太空新航线

质子号发射SES-5通信卫星7月10日,国际发射服务公司的俄制质子M/和风M型火箭在拜科努尔发射场发射了欧洲卫星公司(SES)的SES-5通信卫星。这是质子号火箭今年拟进行的10次商业发射中的第4次。卫星被送入静地转移轨道,太阳能帆板已展开。由于同由劳拉空间系统公司建造的"国际通信卫星"19于6月1日由海射公司的火箭发射后出现了帆板展开问题,SES-5入轨后的帆板展开情况有些令人担心。"国际通信卫星"19有一侧帆板曾被卡住,虽最终得以展开,但却已受损,丧失了部分供电能力。劳拉空间系统公司和海射公司还在对问题原因进行调查。     

“电信星”14R帆板展开失败原因被查明

事故独立调查委员会确认,由劳拉空间系统公司建造的“电信星”14R／“南埃斯特雷拉”2通信卫星5月21日发射后北侧太阳能帆板未能完全展开是因为用于固定帆板石墨缆线的一个小电缆夹松脱,导致北帆板几乎完全丧失功能,使卫星所有者加拿大电信卫星公司只能完全依靠南帆板来为卫星供电。南帆板已正常展开。     

印度卫星-1B的故障分析

在航天飞机第八次飞行中发射的印度卫星-1B,是美国福特宇航公司西部研制实验室为印度研制的第二颗多用途卫星。去年4月10日由“哥伦比亚号”航天飞机发射的印度卫星-1A,曾由于辐射计遮阳用的伞状太阳帆不能展开以及姿控系统出故障等原因而夭折。同样,印度卫星-1B在8月31日从“挑战者”号航天飞机上发射之后,也出现了太阳电池帆板被卡住而不能完全展开的严重故障。这颗卫星的太阳电池帆板由五块太阳电池板组成,并均装在卫星的同一侧。在它的另一侧安     

帆板驱动时的卫星姿态前馈补偿控制

研究帆板驱动影响下的卫星姿态控制问题.帆板驱动时存在转速波动,从而影响卫星姿态.在已有帆板驱动模型的基础上,分析帆板转速特性,通过对帆板转速的离线拟合和在线估计,结合卫星姿态动力学模型,设计了卫星姿态的一般前馈补偿和自适应前馈补偿控制器.数学仿真结果表明,两种前馈补偿控制均能有效克服由帆板驱动不平稳而造成的对星体干扰,实现卫星姿态高精度控制.     

加公司卫星帆板出现故障

5月25日,加拿大电信卫星公司和卫星建造方劳拉空间系统公司宣布,5月21日发射的“电信星”14R／“南埃斯特雷拉”2大型卫星的两个太阳能电池阵之一未能完全展开,若无法解决将影响电信卫星公司的南美业务增长计划。星上的南侧帆板已完全展开并开始供电,但北帆板却未能完全展开。     

挠性卫星轨控期间动力学与姿态控制

卫星轨道控制期间,轨道控制推力会激振挠性太阳帆板,从而也影响卫星的姿态。用拉格朗日方程建立了带有大型太阳帆板的卫星动力学模型,分析了卫星质心运动、姿态运动与挠性振动的耦合关系。根据姿态控制推力器的输出特性,设计了轨道控制期间卫星姿态控制方案。通过数学仿真验证了轨道控制推力对挠性帆板与卫星姿态的影响,验证了轨控期间姿态控制方案的有效性。     

英国直播卫星采用荷兰太阳电池帆板

英国航宇公司为1986年发射的英国直播电视卫星,向荷兰Fokker公司空间部订购太阳电池帆板。这个可以展开太阳电池帆     

实践-5:太空“童子军”中的“新兵”

整装待发的实践-5卫星(详情请看正文)实践-5卫星展开全部太阳能电池帆板后的英姿,它上天后就是这种状态→风云-1卫星、实践-5卫星、长征-4B火箭在一起进行无线电干扰试验。←实践-5卫星进行太阳电池帆板展开试验。(封三、封四的照片均由袁明月拍摄)实践-5:太空“童子军”中的“新兵”     

参考照片

苏联将于1993～1997年发射Regatta天文探测卫星图为苏联Regatta天文探测卫星,共研制5颗,用于国际日地科学研究。上图为Regatta-Plasma卫星,下图为Regatta-Astro卫星。卫星总重575公斤,太阳帆板(图中八边形为太阳电池帆板)重40公斤,热控系统重15公斤,蓄电池重70公斤,遥测系统重15公斤,通信系统重50公斤,伺服系统平台重70公斤,其上载荷重80公斤,科学仪器重230公斤。卫星高2.35米,直径为2.5米,太阳帆展开后,高为3米,直径可达9米。卫星将在1993-1997年发射。     

太阳帆板振动对星载CCD相机成像的影响

由Ｈａｍｉｌｔｏｎ原理建立了带有大型拓性太阳帆板的卫星的数学模型;还建立了卫星姿态运动、轨道运动、地球自转、地球曲率、高斯投影等影响下的星载线阵ＣＣＤ成像模型。利用以上模型和数字计算机仿真技术,仿真分析了太阳帆板的弹性振动和卫星姿态的相互影响对图像质量的影响。     

太阳翼联动装置预置张力设计及分析

联动装置是常用的太阳翼部件同步展开控制机构,绳索预置张力直接影响到太阳翼展开的同步性能。通过展开动力学仿真,设计了太阳翼联动装置绳索预置张力,并进行了太阳翼展开仿真分析,验证了设计结果的合理性。     

太阳电池阵地面展开仿真技术研究与试验验证

基于动压头简化公式、3D-FLUENT 全流场仿真以及附加质量方法, 针对实践七号(SJ-7) 太阳电池阵地面展开系统进行了研究, 首次实现了多体动力学与空气动力学实时耦合计算在太阳电池阵研究上的应用. 三种仿真计算方法所得结果相互得到了验证, 在计算精度方面大大优于以往做法, 同时与地面试验实测结果得到了很好的统一. 该方法目前已成功应用于其他在研型号任务.      

扇形太阳翼重复折展机构运动仿真及其功能试验

传统折叠式太阳翼体积与重量大, 采用一次性展开锁定机构易引起航天器调 姿或变轨时的颤振. 为此提出了一种新型扇形太阳翼重复折展机构. 基于 ProE/Adams联合仿真, 建立虚拟样机模型, 获取不同电机转速下扇形太阳翼转 动导板展开运动参数的变化规律, 对所研制的扇形太阳翼重复折展机构原理样 机进行展开功能试验. 对比仿真与试验结果可知, 在电机允许转速范围内调节 转速, 扇形太阳翼重复折展机构均可在规定时间内完全展开锁定, 具有重复折 展与锁解功能, 且仿真与试验数据高度吻合, 表明其符合设计要求.      

重复折展锁解式太阳翼多体系统动力学建模与分析

为研究重复折展锁解式太阳翼展开力学特性,针对其有根树链式拓扑结构特点,依据一阶模态刚度分析假设模型,由Jourdain变分原理建立太阳翼树形柔性多体系统动力学理论模型;结合太阳翼关节铰机构运动规律,采用单向递推组集建模方法构建太阳翼展开过程正逆混合动力学模型;基于重复折展锁解式太阳翼结构参数和物理性能参数进行数值仿真,研究蜂窝夹层复合式基板柔性结构对太阳翼展开力学规律的影响,得到太阳翼各基板质心运动规律及其展开过程所需施加的驱动力矩. 所得结果可较好地预测太阳翼展开过程的动态行为,为其后续工程应用提供依据.      

Considerations in the design and deployment of flexible booms for a solar sail

The majority of solar sailing missions utilise semi-rigid boom technology but this places limits on the possible size of the sail. Practical large sails may be constructed using flexible booms on a spinning satellite. The dynamics of the deployment of long flexible booms are investigated and limiting parameters discussed. Deployment strategies are proposed utilising active deployment and a means of passive deployment which requires no direct control of the deployment process. Practical insights into the design, testing and use of a flexible boom solar sail deployment mechanism is presented based on small scale experimental testing, discussing aspects such as boom winding and balanced deployment. Three novel deployment mechanism design concepts are developed; two passive mechanisms using rotational damping to retard the boom deployment and one active concept takes advantage of the forces produced by the spinning nature of the satellite to develop a compact deployment mechanism.     

绳索断裂对二维二次太阳翼展开过程影响分析

为识别二维二次太阳翼关键环节和预示其在轨展开故障模式，开展不同位置绳索断裂失效对太阳翼展开的影响程度分析。采用考虑绳索断裂的绳索联动轮力学模型，建立了适应于不同联动轮半径的联动轮受力模型，提出角度触发约束消除方法，解决了太阳翼第2次展开过程连续仿真问题，建立了太阳翼第2次展开动力学方程，分析了不同位置绳索断裂失效对太阳翼各板展开角度、展开构型和其他绳索张力的影响。分析表明，越靠近星体的绳索联动机构失效对太阳翼展开过程的影响越大，其中连接架上绳索联动机构失效可直接导致二维二次太阳翼在轨展开失败。     

太阳电池阵极月轨道在轨热分析

以极月轨道上太阳电池阵作为研究对象,详细分析了该轨道上电池阵所得各外热流的确定方法.以此为基础,对太阳电池阵进行在轨温度数值模拟,得到月球轨道上电池阵所得外热流以及温度的周期分布.计算结果与地球卫星的相应数据进行比较,明确了月球轨道上电池阵所得外热流以及温度的周期分布特点,为月球卫星上太阳电池阵以及整个卫星的设计提供了有利的数据参考.      

星上运动部件对气象卫星姿态影响的研究

以中国下一代静止轨道气象卫星为对象,分析了有效载荷扫描镜运动和太阳翼步进运动对卫星姿态的影响。结果表明,有效载荷的正常扫描运动和太阳翼的步进运动对卫星姿态的影响很小,但有效载荷的黑体校准运动对卫星姿态的影响很大,必须进行补偿控制,否则卫星有效载荷扫描镜的指向精度无法满足设计要求。     

MEO导航卫星在轨放气产生的干扰力矩研究

摘要： 针对多颗MEO导航卫星太阳翼展开后产生比较明显的干扰力矩，对卫星稳定控制产生了一定影响的现象，本文根据动力学模型、姿态、角速度和飞轮转速变化，给出了干扰力矩计算方法，并结合多颗卫星在轨遥测数据进行计算，得出放气期间产生的干扰力矩.通过使用此干扰力矩进行仿真得出，卫星模拟器结果和在轨表现基本一致.此研究有助于优化卫星飞控流程，并指导卫星放气孔设计.