为满足搭载于高空气球平台的地-月成像光谱仪的长时观测需求, 对其载荷系统进行了热设计。分析了载荷系统的热环境, 建立了载荷系统的换热模型, 利用Spearman等级相关系数公式以及反向传播神经网络与Garson公式结合的BP-Garson方法对影响载荷系统温度水平的主要参数进行了全局灵敏度分析, 详细阐述了载荷系统的热设计方案。利用I-DEAS/TMG软件建立了载荷系统的有限元模型, 对冬至、夏至两工况进行了仿真分析。仿真结果显示: 在冬至与夏至工况下, 气球放飞2 h内光谱仪均能快速降温至-5 ℃, 光谱仪维持(-5±2) ℃温度水平大于3.5 h, 光学窗口温度高于海拔20 km当地露点温度, 满足设计指标, 热控方案合理。该研究方法对球载光学遥感器的热设计具有一定的指导和借鉴作用。

惯性传感器被广泛应用于地球重力场反演、等效原理验证等科学实验中, 用来测量空间非保守力作用引起的微小加速度扰动以实现航天器的无拖曳控制。目前国内外正在大力开展的空间引力波探测计划中, 惯性传感器作为核心测量载荷主要用于屏蔽外界噪声扰动, 并通过静电控制和微推进器的测量及补偿实现测试质量在空间敏感轴方向自由漂浮运动。本文以静电悬浮式惯性传感器电容结构为基础, 结合系统静电力驱动控制的工作原理, 并以实际的加工条件为依据, 对电极不对称性这一系统自身的误差来源展开分析, 通过对各种不对称情况的系统性能影响比较分析, 得到电极不对称性对于系统性能, 特别是量程损失的影响显著。在此基础上结合实际加工条件得出将加工线度尺寸误差控制在10 μm以内, 面积不对称性控制在1%~2%之间的基本要求, 以降低其对系统测量范围的限制, 进而提高科学目标。

为了获取中高轨道变姿态空间相机准确的外热流数据, 提出一种求解其变姿态外热流的方法。以地球静止轨道空间相机为例, 首先确定卫星-太阳-地球三者之间的相对位置关系; 然后, 根据相机对日成像的工作任务确定其不同时刻的姿态; 最后, 根据相机姿态变化后的环境映射面以及直接积分法获得的辐射角系数计算相机各表面的瞬时外热流。计算结果表明, 在相同轨道条件下, 相机由于在轨姿态变化导致其接受到的外热流总和比姿态恒定的相机有所减少, 其中春分日总热流减少372.5 W/m2, 冬至日总热流减少771.5 W/m2。入光口所在的+X面外热流增大了2倍左右, 该面进出地球阴影区时外热流在0~1 378 W/m2之间剧烈波动。计算结果可指导相机热设计, 该方法同样适用于多维变姿态航天器的外热流计算。

为了得到准确的二维变姿态空间相机外热流数据, 提出了一种在J2000坐标系下进行二维变姿态空间相机的外热流算法。首先, 在J2000坐标系下确定了相机的位置、太阳的位置及其辐射强度; 其次, 根据空间相机的视轴始终指向太阳的工作特点及太阳的位置, 计算出其在极端情况下的二维姿态角; 然后, 根据得到的姿态角计算出姿态变换矩阵。最后, 利用Matlab编程计算出一个轨道周期内的不变姿态以及二维变姿态条件下的复杂外热流。该方法计算得到的不变姿态外热流与I-deas/TMG软件得到的结果能够很好地吻合。与姿态不变的相机相比, 相机二维姿态的变化会导致其外热流发生较大的变化, 尤其是入光口所在的-Y面, 其太阳直射热流的波动范围为0~1 394 W/m2。得到的姿态角为热仿真模型姿态的调整提供了重要参考。由变姿态外热流数据可以看出, -Z面的外热流最小, 其最大平均外热流小于4 W/m2。另外±X面和+Y面的外热流也较小, ±X面最大平均外热流小于80 W/m2, +Y面最大平均外热流小于110 W/m2。在实际应用中, 由于卫星平台的遮挡, ±X面和+Y面的外热流会更小, 因此可以将-Z面, ±X面和+Y面作为散热面, 为热设计工作提拱了很好的指导。

为实现在复杂外热流条件下对CO2探测仪红外探测器组件温度的有效控制, 对其进行了详细的热设计。对红外探测器周围外热流进行分析, 确定了其散热面位置。基于红外探测器所处空间热环境以及自身高功耗、低热控指标的特点, 提出热设计方案。对红外探测器组件有限元模型进行了热分析计算, 得到各个转角姿态下的红外探测器组件的温度范围为-31.8~-26.9 ℃, 计算结果满足设计要求。通过CO2探测仪热平衡试验对热设计进行了验证, 试验中红外探测器组件的温度范围为-32.6~-30.1 ℃, 试验结果与计算结果基本一致, 满足热控指标要求, 说明热设计方案在复杂外热流条件下合理可行, 具有较好的适应性。

为明确星敏感器支架受空间环境影响产生的变形对星敏感器定姿精度的影响，对星敏感器支架的结构/热稳定性进行了研究。通过有限元法对星敏感器支架进行刚度分析，将热分析获得的在轨极端工况下的温度数据映射至结构模型上计算得到热变形，利用最小二乘法得到各星敏感器光轴矢量，最后进行试验验证。结果表明：星敏感器组件的结构基频为429 Hz，与分析结果相差不超过2%，试验前后星敏感器光轴与基准坐标系各轴夹角最大变化不超过5″；在轨期间星敏感器支架最大温度波动小于2 ℃，星敏感器光轴变化最大为4″~5″，与分析结果一致。星敏感器支架的结构/热稳定性良好，能够满足星敏感器定姿精度要求。

为了提供准确的空间相机外热流数据，提出一种在地磁坐标系下进行频繁姿态变换的空间相机瞬态外热流计算方法。首先，确定了在J2000坐标系下太阳—地球的相对位置及太阳辐照强度；其次，计算相机不同位置的地磁纬度，并采用二分法得到相机在轨运行时进出高磁纬地区(L≥60°)的轨道时间；然后，依据其地磁纬度，确定相机不同时刻下的在轨姿态。最后，采用蒙特卡洛法(MCM)计算相机的各环境映射面的轨道视角系数，进而得出整轨周期内各环境映射面接受的瞬时外热流。此方法与IDEAS/TMG软件的外热流结果能够较好的吻合。与姿态稳定的相机相比，空间相机姿态频繁变化会导致外热流数值的明显波动。尤其是入光口所在的+Z面，其波动范围为0~1 245.4 W/m2。

设计了一种基于Stewart构型的隔振系统用于空间光学载荷的在轨隔振并研究了Stewart构型的特点。首先, 使用牛顿-欧拉公式建立了隔振系统的理论模型, 根据该模型计算得到了隔振系统刚度、阻尼矩阵及各阶固有频率与主模态的数学解析式。然后, 以缩小隔振系统前六阶固有频率的分布范围为目标, 利用寻优方法优化了隔振系统的几何结构参数, 得到了用于六维被动隔振的最佳构型。最后, 分别使用有限元单元法及解析方法对隔振系统进行了模态分析, 得到隔振系统前六阶固有频率, 其理论分析值与有限单元法计算结果的最大误差为1.51%。为了论证所设计的隔振系统的有效性, 对隔振系统及光学载荷的耦合模型进行了复频响应分析, 得到3个平动及3个转动方向的复频响应曲线, 结果表明隔振系统能够将各个方向上高于10 Hz的振动衰减90%以上, 满足隔振要求。

根据二氧化碳探测仪所处的空间环境、结构特点和工作模式，采用被动热控和主动热控相结合的方法设计了它的热控系统。首先，介绍了探测仪结构及内热源,同时分析了探测仪的外热流，从而得到了热控任务难点。然后，对探测仪的各个部分进行了热设计，采用被动热控与主动热控相结合的方式进行了热隔离、热疏导和热补偿; 根据探测仪所处的空间环境和采取的热控措施利用TMG软件进行了热分析。仿真分析结果表明，光学系统主体框架的温度为13.3~21.7 ℃，满足了设计要求。最后，通过真空条件下的热平衡试验对热设计进行了试验验证，试验结果显示光学系统主体框架的温度为13.0~20.3 ℃，试验值与计算值基本一致，满足热控指标要求。得到的数据表明提出的热设计方案合理可行。