隨著航天器結(jié)構(gòu)與熱設(shè)計(jì)復(fù)雜性的提升,結(jié)構(gòu)表面測溫工藝實(shí)施難度增大,測溫區(qū)域趨于多元化,對航天器熱試驗(yàn)中非接觸測溫技術(shù)的應(yīng)用需求日益增多。以紅外測溫設(shè)備在真空、高低溫環(huán)境中的應(yīng)用為研究對象,對設(shè)備熱防護(hù)方案與裝置進(jìn)行設(shè)計(jì),并基于節(jié)點(diǎn)網(wǎng)絡(luò)法對紅外測溫設(shè)備熱防護(hù)進(jìn)行仿真分析,通過物理試驗(yàn)驗(yàn)證,該防護(hù)裝置能夠有效實(shí)現(xiàn)設(shè)備在真空、高低溫環(huán)境中熱防護(hù),確保設(shè)備處于正常工作溫度區(qū)間且其測溫算法模型不受影響,測溫準(zhǔn)確度優(yōu)于±2℃,滿足設(shè)備在空間環(huán)境試驗(yàn)中的使用需求。 

【文章來源】：電子測量與儀器學(xué)報(bào). 2020,34(04)北大核心CSCD

【文章頁數(shù)】：7 頁

【部分圖文】：

主動(dòng)熱防護(hù)控溫原理示意圖

通過對熱像儀高、低溫防護(hù)的結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì),熱像儀及其熱防護(hù)裝置組成一個(gè)整體模塊,該模塊包括熱像儀、熱控附件(薄膜加熱器、多層鍍鋁膜)、護(hù)罩、遮板及模塊支架,模塊設(shè)計(jì)組成原理如圖2所示。結(jié)合環(huán)模設(shè)備與熱像儀機(jī)械尺寸,護(hù)罩設(shè)計(jì)為100 mm×124 mm×184 mm的立體箱型,護(hù)罩采用鋁材質(zhì),為減少護(hù)罩對紅外熱流的吸收,護(hù)罩表面做拋光處理,處理后發(fā)射率約為0.13。遮板設(shè)計(jì)為直徑為300 mm、長度200 mm的半圓筒型裝置,遮板結(jié)構(gòu)采用不銹鋼板,并在其表面粘貼發(fā)射率約為0.026的單層鍍鋁膜,以提高對紅外熱輻射的反射率。為初步驗(yàn)證熱像儀熱防護(hù)設(shè)計(jì)的有效性,本文采用熱分析軟件TD(Thermal Desktop)對熱像儀模塊進(jìn)行仿真分析[8-9]。TD軟件核心原理是采用基于節(jié)點(diǎn)網(wǎng)絡(luò)法的熱網(wǎng)絡(luò)模型Sinda程序,針對每一個(gè)節(jié)點(diǎn)i建立熱平衡方程,實(shí)現(xiàn)溫度的求解,熱平衡方程如式(3)所示。

采用TD軟件對熱像儀模塊及環(huán)模設(shè)備內(nèi)壁熱源(紅外籠)進(jìn)行建模,熱分析模型如圖3所示,模型自外至內(nèi)依次為紅外籠、遮板和護(hù)罩,其中環(huán)模設(shè)備為臥式圓柱體,圓柱直徑0.78 m、長0.8 m,圓柱面及內(nèi)端面裝有熱沉和紅外籠,外端面無冷板和紅外籠。熱像儀模塊安裝于環(huán)模設(shè)備外端面部位,其前端鏡頭朝向環(huán)模設(shè)備內(nèi)部,處于紅外籠熱輻射范圍內(nèi)。熱仿真分析時(shí),對紅外熱像儀本體及護(hù)罩建立熱節(jié)點(diǎn),熱節(jié)點(diǎn)設(shè)置位置如圖4所示,其中Camera.2、Camera.7分別為熱像儀機(jī)體前后端溫度監(jiān)視點(diǎn),Al.1、Al.6分別護(hù)罩前后端溫度監(jiān)視點(diǎn)。熱像儀表面材質(zhì)為鐵,其表面發(fā)射率取0.85,內(nèi)部熱源功率取值4 W,熱源位于其前端;護(hù)罩發(fā)射率為0.13,熱像儀與護(hù)罩間通過卡箍固定,卡箍位置的傳熱模型簡化為接觸熱導(dǎo),根據(jù)熱阻計(jì)算公式取熱導(dǎo)取值1.2 W/K;護(hù)罩通過模塊支架及環(huán)模設(shè)備底部導(dǎo)軌與外界環(huán)境存在漏熱通路,分析中簡化為位于熱像儀兩端與環(huán)境節(jié)點(diǎn)的熱導(dǎo),熱導(dǎo)取值0.06 W/K;環(huán)境節(jié)點(diǎn)溫度取值20 ℃;紅外籠內(nèi)表面發(fā)射率為0.88,為恒定溫度邊界[10-11]。

【參考文獻(xiàn)】：
期刊論文
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