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公开(公告)号：CN103324787B
公开(公告)日：2015-11-25
申请号：CN201310217460.5
申请日：2013-06-03
Applicant: 北京空间飞行器总体设计部
IPC: G06F17/50
Abstract: 本发明涉及一种批产卫星热设计验证方法，属于航天器热控制技术领域。首先选择同平台首发星进行热平衡试验后获得设计技术状态下各平台卫星热平衡试验基础温度数据，然后统计后续每颗卫星内仪器设备实测热耗数据、热真空试验中仪器设备在高温工况温度和低温工况温度数据，再利用首发星热平衡试验温度数据，对热仿真分析模型中的设备安装接触传热系数进行改进和优化，使仿真模型符合卫星的实际技术状态，最后以首发星的试验数据为基准，比对后续卫星同等仪器设备的实测热耗以及热真空试验温度与首发星的差别对后续卫星热设计适应性进行评价。本发明取消了同平台后续卫星热平衡试验验证，优化卫星研制流程。
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公开(公告)号：CN105659832B
公开(公告)日：2013-04-03
申请号：CN200810077851.0
申请日：2008-11-27
Applicant: 北京空间飞行器总体设计部
Abstract: 本发明属于瞬态红外辐射热流密度测量领域，具体公开一种功率补偿式瞬态热流测量装置及方法，其特点是：选择热屏绝热型热流计作为测量元件，在测量外热流时控制热屏绝热型热流计的敏感片温度使其保持恒定，根据敏感片所吸收的总热流以及敏感片的控温功率可以得到瞬态外热流的大小。本发明的优点在于热屏绝热型热流计敏感片的温度保持恒定且为已知，因此对外热流的测量转化为对敏感片调温加热器电流的测量，不需要敏感片温度变化速度，也不需要敏感片热容等物性参数，从而可以大大简化瞬态热流测量的复杂程度，提高测量精度。
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公开(公告)号：CN104062036B
公开(公告)日：2016-05-04
申请号：CN201410256983.5
申请日：2014-06-11
Applicant: 北京空间飞行器总体设计部
IPC: G01K17/06
Abstract: 本发明提供了一种三级隔热式热流计，包括敏感面、内胆、外壳、敏感面安装架、内胆安装架、外壳安装架、敏感面热电偶、内胆热电偶、多层隔热组件、黑漆涂层和镀铝膜；本发明基于热流计测量原理，通过从敏感面到内胆、内胆到外壳、外壳到热流计安装面的三级隔热构型设计，其中安装架均选用低热导率材料，并采用多层隔热组件使得内胆到敏感面的辐射漏热可以忽略，使得热流计辅助部件到敏感面的漏热为可修正的小量值；相对此前同类热流计外热流达到150W/m2时，仍然存在10W/m2以上的测量误差，本热流计将对热流的测量精度提高到优于2W/m2，从而确保航天器热平衡试验的准确性和有效性。
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公开(公告)号：CN104062036A
公开(公告)日：2014-09-24
申请号：CN201410256983.5
申请日：2014-06-11
Applicant: 北京空间飞行器总体设计部
IPC: G01K17/06
Abstract: 本发明提供了一种三级隔热式热流计，包括敏感面、内胆、外壳、敏感面安装架、内胆安装架、外壳安装架、敏感面热电偶、内胆热电偶、多层隔热组件、黑漆涂层和镀铝膜；本发明基于热流计测量原理，通过从敏感面到内胆、内胆到外壳、外壳到热流计安装面的三级隔热构型设计，其中安装架均选用低热导率材料，并采用多层隔热组件使得内胆到敏感面的辐射漏热可以忽略，使得热流计辅助部件到敏感面的漏热为可修正的小量值；相对此前同类热流计外热流达到150W/m2时，仍然存在10W/m2以上的测量误差，本热流计将对热流的测量精度提高到优于2W/m2，从而确保航天器热平衡试验的准确性和有效性。
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公开(公告)号：CN103303498A
公开(公告)日：2013-09-18
申请号：CN201310241376.7
申请日：2013-06-18
Applicant: 北京空间飞行器总体设计部
Abstract: 本发明公开了一种用于星敏感器的辐射小舱，属于星敏感器热控设计技术领域；包括小舱本体、光学二次表面镜、加热器和多层隔热组件，外围设备为星敏感器，星敏感器包括遮光罩和星敏头；采用辐射小舱与星敏感器之间辐射换热的方式解决星敏感器的散热问题，无需热管等导热部件，使得本发明的设计简单、可靠；由于采用辐射小舱，不存在星敏感器与热控部件之间连接不匹配的问题，辐射小舱的加工与安装精度要求不高，实施难度低、热控效果易保证；通过采用粘贴于小舱本体外表面的光学二次表面镜，强化与冷空间的辐射换热；通过在内表面喷涂高红外半球发射率涂层，强化与星敏感器的辐射换热；通过在开口上敷设多层隔热组件，防止外热流照射到小舱本体内。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN103324787A
公开(公告)日：2013-09-25
申请号：CN201310217460.5
申请日：2013-06-03
Applicant: 北京空间飞行器总体设计部
IPC: G06F17/50
Abstract: 本发明涉及一种批产卫星热设计验证方法，属于航天器热控制技术领域。首先选择同平台首发星进行热平衡试验后获得设计技术状态下各平台卫星热平衡试验基础温度数据，然后统计后续每颗卫星内仪器设备实测热耗数据、热真空试验中仪器设备在高温工况温度和低温工况温度数据，再利用首发星热平衡试验温度数据，对热仿真分析模型中的设备安装接触传热系数进行改进和优化，使仿真模型符合卫星的实际技术状态，最后以首发星的试验数据为基准，比对后续卫星同等仪器设备的实测热耗以及热真空试验温度与首发星的差别对后续卫星热设计适应性进行评价。本发明取消了同平台后续卫星热平衡试验验证，优化卫星研制流程。
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公开(公告)号：CN103303498B
公开(公告)日：2015-06-10
申请号：CN201310241376.7
申请日：2013-06-18
Applicant: 北京空间飞行器总体设计部
Abstract: 本发明公开了一种用于星敏感器的辐射小舱，属于星敏感器热控设计技术领域；包括小舱本体、光学二次表面镜、加热器和多层隔热组件，外围设备为星敏感器，星敏感器包括遮光罩和星敏头；采用辐射小舱与星敏感器之间辐射换热的方式解决星敏感器的散热问题，无需热管等导热部件，使得本发明的设计简单、可靠；由于采用辐射小舱，不存在星敏感器与热控部件之间连接不匹配的问题，辐射小舱的加工与安装精度要求不高，实施难度低、热控效果易保证；通过采用粘贴于小舱本体外表面的光学二次表面镜，强化与冷空间的辐射换热；通过在内表面喷涂高红外半球发射率涂层，强化与星敏感器的辐射换热；通过在开口上敷设多层隔热组件，防止外热流照射到小舱本体内。
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公开(公告)号：CN215591034U
公开(公告)日：2022-01-21
申请号：CN202120284374.6
申请日：2021-02-01
Applicant: 北京空间飞行器总体设计部
IPC: B64G1/58
Abstract: 本发明公开了一种透波热控防护组件。本发明在非金属透波膜的基础上喷涂透波遮光热控涂层，形成透波遮光膜，即可实现既满足透波的要求，又全部遮挡太阳光，彻底解决了太阳光透过的问题。透波遮光膜既可用作单层太阳屏，也可用于组成透波多层隔热组件。本发明的透波多层隔热组件中，完全舍弃传统金属镀层，将上述透波遮光膜或黑色渗碳聚酰亚胺膜作为面膜，将聚酯薄膜、聚酰亚胺薄膜、单面或双面镀锗聚酰亚胺薄膜作为反射屏，组成多层隔热组件，既可以满足透波的要求，又能满足较好的隔热性能要求。
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公开(公告)号：CN201332140Y
公开(公告)日：2009-10-21
申请号：CN200820180207.1
申请日：2008-11-28
Applicant: 北京空间飞行器总体设计部
Abstract: 本实用新型属于一种固面天线反射器热控装置，具体公开一种采用单层隔热组件的固面天线反射器热控装置，它包括安装在固面天线反射器背面的隔热组件，其中，所述的隔热组件为形状与固面天线反射器背面相适配的单层隔热组件，单层隔热组件与固面天线反射器背面之间留有间隙、且两者之间通过销钉连接，销钉的顶部粘贴在固面天线反射器背面上，单层隔热组件卡在销钉底部的圆周槽内，单层隔热组件底部与圆周槽的底部之间设有压片，防止单层隔热组件从销钉上脱落。本实用新型的固面天线反射器热控装置能够有效降低固面天线反射器各部分之间的最大温差，而且热控所需要的重量能够显著减少。
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公开(公告)号：CN201327810Y
公开(公告)日：2009-10-14
申请号：CN200820180206.7
申请日：2008-11-28
Applicant: 北京空间飞行器总体设计部
Abstract: 本实用新型属于一种行波管散热装置，具体公开一种外贴热管均热式行波管散热装置，它包括结构板、安装在结构板内的预埋热管以及安装在结构板顶面上的工字形外贴热管和行波管，预埋热管和外贴热管的轴线相互垂直，其中，所述的行波管直接安装在外贴热管顶部。本实用新型直接把行波管热耗分配到外贴热管上，利用热管自身的等温性实现行波管热耗在各预埋热管上的均匀分配，因此能够做到使各预埋热管温度相同，从而显著提高行波管的散热效率。
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