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公开(公告)号：CN112329130A
公开(公告)日：2021-02-05
申请号：CN202011056755.5
申请日：2020-09-29
Applicant: 北京空间飞行器总体设计部
IPC: G06F30/15 , G06F30/20 , G06F119/08
Abstract: 本发明公开了一种伴星热边界模拟方法和装置，该方法如下：第一步，得到轨道高温工况和低温工况下主星和伴星的外露部件的温度变化曲线及温度分布梯度情况；第二步，采用等效铝板来模拟伴星的热边界，并分别设计等效铝板的实际厚度、分区、等效铝板喷涂的热控涂层的材料及等效铝板上电加热器的功率；第三步，以等效铝板为主体组装伴星热边界模拟装置；第四步，进行主星热平衡试验，热真空试验罐外布置控温系统，通过等效铝板上的温度传感器控制电加热器的加热功率，使等效铝板的各个区域的温度变化曲线与伴星的外露部件对应位置处的温度变化曲线一致；本发明能够解决高超声速吸气式组合发动机在超低温工况下的结霜问题，确保了预冷器的正常运行。
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公开(公告)号：CN112329130B
公开(公告)日：2023-08-22
申请号：CN202011056755.5
申请日：2020-09-29
Applicant: 北京空间飞行器总体设计部
IPC: G06F30/15 , G06F30/20 , G06F119/08
Abstract: 本发明公开了一种伴星热边界模拟方法和装置，该方法如下：第一步，得到轨道高温工况和低温工况下主星和伴星的外露部件的温度变化曲线及温度分布梯度情况；第二步，采用等效铝板来模拟伴星的热边界，并分别设计等效铝板的实际厚度、分区、等效铝板喷涂的热控涂层的材料及等效铝板上电加热器的功率；第三步，以等效铝板为主体组装伴星热边界模拟装置；第四步，进行主星热平衡试验，热真空试验罐外布置控温系统，通过等效铝板上的温度传感器控制电加热器的加热功率，使等效铝板的各个区域的温度变化曲线与伴星的外露部件对应位置处的温度变化曲线一致；本发明能够解决高超声速吸气式组合发动机在超低温工况下的结霜问题，确保了预冷器的正常运行。
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公开(公告)号：CN111717425B
公开(公告)日：2022-03-04
申请号：CN202010484668.3
申请日：2020-06-01
Applicant: 北京空间飞行器总体设计部
Abstract: 本发明涉及基于多星并行热真空试验的热源隔离与自动控温系统，属于中大型卫星热真空试验领域；包括容器、滑轨、多星支撑结构、水平调节结构、第一卫星支架、第二卫星支架、第一卫星、第二卫星、低温隔热装置、第一灯阵和第二灯阵；滑轨水平设置在容器底部；水平调节结构与滑轨滑动配合；多星支撑结构设置在水平调节结构上表面；第一卫星支架和第二卫星支架安装在多星支撑结构的上表面；且2个卫星支架之间设置有低温隔热装置；第一卫星安装在第一卫星支架上；第二卫星安装在第二卫星支架上；第一灯阵设置在第一卫星的上方；第二灯阵设置在第二卫星的上方；本发明实现了批产卫星的多星并行热真空试验，缩短了卫星研制周期，降低了研制试验成本。
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公开(公告)号：CN112100734A
公开(公告)日：2020-12-18
申请号：CN202010732677.X
申请日：2020-07-27
Applicant: 北京空间飞行器总体设计部
IPC: G06F30/15 , G06F30/23 , G06F30/28 , G06F119/08
Abstract: 本发明公开了一种真空羽流对任意构型设备的影响确定方法，该方法将真空羽流场计算与流动对设备表面冲击计算解耦，首先得到设备壁面附近未受扰动状态的流场参数；而后通过构造设备表面网格，采用插值方法得到网格中心点流动参数；最后通过修正牛顿理论及选取适用于设备壁面条件的气体与设备表面作用模型，得到羽流作用在设备壁面网格点上的冲击压强、热流密度和质量流密度分布。该方法解决了复杂构型设备真空推力器羽流分析建模困难，计算耗时多等问题，可快速开展复杂构型设备羽流影响评估，为设备位置调整和热防护设计提供设计依据。
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公开(公告)号：CN103434659A
公开(公告)日：2013-12-11
申请号：CN201310177578.X
申请日：2013-05-14
Applicant: 北京空间飞行器总体设计部
IPC: B64G1/22
Abstract: 本发明公开了一种导航卫星高温度均匀性热辐射器，属于航天器热控制技术领域。温度辐射器包括蜂窝板、两根以上的U型热管和加热器，外围设备是铷钟；U型热管的直管段由管体和翅片构成，其横截面为T字型，U型段部分仅包括直管段的管体部分；U型热管预埋在蜂窝板内部，翅片的上表面和管体的下表面分别与蜂窝板的上下内表面贴合，U型热管之间互相嵌套，使蜂窝板内部U型热管中的一个直管段相互之间形成相邻排列，直管段相邻排列区域对应的蜂窝板表面作为铷钟的安装区域，加热器均匀布置在U型热管直管段的管体上，为热辐射器提供补偿加热量。本发明能够实现温度辐射器的高效热传输、热排散和热量均衡，满足铷原子钟的环境温度控制精度的要求。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN112100734B
公开(公告)日：2024-03-15
申请号：CN202010732677.X
申请日：2020-07-27
Applicant: 北京空间飞行器总体设计部
IPC: G06F30/15 , G06F30/23 , G06F30/28 , G06F119/08
Abstract: 本发明公开了一种真空羽流对任意构型设备的影响确定方法，该方法将真空羽流场计算与流动对设备表面冲击计算解耦，首先得到设备壁面附近未受扰动状态的流场参数；而后通过构造设备表面网格，采用插值方法得到网格中心点流动参数；最后通过修正牛顿理论及选取适用于设备壁面条件的气体与设备表面作用模型，得到羽流作用在设备壁面网格点上的冲击压强、热流密度和质量流密度分布。该方法解决了复杂构型设备真空推力器羽流分析建模困难，计算耗时多等问题，可快速开展复杂构型设备羽流影响评估，为设备位置调整和热防护设计提供设计依据。
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公开(公告)号：CN111717425A
公开(公告)日：2020-09-29
申请号：CN202010484668.3
申请日：2020-06-01
Applicant: 北京空间飞行器总体设计部
Abstract: 本发明涉及基于多星并行热真空试验的热源隔离与自动控温系统，属于中大型卫星热真空试验领域；包括容器、滑轨、多星支撑结构、水平调节结构、第一卫星支架、第二卫星支架、第一卫星、第二卫星、低温隔热装置、第一灯阵和第二灯阵；滑轨水平设置在容器底部；水平调节结构与滑轨滑动配合；多星支撑结构设置在水平调节结构上表面；第一卫星支架和第二卫星支架安装在多星支撑结构的上表面；且2个卫星支架之间设置有低温隔热装置；第一卫星安装在第一卫星支架上；第二卫星安装在第二卫星支架上；第一灯阵设置在第一卫星的上方；第二灯阵设置在第二卫星的上方；本发明实现了批产卫星的多星并行热真空试验，缩短了卫星研制周期，降低了研制试验成本。
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公开(公告)号：CN105896100A
公开(公告)日：2016-08-24
申请号：CN201510036123.5
申请日：2015-01-23
Applicant: 北京空间飞行器总体设计部
Abstract: 本发明提出了一种超低副瓣反射面天线，用于实现超低副瓣并适用于大角度扫描，包括：反射面组件、馈源组件、馈源安装座、以及第一和第二支撑杆，其中，馈源组件通过馈源安装座、以及第一和第二支撑杆与反射面组件连接，以及反射面组件为旋转对称抛物面，从而适用于大角度范围内的机械扫描。因此，本发明所提出的超低副瓣反射面天线，实现了超低副瓣、适用于大角度扫描，同时具有结构简单、刚度好、可靠性高等优点。
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公开(公告)号：CN103279157A
公开(公告)日：2013-09-04
申请号：CN201310217802.3
申请日：2013-06-03
Applicant: 北京空间飞行器总体设计部
IPC: G05D23/32
Abstract: 本发明公开了一种星载铷钟控温小舱的温度控制方法，属于航天器热控技术领域。首先将加热器补偿加热所需的最大功率分拆形成多路小功率的单路加热器，然后计算单路加热器的热迟滞时间，以此设计出每路单路加热器控制时间间隔，按时间间隔完成全部加热器控制后，形成一个完整的加热控制周期。系统设置有备份温度传感器和加热器，当主温度传感器实效或主加热器对控制器开关指令响应不正确时完成主备份切换。本发明的温度控制及故障自主处置方法能够为铷钟工作环境提供高精度、高稳定度的温度控制，控制方法简单、高效、可靠，并能满足长时间在轨连续稳定工作要求。
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公开(公告)号：CN103279157B
公开(公告)日：2015-06-10
申请号：CN201310217802.3
申请日：2013-06-03
Applicant: 北京空间飞行器总体设计部
IPC: G05D23/32
Abstract: 本发明公开了一种星载铷钟控温小舱的温度控制方法，属于航天器热控技术领域。首先将加热器补偿加热所需的最大功率分拆形成多路小功率的单路加热器，然后计算单路加热器的热迟滞时间，以此设计出每路单路加热器控制时间间隔，按时间间隔完成全部加热器控制后，形成一个完整的加热控制周期。系统设置有备份温度传感器和加热器，当主温度传感器实效或主加热器对控制器开关指令响应不正确时完成主备份切换。本发明的温度控制及故障自主处置方法能够为铷钟工作环境提供高精度、高稳定度的温度控制，控制方法简单、高效、可靠，并能满足长时间在轨连续稳定工作要求。
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