作者单位
摘要
中国科学院长春光学精密机械与物理研究所,吉林 长春 130033
甚宽视场相机作为高分六号卫星的核心载荷,具备65.6°视场、862 km超大幅宽和8谱段成像能力。针对其自由曲面离轴四反光学系统的结构特点和任务需求,采用复合型多层隔热组件进行热隔离、高导热率石墨膜进行热疏导及分级热控等措施进行了热控设计,实现了光机结构的精密控温和高热耗/热流密度电子学设备的高效散热,并利用有限元分析软件UG12.0/Space thermal仿真分析了相机高、低温工况下的温度;通过对比热分析、热试验及卫星在轨遥测温度数据,验证了该热控方案的实际效果。在轨遥测数据显示:光机结构在轨温度水平为19.7~20.3 ℃,温度梯度最大不超过0.4 ℃,CMOS焦面组件每轨摄像12 min的情况下,温度波动在19~24 ℃,均满足热控指标要求,遥测数据与热分析及热试验结果偏差小于±0.5 ℃。表明该相机热设计正确可行,热分析及热试验过程合理可靠。
热控设计 甚宽视场相机 热平衡试验 在轨验证 thermal control design extra- wide field-of-view camera thermal balance test on-orbit validation 
红外与激光工程
2023, 52(11): 20230187
作者单位
摘要
中国科学院 长春光学精密机械与物理研究所, 吉林长春 130033
为保证空间相机热设计中表面辐射换热计算准确可靠, 基于两种金属材料的光学常数, 结合Monte Carlo射线跟踪法应用几何光学近似对其粗糙表面的双向反射分布函数(BRDF)进行了研究。分析了不同入射光波长、不同入射角度及不同表面粗糙度对金属铝和钛材料粗糙表面的BRDF的影响。结果表明, 金属铝和钛材料粗糙表面的BRDF分布具有明显的镜反射特征, 入射平面内的BRDF峰值随入射光波长增加而增大, 在本文研究的波长范围内, 钛表面的BRDF随入射光波长增大的增幅最高达到41.0%, 远高于铝表面的8.7%。当表面粗糙度较大时, 光子在粗糙表面内会经历多次散射, 粗糙表面内多次散射光子数比例随着表面粗糙度的增大而增加, 并且随着入射角度的增大具有增加的趋势。
表面辐射 粗糙表面 几何光学近似 双向反射分布函数 surface radiation rough surface geometrical optics approximation BRDF 
光散射学报
2016, 28(1): 77
作者单位
摘要
中国科学院 长春光学精密机械与物理研究所, 吉林 长春 130033
以某太阳同步轨道空间光学遥感器为例, 阐述了空间外热流分析计算、热平衡试验外热流模拟以及外热流程控加载的全过程。首先, 总结了空间光学遥感器外热流模拟的完整流程。其次, 简要介绍了太阳辐射、地球反照、地球红外辐射三种空间外热流的计算方法。然后, 对该空间遥感器进行了空间综合吸收外热流计算, 获得了阳照区及阴影区外热流平均值。最后, 确定了热平衡试验外热流的模拟方法和策略, 利用LabVIEW语言编写了程控电源开环控制程序, 实现了热试验外热流的准确加载。试验结果表明, 外热流值加载偏差在±2.5%以内, 满足热平衡试验要求。
空间光学遥感器 外热流 程控 space optical remote sensor space heat flux programmable load 
中国光学
2014, 7(6): 982
作者单位
摘要
中国科学院 长春光学精密机械与物理研究所,吉林 长春 130033
根据空间光学遥感器的轨道特点和任务需求,通过仿真分析对其进行了热设计。考虑近地空间环境的特殊性,选择防原子氧布作为多层隔热材料的面膜。为减小遥感器框架上安装的星上设备对遥感器温度的影响,设计了大热阻安装结构并使用了聚酰亚胺隔热垫。根据离轴三反光学遥感器及星载一体化卫星的结构特点,划分了主动加热区域,分配了加热功耗。由于遥感器对地观测频率低、工作功耗小、工作时间短,CCD焦面组件不设置散热面。根据遥感器的轨道参数和姿态,确定了3个典型工况并对其进行了仿真分析和热平衡试验。结果显示,遥感器本体温度为(18±4) ℃、光学元件温度为(18±2) ℃、CCD温度≤30 ℃,得到的仿真分析结果和试验数据验证了遥感器热设计的有效性。
空间光学遥感器 低轨道 热设计 space remote sensor Low Earth Orbit(LEO) thermal design 
中国光学
2013, 6(2): 237
作者单位
摘要
中国科学院长春光学精密机械与物理研究所, 长春 130033
针对空间光学遥感器主镜镜面加工过程中, 磨盘与主镜间磨削动作往复运行引起的主镜柔性支撑结构疲劳寿命问题, 通过建立主镜组件的有限元模型, 利用MSC.Fatigue软件按应力寿命(SN)法对主镜组件进行了疲劳寿命分析, 确定了支撑结构的薄弱部位, 并对仿真过程进行了误差分析, 讨论了影响仿真结果的各个因素.对比热真空试验和动力学试验前后主镜镜面面型数据, 验证了支撑结构加工、设计参量的合理性.通过疲劳寿命仿真分析, 可以有效预示光学结构在加工过程中的疲劳情况, 为空间光学遥感器结构的设计、加工提供理论依据和参考.
空间光学遥感器 主镜 疲劳仿真 Space optical remotesensor Primary mirror Fatigue simulation 
光子学报
2012, 41(7): 771
作者单位
摘要
中国科学院长春光学精密机械与物理研究所, 吉林 长春 130033
为了验证空间光学系统热设计的合理性,利用光-机-热集成的热光学分析技术论证了空间光学系统的热设计方案。首先,阐述了热光学技术的一般方法以及热光学技术与热设计的关系,同时根据空间光学遥感器所处的空间环境和结构特点,应用被动和主动热控技术对空间光学系统进行了热设计。然后,利用有限元方法对热控后的温度场和热弹性变形进行了分析,得出该温度载荷条件下光学元件表面的变形量及刚体位移量,利用Zemike多项式进行了波面拟合。最后,用CodeV光学设计软件计算了热载荷作用下光学系统的传递函数。结果表明,各种工况下全视场范围内光学系统分辨率为50lp时,传递函数均超过0.5,成像良好,能够满足光学设计指标,热设计方案合理可行。
空间光学 光学系统 热设计 热光学分析 space optics optical system thermal design thermal-optical analysis 
中国光学
2010, 3(3): 223

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