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公开(公告)号：CN111338404B
公开(公告)日：2021-09-24
申请号：CN202010125481.4
申请日：2020-02-27
Applicant: 北京空间飞行器总体设计部
IPC: G05D23/32
Abstract: 本发明公开了一种通过地面发送指令使能功率控温功能，卫星自主进行周期性的功率控温管理，星上计算机首先设置功率控温目标值，然后统计所有纳入管理对象的主动热控制机构在tx时刻的开启或关闭状态，并获得所有加电开启的热控制机构的功率、控温阈值上下限及控温点温度，令在tx时刻第i路开启的热控制机构的功率为Qi，统计在tx时刻处于开启状态的m路热控制机构的热控功率总和后，将与功率控温目标值进行对比；根据对比结果开启或关闭主动热控制机构，使得热控功率总和与功率控温目标值尽可能相等；因此，本发明解决了卫星热控总功率长期大范围波动的问题，且能够降低卫星热控制系统整体能源消耗，以满足低能耗热控技术发展需求。
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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：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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Patent Agency Ranking
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：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：CN111338404A
公开(公告)日：2020-06-26
申请号：CN202010125481.4
申请日：2020-02-27
Applicant: 北京空间飞行器总体设计部
IPC: G05D23/32
Abstract: 本发明公开了一种通过地面发送指令使能功率控温功能，卫星自主进行周期性的功率控温管理，星上计算机首先设置功率控温目标值，然后统计所有纳入管理对象的主动热控制机构在tx时刻的开启或关闭状态，并获得所有加电开启的热控制机构的功率、控温阈值上下限及控温点温度，令在tx时刻第i路开启的热控制机构的功率为Qi，统计在tx时刻处于开启状态的m路热控制机构的热控功率总和 后，将 与功率控温目标值进行对比；根据对比结果开启或关闭主动热控制机构，使得热控功率总和与功率控温目标值尽可能相等；因此，本发明解决了卫星热控总功率长期大范围波动的问题，且能够降低卫星热控制系统整体能源消耗，以满足低能耗热控技术发展需求。
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公开(公告)号：CN215648063U
公开(公告)日：2022-01-25
申请号：CN202121719527.1
申请日：2021-07-27
Applicant: 北京空间飞行器总体设计部
Abstract: 本实用新型公开了一种卫星设备用磁屏蔽隔热罩，包括：磁屏蔽隔热罩本体、搭接装置及接地装置；所述磁屏蔽隔热罩本体为一端开口的壳体，其开口端通过搭接装置安装在卫星结构板上，并罩装在所述卫星设备的外部，即使得卫星设备位于所述磁屏蔽隔热罩本体的封闭空间内；所述接地装置安装在磁屏蔽隔热罩本体上，并通过导线与卫星结构板连接；所述磁屏蔽隔热罩本体的壁面由三层结构组成，最内层为罩架，中间层为磁屏蔽层，最外层为隔热组件；罩架起到整体形状保持和支撑磁屏蔽层和隔热组件的作用；磁屏蔽层起到磁屏蔽的作用；隔热组件起到隔热的作用；本实用新型具有对卫星设备进行热防护和磁防护的作用，能够同时实现磁屏蔽和隔热两种功能。
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公开(公告)号：CN205564983U
公开(公告)日：2016-09-07
申请号：CN201620322812.2
申请日：2016-04-15
Applicant: 北京空间飞行器总体设计部
IPC: H01Q1/42
Abstract: 本实周新型提供了一种高频段低损耗天线罩，采用厚度为50um的单面镀锗聚酰亚胺膜制作聚酰亚胺镀锗膜，其由天线罩支架、天线罩压板、聚酰亚胺镀锗膜和安装螺钉组成。因此，本实用新型的天线罩可作为Ka频段低损耗微波天线罩，调整天线阵面到膜层的距离，使天线具有最优射频传输性能，对于复杂或不规则天线单元或天线阵面具有较强的适应性，从而能有效隔离外热流对天线阵面温度的影响，制作工艺性好且成本低。
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