红外测温设备的空间环境影响及防护研究
发布时间：2022-01-06 23:42
随着航天器结构与热设计复杂性的提升,结构表面测温工艺实施难度增大,测温区域趋于多元化,对航天器热试验中非接触测温技术的应用需求日益增多。以红外测温设备在真空、高低温环境中的应用为研究对象,对设备热防护方案与装置进行设计,并基于节点网络法对红外测温设备热防护进行仿真分析,通过物理试验验证,该防护装置能够有效实现设备在真空、高低温环境中热防护,确保设备处于正常工作温度区间且其测温算法模型不受影响,测温准确度优于±2℃,满足设备在空间环境试验中的使用需求。
【文章来源】：电子测量与仪器学报. 2020,34(04)北大核心CSCD
【文章页数】：7 页
【部分图文】：
主动热防护控温原理示意图
通过对热像仪高、低温防护的结构设计,热像仪及其热防护装置组成一个整体模块,该模块包括热像仪、热控附件(薄膜加热器、多层镀铝膜)、护罩、遮板及模块支架,模块设计组成原理如图2所示。结合环模设备与热像仪机械尺寸,护罩设计为100 mm×124 mm×184 mm的立体箱型,护罩采用铝材质,为减少护罩对红外热流的吸收,护罩表面做抛光处理,处理后发射率约为0.13。遮板设计为直径为300 mm、长度200 mm的半圆筒型装置,遮板结构采用不锈钢板,并在其表面粘贴发射率约为0.026的单层镀铝膜,以提高对红外热辐射的反射率。为初步验证热像仪热防护设计的有效性,本文采用热分析软件TD(Thermal Desktop)对热像仪模块进行仿真分析[8-9]。TD软件核心原理是采用基于节点网络法的热网络模型Sinda程序,针对每一个节点i建立热平衡方程,实现温度的求解,热平衡方程如式(3)所示。
采用TD软件对热像仪模块及环模设备内壁热源(红外笼)进行建模,热分析模型如图3所示,模型自外至内依次为红外笼、遮板和护罩,其中环模设备为卧式圆柱体,圆柱直径0.78 m、长0.8 m,圆柱面及内端面装有热沉和红外笼,外端面无冷板和红外笼。热像仪模块安装于环模设备外端面部位,其前端镜头朝向环模设备内部,处于红外笼热辐射范围内。热仿真分析时,对红外热像仪本体及护罩建立热节点,热节点设置位置如图4所示,其中Camera.2、Camera.7分别为热像仪机体前后端温度监视点,Al.1、Al.6分别护罩前后端温度监视点。热像仪表面材质为铁,其表面发射率取0.85,内部热源功率取值4 W,热源位于其前端;护罩发射率为0.13,热像仪与护罩间通过卡箍固定,卡箍位置的传热模型简化为接触热导,根据热阻计算公式取热导取值1.2 W/K;护罩通过模块支架及环模设备底部导轨与外界环境存在漏热通路,分析中简化为位于热像仪两端与环境节点的热导,热导取值0.06 W/K;环境节点温度取值20 ℃;红外笼内表面发射率为0.88,为恒定温度边界[10-11]。
【参考文献】：
期刊论文
[1]基于主动气膜冷却的射流热防护技术仿真研究[J]. 杨艳静,商圣飞,向树红,王栋. 航天器环境工程. 2019(05)
[2]应用双层集总参数法的微小卫星简化热分析方法[J]. 魏然,孙鹏,周宇鹏,范庆梅. 航天器工程. 2019(03)
[3]基于BOFDA的感测光纤温度系数影响因素研究[J]. 焦浩然,施斌,魏广庆,王兴,贾立翔. 电子测量与仪器学报. 2018(01)
[4]基于Abaqus的热流传感器非稳态传热研究[J]. 方俊,张翠平. 仪器仪表学报. 2018(01)
[5]火箭发动机试验红外测温技术应用[J]. 徐峰,罗军,彭飞. 火箭推进. 2017(01)
[6]热真空试验标准与方法分析[J]. 刘中华. 电子产品可靠性与环境试验. 2016(04)
[7]基于反射温度补偿及入射温度补偿的红外测温影响分析[J]. 石东平,吴超,李孜军,潘伟. 红外与激光工程. 2015(08)
[8]热防护设计分析技术发展中的新概念与新趋势[J]. 杨强,解维华,彭祖军,孟松鹤,杜善义. 航空学报. 2015(09)
[9]航天器真空热试验测控系统应用现状及发展趋势[J]. 张景川,谢吉慧,王奕荣,裴一飞. 航天器环境工程. 2012(03)
[10]非朗伯体红外测温计算研究[J]. 杨桢,张士成,杨立. 光谱学与光谱分析. 2010(08)
本文编号：3573379
【文章来源】：电子测量与仪器学报. 2020,34(04)北大核心CSCD
【文章页数】：7 页
【部分图文】：
主动热防护控温原理示意图
通过对热像仪高、低温防护的结构设计,热像仪及其热防护装置组成一个整体模块,该模块包括热像仪、热控附件(薄膜加热器、多层镀铝膜)、护罩、遮板及模块支架,模块设计组成原理如图2所示。结合环模设备与热像仪机械尺寸,护罩设计为100 mm×124 mm×184 mm的立体箱型,护罩采用铝材质,为减少护罩对红外热流的吸收,护罩表面做抛光处理,处理后发射率约为0.13。遮板设计为直径为300 mm、长度200 mm的半圆筒型装置,遮板结构采用不锈钢板,并在其表面粘贴发射率约为0.026的单层镀铝膜,以提高对红外热辐射的反射率。为初步验证热像仪热防护设计的有效性,本文采用热分析软件TD(Thermal Desktop)对热像仪模块进行仿真分析[8-9]。TD软件核心原理是采用基于节点网络法的热网络模型Sinda程序,针对每一个节点i建立热平衡方程,实现温度的求解,热平衡方程如式(3)所示。
采用TD软件对热像仪模块及环模设备内壁热源(红外笼)进行建模,热分析模型如图3所示,模型自外至内依次为红外笼、遮板和护罩,其中环模设备为卧式圆柱体,圆柱直径0.78 m、长0.8 m,圆柱面及内端面装有热沉和红外笼,外端面无冷板和红外笼。热像仪模块安装于环模设备外端面部位,其前端镜头朝向环模设备内部,处于红外笼热辐射范围内。热仿真分析时,对红外热像仪本体及护罩建立热节点,热节点设置位置如图4所示,其中Camera.2、Camera.7分别为热像仪机体前后端温度监视点,Al.1、Al.6分别护罩前后端温度监视点。热像仪表面材质为铁,其表面发射率取0.85,内部热源功率取值4 W,热源位于其前端;护罩发射率为0.13,热像仪与护罩间通过卡箍固定,卡箍位置的传热模型简化为接触热导,根据热阻计算公式取热导取值1.2 W/K;护罩通过模块支架及环模设备底部导轨与外界环境存在漏热通路,分析中简化为位于热像仪两端与环境节点的热导,热导取值0.06 W/K;环境节点温度取值20 ℃;红外笼内表面发射率为0.88,为恒定温度边界[10-11]。
【参考文献】：
期刊论文
[1]基于主动气膜冷却的射流热防护技术仿真研究[J]. 杨艳静,商圣飞,向树红,王栋. 航天器环境工程. 2019(05)
[2]应用双层集总参数法的微小卫星简化热分析方法[J]. 魏然,孙鹏,周宇鹏,范庆梅. 航天器工程. 2019(03)
[3]基于BOFDA的感测光纤温度系数影响因素研究[J]. 焦浩然,施斌,魏广庆,王兴,贾立翔. 电子测量与仪器学报. 2018(01)
[4]基于Abaqus的热流传感器非稳态传热研究[J]. 方俊,张翠平. 仪器仪表学报. 2018(01)
[5]火箭发动机试验红外测温技术应用[J]. 徐峰,罗军,彭飞. 火箭推进. 2017(01)
[6]热真空试验标准与方法分析[J]. 刘中华. 电子产品可靠性与环境试验. 2016(04)
[7]基于反射温度补偿及入射温度补偿的红外测温影响分析[J]. 石东平,吴超,李孜军,潘伟. 红外与激光工程. 2015(08)
[8]热防护设计分析技术发展中的新概念与新趋势[J]. 杨强,解维华,彭祖军,孟松鹤,杜善义. 航空学报. 2015(09)
[9]航天器真空热试验测控系统应用现状及发展趋势[J]. 张景川,谢吉慧,王奕荣,裴一飞. 航天器环境工程. 2012(03)
[10]非朗伯体红外测温计算研究[J]. 杨桢,张士成,杨立. 光谱学与光谱分析. 2010(08)
本文编号：3573379
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