SPORT卫星构型方案设计

根据SPORT卫星有效载荷探测的需求, 结合卫星总体设计及构型布局设计原则, 在运载对卫星构型布局约束条件下, 针对天线单元的两种探测形式, 给出了两种卫星构型设计方案. 其目的在于为有效载荷在星上的布局提供可视化平台, 确定有效载荷在星上的位置和方向, 避免有效载荷间的位置干涉和相互遮挡, 观察有效载荷的工作空间, 初步确定科学目标实现的方式, 为卫星平台的结构方案设计提供依据. 经探测任务初级系统的可行性论证, 两种方案均可满足SPORT卫星有效载荷探测的需求.      

GEO卫星氢镍蓄电池在轨温度波动机理分析

在某地球静止轨道通信卫星平台布局的基础上,通过合理地简化和假设建立了南蓄电池舱作为热分析计算模型,对影响蓄电池在轨温度波动的机理进行分析。分析结果表明：在冬至,西板、对地+Y板和背地+Y板受照外热流的日变化会引起其内表面温度大幅度波动,通过舱内热辐射又会引起服务舱南板等结构板内表面温度波动,而服务舱南板通过导热将引起安装其上的蓄电池温度波动,这是导致蓄电池温度波动的根本原因。     

东三B平台全配完成首秀

<正>中星16号卫星使用的是东方红三号B平台,该平台是中国研制的最新一代中等容量通信卫星平台,采用了综合电子、电推进、高效热控、锂离子蓄电池、FDIR等先进技术,平台技术可推广至其他卫星平台。电推进比冲是常规化学推进剂的10倍以上,可使卫星携带更少的推进剂,为有效载荷提供更大空间。完全国产化的东三B平台于2009年立项,中星16号卫星是东三B平台的全配置首发星。电推进的高比冲,使卫星发射质     

一种实现光学隐身的卫星构型设计

目前对地球同步轨道(GEO)空间目标的探测和识别,主要依赖光学监视系统接收其反射的太阳光线.鉴于可见光反射原理,和空间目标可见光反射特性计算模型,提出光学隐身卫星设计策略,分别对卫星平台构型、太阳能帆板、半球形遮光罩进行设计,对整星外形进行仿真分析,最后提出分布式卫星的构想.结果表明,该卫星构型光学横截面积峰值达到0.082 m~2,该构型设计具有较高的隐蔽性,不易被光学监视系统探测识别.     

一类卫星推力器布局的多目标优化设计方法

针对一类卫星平台的推力器布局进行优化方法建模,给出推力器布局设计原则和优化指标,将推力器布局问题转化为一个多约束多目标寻优问题．最后对IntelSat—VII／VIIA推力器布局进行优化设计,优化结果达到了预期效果,验证了本文方法和指标的有效性．     

飞翼布局飞机控制/气动/隐身多学科优化设计

飞翼布局是先进飞机广泛应用的布局形式.飞翼布局飞机总体设计阶段不仅要考虑其隐身和气动要求,还必须高度重视控制系统的影响.以飞翼布局飞机为对象,研究控制、气动与隐身多学科优化的策略和方法.建立了适合在各学科的子空间进行多目标优化的流程,基于学科分析分配各个子空间的设计变量,并通过变量综合形成系统级的设计变量.在优化过程中,综合采用了改进的遗传算法和近似模型构造方法.针对飞翼布局飞机的特点,采用基于控制分配的控制系统结构,以时域指标作为控制学科的优化目标和约束条件.优化结果验证了所用方法的有效性,为将控制学科纳入飞翼布局飞机多学科优化提供了可行的途径.     

新型卫星结构设计技术

针对卫星总体对结构提出的轻量化、微变形、高精度等技术要求,文章提出了研制过程中的关键技术,分别从卫星结构构型的比较与优化策略、柱锥一体化的蜂窝夹层结构承力筒设计、面向空间环境热变形控制的结构材料优化、星敏感器的高精度保证技术等四个方面展开阐述。最后,文章总结了卫星结构设计特点,给出了卫星结构研制的结果。     

空间光学遥感器真空热试验工装模块化设计

针对空间光学遥感器在空间环境地面模拟试验中舱板温度分布不均的问题,运用模块化思想对某型号空间光学遥感器工装的舱板结构开展了优化设计。将舱板按照温度分布进行分块,提出模块化拼装和模块化热控2种设计方案,模块化拼装是对舱板及其表面加热片进行独立分块划分,模块化热控则是将舱板视为整体,仅对其表面的加热片进行分块设计。结果表明:模块化热控的舱板平均温度偏差为0.205 K,低于未模块化设计的0.87 K和模块化拼装的0.30 K,提高了舱板的温度均匀性。同时,模块化拼装改善了舱板温度分布,使得符合热控要求的测点比例由34.8%提高到96.7%,但独立划分的模块之间仍存在一定温差;模块化热控则消除了模块间的温差,将符合热控要求的测点比例进一步提高到100%,完全满足热控要求。      

曲线片型加筋壁板的稳定性优化设计

加筋板作为一种典型结构被广泛应用于航空航天领域,为进一步拓展直筋加筋板的设计空间,提出了一套基于ModelCenter设计优化环境、Catia和Abaqus的曲线片型加筋板优化设计框架.一方面,筋条曲线采用参数数目可变的等距剖分三次B样条插值函数,为曲筋加筋板提供了足够大的优化空间.另一方面,采用筋条加载端相聚和筋条垂直于板边2种方式来解决曲线片型加筋板的筋条加载问题,从而产生了一些新的曲筋加筋板布局形式.优化结果表明,对于单向载荷主导的加筋板,曲筋加筋板相对于直筋加筋板稳定性改善不大.但对于复杂组合载荷,曲筋加筋板获得了比直筋加筋板更好的稳定性.      

高轨道长寿命锂离子蓄电池在轨管理策略研究

锂离子蓄电池相对于氢镍蓄电池,有更高的单体电压、更高的能量质量比、热效应小、自放电小、无记忆性、模块化的优点;同时,锂离子蓄电池严禁过充放电,对电池一致性要求高;锂离子蓄电池应用于高轨道长寿命卫星上,还需满足高轨道长寿命卫星的轨道环境和寿命要求,电池的充放电管理也更为复杂。     

基于多特征融合的航天器锂电池健康评估技术

传统的航天器蓄电池可靠性试验按照最大放电深度进行定额充放电，所构建的失效模型用于支撑航天器总体可靠性设计，不能用于在轨锂离子蓄电池健康评估任务；航天器在蓄电池遥测的采样率、精度、样本量方面无法与民用领域相比，基于高采样、大样本的民用蓄电池健康估计方法也不适用于在轨锂离子蓄电池健康评估。针对该问题，从在轨航天器蓄电池数据特性出发，挖掘在轨状态下所能提取的退化特征，并采用多特征综合评价方法，设计了一种基于多特征融合的在轨锂离子蓄电池健康评估方法，实现了在轨蓄电池放电内阻、同放电深度下的终端电压、恒压充电时间3项退化特征融合的健康量化评估，应用于某型号卫星的在轨监测与健康评估，具有良好的工程实用性，可作为国内航天器健康评估技术的参考。     

面向联结翼总体设计的气动弹性优化

由于前翼和后翼的连接关系，联结翼飞行器气动和结构特性与常规布局飞行器有所不同，相互连接的机翼形成一个复杂的过约束系统，布局参数繁多，多学科设计空间增加，分析困难。为分析不同布局参数对联结翼整体性能的影响，基于工程梁理论，对不同前后翼连接位置、前/后掠角、上/下反角、端板高度、根梢比等参数的联结翼开展气动弹性优化研究，以最小结构质量为目标，在静气动弹性与颤振等条件约束下，通过遗传算法对联结翼梁架结构翼盒剖面参数展开设计，并采用高精度计算流体力学/计算固体力学（CFD/CSD）耦合方法分析优化后的模型升阻特性。通过气动弹性优化，分别得到最佳结构性能和最佳气动性能的联结翼布局参数，结果表明：这种针对联结翼每个重要参数的最优解集可发现联结翼设计的规律，并为设计提供支撑。     

基于联合供电的GEO卫星电推进工作策略

针对电推进系统高功率需求,以整星能源的高效利用为目标,以电推力器的复杂工程参数和整星能源为约束,提出基于太阳电池阵和蓄电池组联合供电的静止轨道卫星电推进在轨工作策略,定量分析不同电推进类型、太阳翼构型、电源系统配置等对工作策略的影响,得到复杂工程约束条件下的南北位保、东西位保和角动量卸载控制周期的优选方法.仿真算例表明,在留有工程设计余量的情况下,根据该方法优选得到的电推进工作策略可以满足电推进系统的使用要求和整星能源平衡要求,与采用增大太阳帆板面积的方法相比,可避免卫星平台承重能力降低（约60 kg）,并提高整星能源利用率.     

空间客车-4000卫星平台及应用

空间客车-4000(Spacebus-4000)卫星平台是法国泰雷兹-阿莱尼亚公司面向新一代的高功率、大容量地球静止轨道通信卫星市场推出的卫星平台系列。该卫星平台采用中心承力筒设计,为了提高卫星平台的灵活性,采用模块化设计。采用该卫星平台的卫星发射质量为3000～5900kg,具有良好的继承性和批生产性,能承载大质量的有效载荷以及携带各个频段(Ku、C、Ka、X、S、L频段)的转发器,整星功率可达15.8kW,有效载荷功率可达11.6kW,卫星平台可靠性较高,适合于多种运载火箭。     

锂离子动力电池系统多尺度热安全研究

锂离子动力电池系统作为电动汽车最重要的核心部件，其动力性能和安全可靠性的提升是中国电动汽车进一步规模化发展的重大需求。锂离子动力电池的热安全问题贯穿于电池系统的整个生命周期，且在单体-模组-系统不同空间尺度下的表现形式不同。针对锂离子动力电池系统多空间尺度热安全问题，分别从单体电池生热、模组温度均一性、电池系统安全可靠性3个方面归纳总结了目前动力电池热安全设计的最新进展，并对一些重要研究成果进行了着重介绍，总结了锂离子动力电池系统热安全设计亟待解决的关键问题，提出了可行的解决方案，对今后的研究方向进行了展望，旨在为电池系统动力性能和安全可靠性提升提供有益的借鉴和参考。     

MEO导航卫星热控系统设计及验证

为解决MEO导航卫星整星热控设计以及有特殊温控指标要求设备的温度控制问题,结合卫星构型、轨道姿态、工作模式等特点,采用被动散热、扩热及局部隔热的热控措施,辅以开关或高精度比例控温算法分级主动热控设计原则.针对载荷大功率设备和相控阵天线,采用热管网络结合扩展散热区的热控措施;针对有温度敏感指标要求的蓄电池组、原子钟等采用...     

保形油箱的隐身与气动设计

在预测保形油箱对飞机隐身性能和气动性能影响的基础上,通过一个典型设计范例研究了保形油箱的隐身与气动设计方法,并与传统副油箱的效果进行了对比.比较结果表明,同样条件下,保形油箱对飞机性能造成的不利影响要比普通副油箱小得多;如果设计适当,保形油箱甚至完全可以改善飞机的隐身和气动性能.在设计过程中,对飞机上可能安装保形油箱的位置及优劣进行了分析,这些经验可以推广到一般保形外挂和其它型号飞机上.总结了保形油箱隐身与气动设计的规律,并在保形油箱设计的基础上,结合其它外挂物的特点,给出了一般保形外挂的隐身与气动设计的特点和设计原则.      

基于准则的大展弦比飞翼气动设计

从设计实际出发,为切实提高气动性能,开展了大展弦比飞翼无人机(UAV)的气动设计及分析研究.在设计分析过程中,依据飞翼无人机的特征,提出了气动设计准则;基于设计准则,采用更新设计的策略,结合变可信度数值模拟、代理模型优化方法构建了优化设计框架;针对飞翼无人机开展了参数化表达、无限插值网格自动生成以及多轮更新优化,得到了优化推荐构型;应用γ-Re_θt转捩模型方法对优化构型的气动性能进行了细致地验证分析.研究结果表明:通过气动设计,飞翼无人机设计构型很好地契合了设计准则,其巡航升阻比相比最初的原始构型提高了14%,γ-Re_θt转捩模型能较细致地分析大展弦比飞翼的流动特征.      

中国返回式卫星与空间科学实验

中国返回式卫星发展至今已有30 多年, 共发射了23 颗返回式卫星. 在多次返回式卫星任务中成功进行了大量的空间科学和技术实验. 本文首先概要介绍了中国返回式卫星的发展情况、技术特点、在返回式卫星上进行的空间科学实验情况; 其次, 介绍了卫星平台对有效载荷可提供的环境条件、服务支持以及载荷设备研制与卫星技术流程之间的匹配关系和接口要求; 最后, 对卫星平台的技术发展趋势与应用前景进行了展望.      

天基激光测距载荷单反射镜组件柔性设计与力热稳定性分析

针对激光通信与测距一体化星间链路载荷轻小型单反射镜组件进行结构设计与力热稳定性研究，开展单反镜柔性支撑机构优化设计，根据运载力学环境与在轨力热环境工况，对反射镜组件进行光机集成分析，验证光机结构的在轨力热稳定性.分析结果表明，双层圆弧形槽口柔性支撑结构在温度拉偏后反射镜的面型精度均方根（RMS）可达λ/72，基频模态为417.93Hz，满足指标要求.进一步对反射镜组件进行动力学分析，随机振动分析结果表明，反射镜加速度响应均方根为11a_rms，满足3σ准则.通过0.2g正弦扫频试验验证了有限元模态分析相对误差为2.23%，实验结果表明，反射镜组件柔性支撑设计合理，力热稳定性分析结果基本准确可靠，满足工况要求.