内要求变形满足要求。模拟太空环境以实验方式进行热分析将消耗巨资,因此应用软件进行热分析非常必要。卫星所吸收的外热流取决于卫星在空间的姿态,卫星姿态是空间和时间的函数,姿态变化可以用轨道参数描述。本文根据航天理论计算了与热分析有关的轨道参数,同时计算了处于不同工况下,展开机构各表面所吸收的空间外热流,热流包括:太阳辐射、地球红外辐射和地球返照辐射。卫星运行时会经过地球阴影区域,在阴影区域运行的卫星所吸收热流将骤减,剧变的热流将引起卫星各表面温度骤变。因此,计算卫星进入阴影的时间以及在阴影中运行的时间非常重要,本文通过编写程序计算了卫星进、出地影以及在地影运行时间。热控涂层的选择对热分析结果起决定作用,本文通过多次试算表明选择不同涂层对热分析结果的影响,同时根据试算结果选择出满足工作条件要求的涂层。应用ANSYS软件计算两套展开机构不同姿态、不同工况下的温度场。从温度分布的角度比较了两套方案的优略,并将计算结果用于后续热变形分析。将求解的温度场结果以载荷的形式施加在有限元模型上,应用ANSYS软件计算了因温度引起的热变形。并对两套机构的变形结果进行比较,从而提出从变形角度考虑的两套机构的优略。计算结果为机构设计提供了依据。
李海平[7]2006年在《微小卫星热控制系统的设计》文中进行了进一步梳理在航天科技日益发展的今天,微小卫星以其研制周期短、系统投资少、发射方式灵活等优点在航天领域引起高度重视。而现代应用微小卫星的集成化、紧凑化和小型化设计理念使得卫星散热更加困难,迫切需要高效率、高可靠、低成本的热控分系统,来控制卫星内部及外部环境的热交换过程,使其热平衡温度处于要求范围之内,从而保证卫星成功的完成飞行任务。本文针对TXZ微小卫星开展详细的热设计和热分析工作,为其提供了特定的热控方案。首先在卫星热控原则的指导下,按照卫星热控的基本依据,对主要用于准确获取、存储并传输光学对地遥感信息,同时还要完成姿态控制、轨道机动控制和空间目标成像任务的TXZ微小卫星展开详细的热设计工作。综合目前国内外微小卫星热设计方法,本设计主要采用以被动热控为主,主动热控为辅的热控方案。并对星务设备逐一的进行热设计,尤其是对CCD相机和锂离子蓄电池等重要设备进行特别热设计。然后在合理假设的基础上,利用I-DEAS软件建立微小卫星的几何模型,并对其进行有限元网格划分、建立热分析模型。在散热面积S=0.072m2时,应用被动的热控措施,采用集中散热的思想对TXZ微小卫星的温度场进行数值仿真,结果表明:上仪器舱和中仪器舱内仪器的温度都在1～16℃之间变化,符合热控设计要求的0～35℃的温度范围;而下仪器舱内仪器的温度在-2～4℃的范围内波动,相机和锂离子蓄电池等仪器的温度偏离设计温度。为了提高热控系统的控温能力,保证卫星内部各仪器设备的正常工作,论文对热控方案进行优化,采用分散散热的思想来控制卫星内外环境的热量交换。同时通过温度场数值仿真表明:卫星上各仪器设备的温度比优化前更接近设计要求,并且温度差别减小;下仪器舱内仪器的平均温度比优化前提高了3倍,中仪器舱的温度比优化前提高了1倍,上仪器舱内仪器的温度结果更加合理。另外,论文又在分散散热的基础上,模拟了对卫星采用主动热控措施——对相机进行电加热时卫星内部的温度场分布状况,此时星上所有仪器的温度都达到了热控设计要求。最后运用模糊理论对热控方案进行评估,得出最终的热控方案。
沈亮[8]2008年在《空间小型CCD相机的热分析研究》文中研究指明本课题研究的空间小型CCD(电荷耦合)相机是小卫星的唯一有效载荷,其所处的空间热环境非常复杂。如果不采取适当的热控措施必然导致光学元件中产生温度梯度,进而产生热应力及热变形,造成光学元件相对位置的漂移及光学成像镜面畸变,从而影响成像质量。并且小卫星总体对CCD相机尺寸与质量有严格限制,因此,如何采取简单、有效的热控措施,保证CCD相机在空间热环境下具有可靠的光学性能和成像质量,即保证光学镜片之间处于精确的相对位置、镜片面形的变化处于光学容差内,以及电路系统处于工作温度范围是本文研究的主要内容。为保证CCD相机在空间热环境条件下正常工作,并满足分辨力技术指标,本文运用传热学基本理论和有限元分析方法,完成以下工作:1)研究了空间相机温度场和温度梯度的影响因素以及本相机所处的空间热环境;2)在给定工况下,对采取热控措施前后的遮光罩的温度场和热弹性变形进行对比;3)围绕该相机镜头设计的技术要求,进行了非敏感化镜头部件热设计;4)应用温度指标法,确定了镜头部件的温度指标;5)进行了电路箱体部件的热设计;6)根据对镜头部件和电路箱体部件的热设计,在给定工况下,对采取热控措施前后的整个相机的温度分布进行对比。结果表明:对于本课题研究的空间小型CCD相机,1)通过采取热控措施前后对遮光罩的热结构耦合分析,采取的热控措施能够将遮光罩的变形量控制在设计要求内;2)通过对整机的温度场分析,采取的镜头部件非敏感化热设计及电路箱体部件热设计能够保证镜头部件和电路箱体部件处于正常工作温度范围;3)对空间小型CCD相机采取的被动热控措施是必要的,并且是有效的,确保了CCD相机的正常成像。
宋慧凯[9]2012年在《应用Sinda及TMG的星载机构热设计和分析方法研究》文中指出星载机构-太阳帆板驱动机构作为卫星的重要组成部分，担负着传递能源和信号的责任，太阳帆板驱动机构的寿命决定了卫星的寿命。处于复杂太空环境中的星载机构，很容易发生热破坏，因此必须对星载机构进行热设计和热分析。但是目前使用的热分析方法需要耗费大量的经费并且周期很长且困难，因此引入一种高效的热分析方法非常有意义。本文利用Sinda/G热阻网络法和TMG有限元法分别对星载机构的热设计分析和热分析方法进行研究，并根据热阻网络法和有限元法的思想提出了有限热阻网络法，主要研究内容如下：首先，分析了星载机构所处的空间环境，说明了星载机构内的传热方式包括热辐射和热传导，阐述了热传递分析的理论基础。根据驱动机构的叁维模型结构，分别进行热设计和热分析的模型简化，建立了驱动机构热设计拓扑关系和热分析的等效模型；根据驱动机构等效简化的拓扑关系，建立了驱动机构的热阻网络模型，并布置太阳帆板驱动机构的各个零件的耗散节点，采用集总参数的思想计算各耗散节点的热容值以及各节点间的热阻值，进行了热设计分析；基于太阳帆板驱动机构的几何模型、大型复杂结构的简化原则以及连接轴承的热分析等效原则，通过热耦合来建立具有装配关系的零件间的热传导，利用热耦合参数等效零件间的接触热阻，建立了太阳帆板驱动机构的有限元热分析等效模型，并进行稳态和瞬态热分析研究；最后，根据热阻网络法和有限元法的思想提出了有限热阻网络法，在分别比较热阻网络法、有限热阻网络法与有限元法的分析结果的基础上，对热阻网络法和有限热阻网络法进行了对比研究，有限热阻网络法要明显优于热阻网络法，可以在设计之初结构未完全确定之前快速并且精确地得到零件的温度分布，将极大提高航天器热设计的效率，从而使得结构的热设计和热分析同步进行。将TMG中的热分析结果与实验结果进行了对比，热分析结果与实验结果较好的吻合，验证了热阻网络法的热设计分析和有限元法的热分析的有效性，也进一步验证了有限热阻网络法能准确快速有效的进行航天机构的热设计和热分析。
黄志鹏[10]2007年在《空间环境下星载转台的热结构力学分析》文中研究说明星载机构在宇宙空间运行,工作期间要承受复杂辐射环境的影响,并周期性的进入地球日照区及阴影区。在这种条件下,星载机构超过许用范围的极限温度或温度波动会影响其内部仪器设备的正常工作。并且,非均匀的温度场及材料热物理性质的差异必然导致热应力及热变形的产生。因此,为了得到空间环境对星载二轴转台的综合热影响,本文采用有限元方法对其进行了热耦合场的分析。首先,本文在总结热结构力学有限元分析理论的基础上计算了星载二轴转台所受各种热辐射载荷,并以等效热流密度的形式将其加载到星载二轴转台的受载面上。经过求解,本文得到了星载二轴转台在轨运行期间的温度极值及温度场分布云图,跟踪了星载二轴转台五处关键位置在一周期内的温度变化,并对所得温度场及温度变化曲线进行了分析。其次,以热分析结果作为结构分析的初始条件对星载二轴转台进行了热-结构耦合分析,得到了转台结构在轨运行期间的热应力及热变形极值,跟踪了星载二轴转台五处关键位置在一周期内热应力及热变形的变化,对热应力和热变形等值云图及其变化趋势曲线进行了分析。此外,由于星载二轴转台经历循环热载荷的作用,本文对其进行了疲劳寿命校核分析。通过热-结构耦合分析,得到了星载二轴转台的结构综合热响应结果。最后,建立了一种用于热辐射分析的空间点光源辐射模型,给出了模型理论和模型参数。通过对简单圆筒结构分别应用等效热流密度加载模型和空间点光源辐射模型进行热分析,验证了空间点光源辐射模型的有效性。既而,使用空间点光源辐射模型对星载二轴转台进行了二次热分析。通过对比分析,空间点光源辐射模型对于复杂热辐射分析具有更高的准确性和更大的灵活性。
参考文献：
[1]. 卫星热分析建模方法研究[D]. 贾震江. 南京理工大学. 2004
[2]. 通信卫星平台热分析建模方法研究及温度预示[J]. 麻慧涛, 华诚生. 中国空间科学技术. 2002
[3]. 小卫星动态传热特性分析与热控设计方法研究[D]. 张镜洋. 南京航空航天大学. 2012
[4]. 星载天线热—结构仿真分析方法研究[D]. 王帅. 西安电子科技大学. 2014
[5]. 基于太空辐射的星载天线在轨热性能分析与优化[D]. 张庆. 西安电子科技大学. 2007
[6]. 圆锥扫描辐射计天线装置的热分析[D]. 朱立达. 吉林大学. 2007
[7]. 微小卫星热控制系统的设计[D]. 李海平. 南京航空航天大学. 2006
[8]. 空间小型CCD相机的热分析研究[D]. 沈亮. 苏州大学. 2008
[9]. 应用Sinda及TMG的星载机构热设计和分析方法研究[D]. 宋慧凯. 哈尔滨工业大学. 2012
[10]. 空间环境下星载转台的热结构力学分析[D]. 黄志鹏. 哈尔滨工业大学. 2007
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