卫星单元肼推进系统延寿能力分析

为适应当前卫星长寿命高可靠技术发展趋势要求,通过对制约单元肼推进系统产品设计寿命的各项薄弱环节进行梳理,主要从产品的任务完成能力、环境条件适应性以及各工作模式下的功能性能保证等方面开展延寿能力分析,同时结合在轨卫星的实际运行健康状态评估结果,得出基于当前设计和工艺水平下推进系统可达到的10年在轨寿命能力.在此基础上,给出进一步提升延寿能力的研究验证建议,主要从提高单元推力器比冲、提高推进剂剩余量测算精度、开展非金属密封件长期承压条件下的密封可靠性试验、开展压力传感器的抗辐照加固设计优化、开展全寿命期间的系统性能定量评估试验等方面开展研究和试验工作.     

卫星单元肼推进系统落压工作特性的数值仿真与试验

以风云三号(FY-3)卫星为研究对象,提出了一种卫星单元肼推进系统落压工作特性的数值仿真法。根据简化的推进系统物理模型,建立了贮箱、管路、自锁阀与过滤器,以及推力器的仿真数学模型。计算了四种不同工况下的落压工作特性。计算结果与FY-3卫星推进系统热试车试验数据的比较表明,两者相当吻合。由此验证了该数值仿真法的准确性和工程推广应用的可行性。     

卫星安全性设计的分析评价策略

卫星安全性设计往往采用故障模式与影响分析(FMEA)方法,与可靠性设计同时开展。文章分析了卫星可靠性和安全性设计的对立统一关系,以及FMEA方法在安全性设计应用时偏重功能故障分析的局限性,提出采用FMEA方法结合初步危险分析(PHA)和安全检查表分析(SCA)方法,开展卫星安全性设计综合分析评价的策略和安全性设计流程。以卫星在轨加注为例,采用安全性设计综合分析评价流程进行安全性设计研究,结果表明,文章提出的策略和流程可以帮助卫星设计师有效开展系统安全性设计,全面考虑故障模式和其他危险源引发的安全性风险,制定最优的卫星安全性设计方案。     

一种高集成小卫星测控系统的综合设计

在传统小卫星测控系统的S频段应答机、中继测控单元、遥控单元及星务管理单元的设计基础上,对小卫星测控系统进行了综合设计。设计中采用低温共烧陶瓷(LTCC)、微组装工艺、键合技术、片上系统(SOC)微型芯片等新技术,将小卫星测控系统各功能单元融合在一台高集成、多功能的小型化测控产品中,实现星上资源的统一利用和测控任务的统一调度管理。与传统的小卫星测控系统相比,体积减小70%,质量减小80%,功耗降低35%,可满足小卫星体积小、质量小、功耗低的产品需求。文章提出的设计可为后续集成测控系统的设计提供参考。     

氧化亚氮基单元复合推进剂技术研究述评

氧化亚氮基单元复合推进剂具有无毒、高比冲、使用系统简单等诸多优异性能,有望替代传统肼类推进剂用于多种航天器.本文综述了国内外在氧化亚氮基单元复合推进剂的配方体系、发动机设计、燃烧过程及安全性等方面的研究进展,结合我国液体推进剂实际现状,提出了开展氧化亚氮基单元复合推进剂的研究思路.     

卫星总体可靠性安全性设计审查

为了确保卫星及其产品不带问题出厂、不带隐患上天,进行系统、全面的卫星可靠性安全性设计专项审查,从卫星总体层面去把握卫星各系统和单机的安全性、可靠性,找出影响卫星安全性和可靠性的问题和薄弱环节,并及时采取有效措施加以改造,对于卫星研制是十分必要和有效的手段。文章基于如何立足卫星总体层面进行可靠性、安全性设计审查提出了一套具体的思路及方法。     

空间飞行器用的小推力推进系统评述

一、国外卫星飞船用的小推力推进系统发展史早期国外卫星采用的喷气推进系统是用简单可靠、技术成熟的冷气推进系统,如六十年代初期美国的“徘徊者”,“雨云”、轨道地球物理观测卫星和轨道天文观测卫星等均采用冷气推进系统。但这种推进系统比冲低,仅适用于寿命短、需要控制冲量小的卫星。与此同时国外也开始采用单元过氧化氢催化分解推进系统,1961年在水星载人飞船上已成功使用。但过氧     

单组元推进剂选择准则--肼和其它方案

单组元推进系统用于中型飞行器具有很多优点,其中包括工作系统简单、可靠性高、费用低等方面.最近着力于研究低毒性推进剂和电推进以替代肼推进系统,其中的许多方案已经充满希望.本文表明对于许多飞行器来说,肼单组元推进系统仍然是一种理想的选择,正在进行的工作包括对肼推进系统简化设计,采用燃料加注车加注以减少费用,简化操作程序.本文还将研究各种折衷方案,在这些折衷方案中,肼推进以外的其它方案更合适.     

星上推进系统自锁阀和电磁阀驱动电子线路的优化设计

提出了卫星推进系统自锁阀和电磁阀驱动线路的一种优化设计方法。通过数据计算和图形分析阐明新的驱动线路设计的合理性、高安全性和可靠性,避免了常规线路容易出现的干扰和工作稳定性问题,还研究了当驱动线路出现短路故障时星上一次电源的保护问题。该驱动线路设计的优越性和可靠性,已在卫星在轨飞行中得到验证。     

TRW公司研制出双模火箭发动机

ＴＲＷ公司研制出双模火箭发动机美国ＴＲＷ公司最近完成了世界上第一种星用双模式火箭发动机的全面飞行鉴定试验。这种称作辅助燃烧器加力推力器（ＳＣＡＴ）的发动机既可以只使用肼（单元推进剂模式），也可以同时使用肼和四氧化二氮（双元推进剂模式）。这样，卫星在进...     

单相流体回路安全性设计

结合国内外单相流体回路设计的一些经验和方法,从单相流体回路系统安全性设计的角度,重点介绍利用回热换热器进行流体回路工质防冻的原理、采用真空脱气技术在工质加注前进行工质处理的方法、利用膨胀节等部件进行系统压力控制的方法以及流体回路防静电设计方法,并给出了设计实例。对提高深空探测器、空间站等长寿命、复杂工况下流体回路系统的设计安全性和可靠性具有一定的参考价值。     

航天器总装过程风险分析和工艺安全性设计

文章分析了航天器总装过程中的危险因素以及各总装作业单元的危险程度及危害性,阐述了总装工艺安全性设计的方法和意义,建议构建安全控制要素基础数据库,进行工艺安全分析和安全技术评价,以期为航天器总装的安全性设计提供参考。     

型号设计中的安全性设计分析

通过对“长征三号”运载火箭的一些安全性设计实例帕的分析来建立安全性设计的概念，论述安全性设计在型号设计中的重要作用和地位。分析认为，安全性设计应以总体、系统设计师为主，并从设计初期抓起。     

载人飞船回收着陆分系统可靠性、 安全性设计与验证

文章主要介绍了载人飞船回收着陆分系统可靠性、安全性设计准则、设计分析方法、设计措施以及试验验证等。地面试验以及飞行试验的验证表明:回收着陆分系统的可靠性、安全性设计措施有效,试验验证充分,分系统的工作可靠,可靠性和安全性均满足其指标要求。     

基于安全系数的轴全概率法可靠性设计

本文应用可靠性理论对轴类零件的设计方法进行了研究,在考虑轴类零件静强度和疲劳强度的情况下利用全概率法对基于安全系数的设计公式进行了推导,并对设计参数的取值进行了说明。最后,通过算例对可靠性算法优于传统安全系数算法的理论进行了论证。     

基于本质安全方法的KM6真空热试验系统安全性分析

文章基于本质安全理念,结合KM6真空热试验系统工程实际,提炼出KM6安全设计层次并进行应用分析,以本质安全的视角定性地分析和评价了KM6的安全现状,可为其他同类真空热试验系统提供设计参考。     

“天宫一号”目标飞行器系统级自主安全设计

为确保载人飞行器在长期飞行中的设备安全以及短期飞行中航天员的安全,需要从系统层面进行自主安全设计,使航天器在出现地面无法快速反应的故障时能够启动安全模式进行自我保护。文章以能源安全设计为主对“天宫一号”目标飞行器系统级自主安全设计进行了论述,总结了设计经验,对后续型号的设计提出了建议。     

国外航天软件故障原因分析

介绍了包括阿里安-5火箭、＂火星气候轨道器＂、＂火星极地着陆器＂在内的几个国外航天器和运载器发生的在轨故障,并从技术和管理方面分析了这些故障中与软件相关的原因。针对技术方面,分析了国外航天软件研制过程中在软件需求分析、软件复杂度、软件重用、软件安全性设计准则、质量保证及评审、系统安全性设计、测试及仿真环境缺陷等方面存在的问题;针对管理方面,分析了责任和权力划分、沟通渠道等方面存在的问题。文章最后给出了美国国家航空航天局专家针对这些问题提出的改进建议,提出了针对我国航天软件研制过程的启示和建议,如加强团队之间的沟通,提高评审效率。     

载人航天器防火安全设计

防火安全是载人航天器总体设计所关注的重点项目之一。文章按照火灾发生三要素,结合以往密封舱防火安全设计经验,从密封舱内可燃物控制、舱内氧浓度控制、防止点火源形成、防止火灾传播、密封舱烟火监测和密封舱灭火6个方面对载人航天器防火安全设计方法进行了归纳总结。该研究可为我国后续载人航天器密封舱防火设计提供重要依据,确保载人航天器任务期间的安全可靠性。     

等离子体对空间飞行器表面充电效应探测研究

为确保空间飞行器在轨安全，有必要搭载探测器对轨道空间环境进行实时监测，获取表面充电效应数据。在对轨道空间充电环境分析的基础上，确定探测器的任务目标并完成基于电位探头和电流探头的探测器方案设计，包括探头设计和电路设计。探测器设计方案在空间环境特殊效应测量领域迈出的关键一步，为更多空间效应参数的测量奠定了坚实基础。