CN106569521B - 一种用于x射线脉冲星导航敏感器的精密控温装置 - Google Patents

一种用于x射线脉冲星导航敏感器的精密控温装置 Download PDF

Info

Publication number
CN106569521B
CN106569521B CN201610963474.5A CN201610963474A CN106569521B CN 106569521 B CN106569521 B CN 106569521B CN 201610963474 A CN201610963474 A CN 201610963474A CN 106569521 B CN106569521 B CN 106569521B
Authority
CN
China
Prior art keywords
temperature
temperature control
optical lens
cabin
navigation sensor
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Active
Application number
CN201610963474.5A
Other languages
English (en)
Other versions
CN106569521A (zh
Inventor
左富昌
梅志武
邓楼楼
吕政欣
石永强
李连升
周昊
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Beijing Institute of Control Engineering
Original Assignee
Beijing Institute of Control Engineering
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Beijing Institute of Control Engineering filed Critical Beijing Institute of Control Engineering
Priority to CN201610963474.5A priority Critical patent/CN106569521B/zh
Publication of CN106569521A publication Critical patent/CN106569521A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN106569521B publication Critical patent/CN106569521B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Classifications

    • G—PHYSICS
    • G05—CONTROLLING; REGULATING
    • G05D—SYSTEMS FOR CONTROLLING OR REGULATING NON-ELECTRIC VARIABLES
    • G05D23/00—Control of temperature
    • G05D23/19—Control of temperature characterised by the use of electric means
    • G05D23/20—Control of temperature characterised by the use of electric means with sensing elements having variation of electric or magnetic properties with change of temperature
    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01C—MEASURING DISTANCES, LEVELS OR BEARINGS; SURVEYING; NAVIGATION; GYROSCOPIC INSTRUMENTS; PHOTOGRAMMETRY OR VIDEOGRAMMETRY
    • G01C21/00—Navigation; Navigational instruments not provided for in groups G01C1/00 - G01C19/00
    • G01C21/02—Navigation; Navigational instruments not provided for in groups G01C1/00 - G01C19/00 by astronomical means

Landscapes

  • Physics & Mathematics (AREA)
  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • General Physics & Mathematics (AREA)
  • Automation & Control Theory (AREA)
  • Radar, Positioning & Navigation (AREA)
  • Remote Sensing (AREA)
  • Astronomy & Astrophysics (AREA)
  • X-Ray Techniques (AREA)
  • Measurement Of Radiation (AREA)
  • Analysing Materials By The Use Of Radiation (AREA)

Abstract

本发明公开了一种用于X射线脉冲星导航敏感器的精密控温装置，包括隔热垫、舱外控温回路、前辐板、第一隔热组件、第二隔热组件、温度传感器、探测器、隔热垫片、探测器安装座、舱内控温回路、导热铜块和导热铜带；隔热垫、舱外控温回路、前辐板依次相连，第一隔热组件安装在光学镜头上，温度传感器由第二隔热组件包覆在光具座上，前放组件上设有探测器安装座和隔热垫片，探测器、舱内控温回路、导热铜块、导热铜带依次相连；本发明通过综合考虑光、机、电、热及空间轨道环境条件，对不同组件分别采用不同的控温措施，适应了不同的热环境，有效确保各组件正常工作，实现了装置整体控温优化，解决了传统卫星平台温度均匀性较差的问题。

Description

一种用于X射线脉冲星导航敏感器的精密控温装置
技术领域
本发明涉及一种用于X射线脉冲星导航敏感器的精密控温装置，属于导航控制技术领域。
背景技术
X射线脉冲星导航敏感器是一种新型导航敏感器，焦距长达1200mm，光学镜头裸露于太空，必须在严酷的空间环境下具有可靠的光学性能，光具座和前放组件位于卫星舱内，前放组件的探测器必须在复杂的舱内热环境下正常工作。X射线脉冲星导航敏感器的视场仅为15arcmin，焦距为1200mm，光学镜头光轴倾斜1arcmin对应的探测器件处光斑的径向位移误差为0.34mm，探测器件敏感面半径为2.53mm，通过光学仿真可知，当X射线以边缘视场进入光学镜头时，光斑的质心位置到探测器中心的距离为2.43mm。光学镜头的镜片和支撑结构的变形不得引起大于0.5arcmin的光轴倾斜误差。通过热分析可知，20±0.5℃的温度范围可以满足要求。
X射线脉冲星导航敏感器通过支架与卫星的内壁连接，与外界的热交换主要通过辐射及传导进行。内部热源主要是位于后端的SDD探测器及其前置放大电路，内热源连续工作，热功耗较大，而且SDD探测器的热本底噪声水平与温度直接相关，较高的温度会降低信噪比，噪声甚至会淹没信号，使SDD探测器无法正常工作。
为了减小敏感器所处复杂空间环境带来的影响，保证光学镜头、光具座和前放组件等在各自温度指标范围内正常工作，必须分别对其开展控温设计，同时采取多种控温措施。
与卫星平台相比，X射线脉冲星导航敏感器在控温技术方面存在显著差异，需要更高的精度和稳定度。尤其是光学镜头，对温度和温度均匀性极其敏感，往往需要≤1℃的温度变化区间和≤0.01℃/mm的温度梯度。常规的卫星平台温度均匀性较差，控温指标较低，无法满足要求。
发明内容
本发明解决的技术问题是：克服现有技术的不足，本发明提供了一种用于X射线脉冲星导航敏感器的精密控温装置，通过综合考虑光、机、电、热及空间轨道环境条件，对不同组件分别采用不同的控温措施，适应了不同的热环境，有效确保各组件正常工作，实现了装置整体控温优化，解决了传统卫星平台温度均匀性较差的问题；通过采取隔热、热控涂层、热传导、散热面等被动控温措施以及电加热器、半导体制冷器等主动控温措施，结合光学镜头和前放组件热组合的设计方案，提升了装置整体的热稳定性，弥补了传统卫星平台控温指标较低的缺陷；通过对控温元件进行精确设置，增强了X射线脉冲星导航敏感器的可靠性，降低了热本底噪声，提高了导航精度，克服了传统X射线脉冲星导航敏感器易受干扰的难题。
本发明的技术解决方案是：
一种用于X射线脉冲星导航敏感器的精密控温装置，包括光学镜头控温组件、光具座控温组件和前放控温组件；
X射线脉冲星导航敏感器包括光学镜头、光具座和前放组件；光学镜头安装在卫星舱外，光具座和前放组件均安装在卫星舱内；
所述光学镜头控温组件包括隔热垫、舱外控温回路、前辐板和第一隔热组件；隔热垫安装在光学镜头和光具座之间，舱外控温回路用于控制光学镜头的温度梯度，隔热垫与舱外控温回路一端相连，舱外控温回路另一端与前辐板相连，前辐板和第一隔热组件分别安装在光学镜头的端面和侧面上；
所述光具座控温组件包括第二隔热组件和温度传感器；温度传感器粘贴在光具座的外表面上，第二隔热组件通过尼龙搭扣包覆在光具座和温度传感器的外表面上；
所述前放控温组件包括探测器、隔热垫片、探测器安装座、舱内控温回路、导热铜块和导热铜带；前放组件上设有用于安装探测器的探测器安装座，隔热垫片通过隔热螺套和钛合金螺钉固定连接在探测器安装座底部，舱内控温回路用于控制探测器安装座的温度，探测器与舱内控温回路一端相连，舱内控温回路另一端与导热铜块相连，导热铜块还与用于连接卫星散热面的导热铜带相连。
在上述的一种用于X射线脉冲星导航敏感器的精密控温装置中，所述舱外控温回路包括电加热器和第一测温电阻；电加热器安装在光学镜头的侧面上，第一测温电阻的数量为四个，其中两个第一测温电阻分别安装在光学镜头侧面的前端和后端，位于光学镜头前端的第一测温电阻与前辐板连接，位于光学镜头后端的第一测温电阻与隔热垫连接，另外两个第一测温电阻均安装在光学镜头的端面上，并与前辐板连接。
在上述的一种用于X射线脉冲星导航敏感器的精密控温装置中，所述舱内控温回路包括第二测温电阻和半导体制冷器；第二测温电阻与探测器连接，半导体制冷器的冷端和热端分别与探测器安装座和导热铜块贴合。
在上述的一种用于X射线脉冲星导航敏感器的精密控温装置中，所述隔热垫、隔热垫片和隔热螺套均采用聚酰亚胺材料，隔热垫、隔热垫片和隔热螺套的热传导系数均为0.34W/(m·K)。
在上述的一种用于X射线脉冲星导航敏感器的精密控温装置中，所述第一隔热组件包括第一反射屏和第一间隔物，第一反射屏采用聚酰亚胺薄膜，第一间隔物采用玻璃纤维网状织物。
在上述的一种用于X射线脉冲星导航敏感器的精密控温装置中，所述第二隔热组件包括第二反射屏和第二间隔物，第二反射屏采用真空镀铝聚酯薄膜，第二间隔物采用合成纤维。
在上述的一种用于X射线脉冲星导航敏感器的精密控温装置中，所述光学镜头的应用温度范围是19.5℃～20.5℃，所述光学镜头的应用温度梯度≤0.01℃/mm。
在上述的一种用于X射线脉冲星导航敏感器的精密控温装置中，所述电加热器为125型聚酰亚胺薄膜型电加热器，电加热器包括一个主回路和两个备份回路，每个回路的功率范围是4～5W。
在上述的一种用于X射线脉冲星导航敏感器的精密控温装置中，所述前辐板上涂覆有热控涂层，前辐板采用热膨胀系数为1.5×10-6的铟钢材料，用于与光学镜头热匹配，前辐板的前端面镀金，前辐板的发射系数εH范围是0.03～0.04，前辐板的吸收发射比αs/εH≥9.0。
在上述的一种用于X射线脉冲星导航敏感器的精密控温装置中，所述探测器安装座、导热铜块和导热铜带均采用紫铜材料，探测器安装座、导热铜块和导热铜带的热传导系数均为398W/(m·K)，导热铜带共30层，每层厚度均为0.1mm。
在上述的一种用于X射线脉冲星导航敏感器的精密控温装置中，所述探测器的工作温度低于-50℃。
本发明与现有技术相比的有益效果是：
1、本发明通过综合考虑光、机、电、热及空间轨道环境条件，对不同组件分别采用不同的控温措施，适应了不同的热环境，有效确保各组件正常工作，实现了装置整体控温优化，解决了传统卫星平台温度均匀性较差的问题。
2、本发明通过采取隔热、热控涂层、热传导、散热面等被动控温措施以及电加热器、半导体制冷器等主动控温措施，结合光学镜头和前放组件热组合的设计方案，提升了装置整体的热稳定性，弥补了传统卫星平台控温指标较低的缺陷。
3、本发明通过对控温元件进行精确设置，增强了X射线脉冲星导航敏感器的可靠性，降低了热本底噪声，提高了导航精度，克服了传统X射线脉冲星导航敏感器易受干扰的难题。
4、本发明的隔热垫、第一测温电阻、第二测温电阻、隔热垫片、隔热螺套、钛合金螺钉、导热铜块、导热铜带和温度传感器均便于维修和更换，大幅降低了生产成本。
5、本发明整体结构紧凑，适用于多种工作环境，在复杂工况下依然能够正常使用，可操作性强。
6、本发明采用的控温元件质量小、结构紧凑、功率小、效率高，具有良好的工艺性，能够保证敏感器长时间稳定工作。
7、本发明对光学镜头所采取的控温措施，可以减小温度引起的热变形，确保热变形不会导致光学参数发生改变，最终保证敏感器的测量精度。
8、本发明是多层嵌套光学镜头的X射线脉冲星导航敏感器必需的组件。随着空间X射线观测的不断进展，精密控温装置还可以应用于采用类似光学镜头和探测器件的其他类型敏感器、探测器和有效载荷，应用范围广泛。
附图说明
图1为X射线脉冲星导航敏感器的示意图
图2为本发明外轮廓示意图
图3为本发明光学镜头控温组件结构图
图4为本发明光具座控温组件结构图
图5为本发明前放控温组件结构图
其中：1光学镜头；2光具座；3前放组件；4隔热垫；5电加热器；6前辐板；7第一测温电阻；8探测器；9第二测温电阻；10隔热垫片；11隔热螺套；12钛合金螺钉；13探测器安装座；14半导体制冷器；15导热铜块；16第一隔热组件；17第二隔热组件；18导热铜带；19温度传感器；
具体实施方式
下面结合附图说明和具体实施例对本发明作进一步描述：
如图1所示，本发明的控温对象为X射线脉冲星导航敏感器，包括光学镜头1、光具座2和前放组件3；光学镜头1安装在卫星舱外，光具座2和前放组件3均安装在卫星舱内。
如图2所示，一种用于X射线脉冲星导航敏感器的精密控温装置，包括光学镜头控温组件、光具座控温组件和前放控温组件；光学镜头控温组件、光具座控温组件和前放控温组件分别用于控制光学镜头1、光具座2和前放组件3所处的温度范围以及温度梯度。
如图3所示，所述光学镜头控温组件包括隔热垫4、舱外控温回路、电加热器5、前辐板6和第一隔热组件16；隔热垫4安装在光学镜头1和光具座2之间，用于确保光学镜头1与光具座2热隔离，使得光学镜头1不受卫星舱内热环境的影响，舱外控温回路用于均匀调整光学镜头1的轴向和周向温度梯度，隔热垫4与舱外控温回路一端相连，舱外控温回路另一端与前辐板6相连，电加热器5包覆在光学镜头1的侧面，用于对光学镜头1加热，前辐板6和第一隔热组件16分别安装在光学镜头1的端面和侧面上，用于减小漏热，降低外热流对光学镜头1的影响。
如图4所示，所述光具座控温组件包括第二隔热组件17和温度传感器19；温度传感器19粘贴在光具座2的外表面上，用于测量光具座2的温度，测得的温度作为判断X射线脉冲星导航敏感器工作状态的依据，第二隔热组件17通过尼龙搭扣包覆在光具座2和温度传感器19的外表面上，用于减少漏热，降低光具座2与舱内热环境的热交换，同时确保光具座2适应-20～+45℃的舱内热环境。
如图5所示，所述前放控温组件包括探测器8、隔热垫片10、探测器安装座13、舱内控温回路、半导体制冷器14、导热铜块15和导热铜带18；其中，探测器安装座13、半导体制冷器14、导热铜块15和导热铜带18组成探测器8的散热路径，前放组件3上设有用于安装探测器8的探测器安装座13，隔热垫片10通过隔热螺套11和钛合金螺钉12固定连接在探测器安装座13底部，用于实现热隔离，舱内控温回路用于控制探测器安装座13的温度，探测器8与散热路径一端的探测器安装座13相连，散热路径另一端的导热铜带18与卫星散热面相连。
所述舱外控温回路包括电加热器5和第一测温电阻7；电加热器5安装在光学镜头1的侧面上，用于对光学镜头1的整个侧面均匀加热，补偿向深冷空间的热散失，第一隔热组件16位于电加热器5的外侧，第一测温电阻7的数量为四个，其中两个第一测温电阻7分别安装在光学镜头1侧面的前端和后端，成180°分布，用于采集温度，并反馈给舱外控温回路，实现舱外控温回路的闭环，另外两个第一测温电阻7均安装在光学镜头1的前端面上，并与前辐板6连接。
所述舱内控温回路包括第二测温电阻9和半导体制冷器14；第二测温电阻9与探测器8连接，用于确保探测器8的工作温度低于-50℃，并使热量良好的传导至卫星散热面，半导体制冷器14的冷端和热端分别与探测器安装座13和导热铜块15贴合，探测器8产生的热量传导至半导体制冷器14的冷端，导热铜块15用于良好散热，半导体制冷器14对探测器安装座13和探测器8制冷，第二测温电阻9采集探测器8的温度，反馈到舱内控温回路，实现舱内控温回路闭环。
所述光学镜头1的应用温度范围是19.5℃～20.5℃，所述光学镜头1的应用温度梯度≤0.01℃/mm。
所述电加热器5为聚酰亚胺薄膜型电加热器，电加热器5的型号为125型，包括一个主回路和两个备份回路，每个回路的功率为4～5W，用于提高电加热器5的可靠性。
所述前辐板6上涂覆有热控涂层，前辐板6采用热膨胀系数为1.5×10-6的铟钢材料，用于与光学镜头1热匹配，前辐板6的前端面镀金，前辐板6的发射系数εH范围是0.03～0.04，前辐板6的吸收发射比αs/εH≥9.0。
所述探测器安装座13、导热铜块15和导热铜带18均采用紫铜材料，探测器安装座13、导热铜块15和导热铜带18的热传导系数均为398W/(m·K)，导热铜带18共30层，每层厚度均为0.1mm，以实现良好导热。
所述隔热垫4、隔热垫片10和隔热螺套11均采用聚酰亚胺材料，隔热垫4、隔热垫片10和隔热螺套11的热传导系数均为0.34W/(m·K)，以实现良好导热。
所述第一隔热组件16包括第一反射屏和第一间隔物，第一反射屏采用聚酰亚胺薄膜，第一间隔物采用玻璃纤维网状织物。
所述第二隔热组件17包括第二反射屏和第二间隔物，第二反射屏采用真空镀铝聚酯薄膜，第二间隔物采用合成纤维。
所述探测器8的工作温度低于-50℃。
优选的，所述电加热器5的功率为4W，半导体制冷器14的功率为5W，冷端和热端的温差达到35℃，导热铜带18两端温差达到13.6℃，探测器安装座13的温度≤8.6℃，探测器8热本底噪声达到0.045ph/s。
本发明的工作原理是：
当光学镜头1的温度发生变化时，四个第一测温电阻将测得温度值反馈给PID温度控制电路，控制电路比较计算光学镜头的轴向和周向温度梯度，并与预先设定的温度梯度阈值(轴向：≤0.008℃/mm，周向：≤0.01℃/mm)比较，若超出该阈值，则电加热器启动，对光学镜头加热，直至温度梯度满足预先设定要求，电加热器停止工作；
当光具座的温度发生变化时，温度传感器测得的温度作为判断X射线脉冲星导航敏感器工作状态的依据；
当前放组件的温度发生变化时，第二测温电阻将测得的温度值反馈给PID温度控制电路，控制电路将其与预先设定值(≤10℃)，若大于该阈值，则半导体制冷器启动，对探测器安装座制冷，直至温度满肚预先设定要求，制冷器停止工作。
本发明说明书中未详细描述的内容为本领域技术人员公知技术。

Claims (10)

1.一种用于X射线脉冲星导航敏感器的精密控温装置，其特征在于：包括光学镜头控温组件、光具座控温组件和前放控温组件；
X射线脉冲星导航敏感器包括光学镜头(1)、光具座(2)和前放组件(3)；光学镜头(1)安装在卫星舱外，光具座(2)和前放组件(3)均安装在卫星舱内；
所述光学镜头控温组件包括隔热垫(4)、舱外控温回路、前辐板(6)和第一隔热组件(16)；隔热垫(4)安装在光学镜头(1)和光具座(2)之间，舱外控温回路用于控制光学镜头(1)的温度梯度，隔热垫(4)与舱外控温回路一端相连，舱外控温回路另一端与前辐板(6)相连，前辐板(6)和第一隔热组件(16)分别安装在光学镜头(1)的端面和侧面上；
所述光具座控温组件包括第二隔热组件(17)和温度传感器(19)；温度传感器(19)粘贴在光具座(2)的外表面上，第二隔热组件(17)通过尼龙搭扣包覆在光具座(2)和温度传感器(19)的外表面上；
所述前放控温组件包括探测器(8)、隔热垫片(10)、探测器安装座(13)、舱内控温回路、导热铜块(15)和导热铜带(18)；前放组件(3)上设有用于安装探测器(8)的探测器安装座(13)，隔热垫片(10)通过隔热螺套(11)和钛合金螺钉(12)固定连接在探测器安装座(13)底部，舱内控温回路用于控制探测器安装座(13)的温度，探测器(8)与舱内控温回路一端相连，舱内控温回路另一端与导热铜块(15)相连，导热铜块(15)还与用于连接卫星散热面的导热铜带(18)相连。
2.根据权利要求1所述的一种用于X射线脉冲星导航敏感器的精密控温装置，其特征在于：所述舱外控温回路包括电加热器(5)和第一测温电阻(7)；电加热器(5)安装在光学镜头(1)的侧面上，第一测温电阻(7)的数量为四个，其中两个第一测温电阻(7)分别安装在光学镜头(1)侧面的前端和后端，位于光学镜头(1)前端的第一测温电阻(7)与前辐板(6)连接，位于光学镜头(1)后端的第一测温电阻(7)与隔热垫(4)连接，另外两个第一测温电阻(7)均安装在光学镜头(1)的端面上，并与前辐板(6)连接。
3.根据权利要求1所述的一种用于X射线脉冲星导航敏感器的精密控温装置，其特征在于：所述舱内控温回路包括第二测温电阻(9)和半导体制冷器(14)；第二测温电阻(9)与探测器(8)连接，半导体制冷器(14)的冷端和热端分别与探测器安装座(13)和导热铜块(15)贴合。
4.根据权利要求1所述的一种用于X射线脉冲星导航敏感器的精密控温装置，其特征在于：所述隔热垫(4)、隔热垫片(10)和隔热螺套(11)均采用聚酰亚胺材料，隔热垫(4)、隔热垫片(10)和隔热螺套(11)的热传导系数均为0.34W/(m·K)。
5.根据权利要求1所述的一种用于X射线脉冲星导航敏感器的精密控温装置，其特征在于：所述第一隔热组件(16)包括第一反射屏和第一间隔物，第一反射屏采用聚酰亚胺薄膜，第一间隔物采用玻璃纤维网状织物。
6.根据权利要求1所述的一种用于X射线脉冲星导航敏感器的精密控温装置，其特征在于：所述第二隔热组件(17)包括第二反射屏和第二间隔物，第二反射屏采用真空镀铝聚酯薄膜，第二间隔物采用合成纤维。
7.根据权利要求2所述的一种用于X射线脉冲星导航敏感器的精密控温装置，其特征在于：所述光学镜头(1)的应用温度范围是19.5℃～20.5℃，所述光学镜头(1)的应用温度梯度≤0.01℃/mm。
8.根据权利要求2所述的一种用于X射线脉冲星导航敏感器的精密控温装置，其特征在于：所述电加热器(5)为125型聚酰亚胺薄膜型电加热器，电加热器(5)包括一个主回路和两个备份回路，每个回路的功率范围是4～5W。
9.根据权利要求2所述的一种用于X射线脉冲星导航敏感器的精密控温装置，其特征在于：所述前辐板(6)上涂覆有热控涂层，前辐板(6)采用热膨胀系数为1.5×10-6的铟钢材料，用于与光学镜头(1)热匹配，前辐板(6)的前端面镀金，前辐板(6)的发射系数εH范围是0.03～0.04，前辐板(6)的吸收发射比αs/εH≥9.0。
10.根据权利要求3所述的一种用于X射线脉冲星导航敏感器的精密控温装置，其特征在于：所述探测器安装座(13)、导热铜块(15)和导热铜带(18)均采用紫铜材料，探测器安装座(13)、导热铜块(15)和导热铜带(18)的热传导系数均为398W/(m·K)，导热铜带(18)共30层，每层厚度均为0.1mm。
CN201610963474.5A 2016-11-04 2016-11-04 一种用于x射线脉冲星导航敏感器的精密控温装置 Active CN106569521B (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201610963474.5A CN106569521B (zh) 2016-11-04 2016-11-04 一种用于x射线脉冲星导航敏感器的精密控温装置

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201610963474.5A CN106569521B (zh) 2016-11-04 2016-11-04 一种用于x射线脉冲星导航敏感器的精密控温装置

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN106569521A CN106569521A (zh) 2017-04-19
CN106569521B true CN106569521B (zh) 2018-12-21

Family

ID=58536095

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN201610963474.5A Active CN106569521B (zh) 2016-11-04 2016-11-04 一种用于x射线脉冲星导航敏感器的精密控温装置

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN106569521B (zh)

Families Citing this family (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN107856886B (zh) * 2017-11-16 2024-04-26 北京千乘探索科技有限公司 一种卫星舱外冷气推进模块的热控装置
CN108489481A (zh) * 2018-03-29 2018-09-04 北京航天控制仪器研究所 一种用于星敏感器的光敏感器件制冷降温对准结构
CN109579743A (zh) * 2018-11-26 2019-04-05 北京航天计量测试技术研究所 一种在真空热环境下应用的光电测角装置
CN109781302A (zh) * 2019-02-26 2019-05-21 北京空间飞行器总体设计部 一种用于惯性空间观测卫星的载荷温度健康管理方法
CN111219907B (zh) * 2020-02-28 2024-03-26 中国科学院上海技术物理研究所 一种用于直插式多元面阵探测器的tec散热组件
CN111959830B (zh) * 2020-08-24 2021-10-15 中国科学院微小卫星创新研究院 卫星高精度光学载荷安装平台热控系统及方法
CN114370991B (zh) * 2021-12-10 2023-05-02 中国科学院合肥物质科学研究院 用于科学级ccd探测器光电性能测试的制冷方法
CN116499250B (zh) * 2023-06-27 2023-08-29 润星泰(常州)技术有限公司 一种熔炼炉金属液温度检测装置

Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20050122603A1 (en) * 2001-12-27 2005-06-09 Yoshiyuki Takizawa Broadband telescope
CN102116627A (zh) * 2009-12-31 2011-07-06 北京控制工程研究所 一种星敏感器
CN104835548A (zh) * 2015-03-18 2015-08-12 北京控制工程研究所 一种用于软x射线聚焦的抛物面型掠入射光学镜头
CN105093484A (zh) * 2015-08-27 2015-11-25 北京控制工程研究所 一种多层嵌套圆锥面型x射线掠入射光学镜头

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20050122603A1 (en) * 2001-12-27 2005-06-09 Yoshiyuki Takizawa Broadband telescope
CN102116627A (zh) * 2009-12-31 2011-07-06 北京控制工程研究所 一种星敏感器
CN104835548A (zh) * 2015-03-18 2015-08-12 北京控制工程研究所 一种用于软x射线聚焦的抛物面型掠入射光学镜头
CN105093484A (zh) * 2015-08-27 2015-11-25 北京控制工程研究所 一种多层嵌套圆锥面型x射线掠入射光学镜头

Also Published As

Publication number Publication date
CN106569521A (zh) 2017-04-19

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN106569521B (zh) 一种用于x射线脉冲星导航敏感器的精密控温装置
US11686626B2 (en) Apparatus, systems, and methods for non-invasive thermal interrogation
CN107014494B (zh) 一种真空低温条件下应用的高精度面源黑体辐射源装置
US10948358B2 (en) Fixing element, use of a sensor integrated in the fixing element and method for detecting the heat flow inside mechanical elements
MX2013015367A (es) Sistema y metodo para calibracion y/o caracterizacion de instrumentos de medicion de temperatura por telemetria.
US20140314118A1 (en) Blackbody function
TW201710653A (zh) 熱通量感測器之製造方法及其所用之熱流產生裝置
CN110375883A (zh) 基于主动热流控制的体温计及其测温方法
CN109552671A (zh) 一种星载探测仪探测头部热控装置
CN108426645A (zh) 一种深低温气氦冷屏温度传感器安装固定装置及方法
US20160258827A1 (en) Method for determing a transition point and/or for determining wall shear stresses on surfaces around which surfaces a flow circulates, and measuring device
Peterson et al. Infrared imaging video bolometer for the large helical device
Zhao et al. Preliminary development of emissivity measurement system at low temperature based on radiometric method
Kendall Primary absolute cavity radiometer
CN207317942U (zh) 基于黑体的热层析探头温度检测校准系统
CN114408221B (zh) 卫星用星敏温控系统
JP2004511764A (ja) 温度センサを備えた冷却装置
von Hoesslin et al. Accessing quantitative heat transfer with Temperature Decline Thermography
CN206339310U (zh) 光滑表面温度分布的测量装置
CN111721424A (zh) 一种真空低温环境下红外辐射计用温度传感器安装方法
CN107687901A (zh) 基于黑体的热层析探头温度检测校准系统及检测校准方法
CN108663400A (zh) 真空玻璃热导仪
Mao et al. Numerical investigation and experimental validation of an infrared measurement approach for surface heat flux distribution using a multi-color-reference
CN114546002A (zh) 深空光学载荷主镜部件的高精度温控装置
Goncharov et al. Simulating the Operational Conditions of Radiative Coolers for Photo-Detectors of Optoelectronic Equipment in Ground Thermal Vacuum Tests

Legal Events

Date Code Title Description
PB01 Publication
PB01 Publication
SE01 Entry into force of request for substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
GR01 Patent grant
GR01 Patent grant