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

Inventor： 霍玉华 ,  杜卓林 ,  陈少华 ,  张暘 ,  丁汀 ,  赵啟伟 ,  乔心全

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。

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

Inventor： 杜卓林 ,  钟奇 ,  陈少华 ,  霍玉华 ,  赵啟伟 ,  孙萌 ,  赵剑锋 ,  卢威 ,  刘颖

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。

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

Inventor： 陈少华 ,  杜卓林 ,  周佐新 ,  孙达 ,  霍玉华 ,  张暘 ,  张宁莉

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。

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

Inventor： 陈少华 ,  杜卓林 ,  周佐新 ,  孙达 ,  霍玉华 ,  张暘 ,  张宁莉

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。

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

Inventor： 杜卓林 ,  钟奇 ,  陈少华 ,  霍玉华 ,  赵啟伟 ,  孙萌 ,  赵剑锋 ,  卢威 ,  刘颖

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。