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萤火一号火星探测器有效载荷分系统设计 总被引:1,自引:0,他引:1
对萤火一号(YH-1)火星探测器有效载荷分系统设计进行了研究.根据YH-1科学探测任务、约束条件和特点,确定了探测器有效载荷配置为等离子体包、磁强计、掩星接收机和光学成像仪.各有效载荷采取单一工作模式,以简化控制.介绍了各有效载荷的控制和数据处理方式,以及有效载荷分系统的巡航段自检、火星空间环境探测、星星掩星实验、拍照、星地掩星实验等工作模式.对有效载荷的数据量进行了分析和设计.分析表明:YH 1火星探测器有效载荷的配置和设计能满足科学探测任务的需要,且具协调性、可操作性和资源利用充分性. 相似文献
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基于TMS320C5402的温度监测及调节系统 总被引:1,自引:0,他引:1
本文详细介绍了一种利用TI公司生产的16位定点DSP芯片TMS320C5402以及数字式温度传感器DS1820实现的温度监测及调节系统的硬件和软件实现方法.该系统以TMS320C5402为核心,配以检测电路、显示电路、报警电路、控制电路,从而实现智能温度监测及控制服务.由于系统硬件开销小,实时处理能力强,因此具有较高的应用价值. 相似文献
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本文详细介绍了一种利用TI公司生产的16位定点DSP芯片TMS320C5402以及数字式温度传感器DS1820实现的温度监测及调节系统的硬件和软件实现方法。该系统以TMS320C5402为核心,配以检测电路、显示电路、报警电路、控制电路,从而实现智能温度监测及控制服务。由于系统硬件开销小,实时处理能力强,因此具有较高的应用价值。 相似文献
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针对空间有效载荷系统工作模式的复杂性问题,在研究其动态行为和运行特征的基础上给出了一种基于改进的面向对象Petri网(IOOPN,Improved Obiect Oriented Petri Net)的系统工作模式分析方法.该方法集合了Petri网和面向对象的优点;在面向对象Petri网模型中引入了对象间的行为约束关系;并根据约束关系实现了基于最小序列组的系统工作模式分析算法.最后,将该方法应用于某资源卫星有效载荷系统中,实践结果表明该方法满足对有效载荷系统工作模式的分析、仿真和验证的要求,为有效载荷系统的总体设计和集成测试提供了重要的参考. 相似文献
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介绍了DS18B20-线式数字温度传感器的功能特性和结构特点,分析了其工作时序,结合AT89S51给出了数字式温度测量装置的系统结构、硬件接口电路和软件设计方法。 相似文献
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天基快速响应体系概念研究 总被引:1,自引:0,他引:1
为了有效增强现有空间系统应对突发事件的能力,提出了一种基于在轨发射的天基快速响应体系,分析其应用领域和作用过程,明确该体系的特点、组成要素及关键技术,包括适合的在轨发射方案和基于任务的最佳部署策略等。天基快速响应体系由航天器平台、空间运载器、有效载荷和地面基础设施组成,利用空间运载器携带有效载荷实现机动和变轨。文章提出的快速响应体系,面向未来空间在轨服务,有助于增强空间系统在自然故障、突发事件等不确定情况下的快速响应和有效部署能力。 相似文献
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9月中旬,我国第二颗月球探测卫星嫦娥二号成功从172万千米外深空,传回第一批科学探测数据。这些数据是嫦娥二号从月球飞往日地拉格朗日L2点过程中,太阳风离子探测器、太阳高能粒子探测器、Y射线谱仪等三种有效载荷开机,所获取的空间环境探测数据。根据工程总体安排,将于近日择机再次开启部分有效载荷,执行科学探测任务。 相似文献
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基于无源光网络的高速光纤总线技术研究 总被引:1,自引:0,他引:1
随着航天遥感类载荷性能的提高,其数据量大幅增加,对高速数据传输提出了更高要求.针对航天环境的高可靠性要求,提出了一种基于命令响应式协议的新型高速光纤总线结构,即把无源光网络技术与FC-AE-1553协议相结合,采用高生存性的逆向双环的冗余拓扑结构搭建了地面演示验证系统.实验表明,新的光纤总线系统通信速率可达2.5Gbps,容易隔离失效节点,所用设备简单,可靠性高,满足航天工程应用需求,具有较强的实用价值. 相似文献
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基于虚拟仪器技术的VXI总线测控系统研究与设计 总被引:1,自引:0,他引:1
通过对虚拟仪器技术和VX I总线技术的研究,提出了一种基于虚拟仪器技术的VX I总线测控系统解决方案,并结合应用阐述了采用虚拟仪器技术和VX I总线技术,大大改进了测试发射控制系统的性能,满足系统对测试精度、可靠性、快速反应能力的更高要求。 相似文献
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《中国航天(英文版)》2019,(2)
A 28 V-half-regulated power bus topology and an integrated PCDU(Power Conditioning and Distribution Unit) were adopted to meet the energy demand for the Chang'e 4 relay satellite. This paper first introduces the mission features and composition of the PSDS(Power Supply and Distribution System) for the Chang'e 4 relay satellite. Due to this satellite's unusual orbit, operational mode and project restrictions, special analysis and design was conducted on the PSDS from the perspective of weight-reduction, power management, and reliability and so on. Extreme low temperature storage of SA(Solar Array) was considered and how the antenna affects the SA was analyzed. A new kind of high-specific-energy 45 Ah(Ampere-hour) battery cell was used for the first time. To make sure that the satellite would successfully pass the long shadow zones, a 100% DOD(Depth of Discharge) experiment was carried out on the battery. Since the sunlight is almost always available and there are very few times for the battery to charge or discharge, battery care to extend its lifetime is also discussed. PCDU is a device that integrates power conditioning and power distribution in one unit. The PCDU on Chang'e 4 relay satellite can output more power with less weight because of the adoption of a 28 V-half-regulated power bus topology which was also used for the first time and used lighter material for its mechanical framework. Experiment under low temperature on PCDU was conducted as well and a hot backup equalizing charge technique which is beneficial to keep performance of the battery is illustrated. The power distribution module, which is a module of PCDU, enhances the power utilization security by utilizing a static impedance measurement and build-in-test to avoid possible short circuits. As for EED(Electrical Explosive Device) module, a protection plug was specially designed and three switches with different functions were connected in series to prevent the EED from exploding by error. In addition, the allowable minimum EED bus voltage for each EED was evaluated in case of low battery voltage caused by the possible postponement of the launching time. Complete verification experiments on the ground were conducted to confirm the correctness of the design and on-orbit test data conformed to the expected results and theoretical calculation. The power supply and distribution system has been working normally since the day the Chang'e 4 relay satellite was launched into space. 相似文献
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飞行器是在大气层内或大气层外空间飞行的器械,包括航空器、航天器、火箭和导弹。飞行器在机动过程中,飞行器结构的截面载荷是结构设计的重要依据,截面载荷测量结果的准确度直接关系到结构设计的可靠性。针对导弹在飞行过程中结构内部应力难以测量的问题,提出了利用载荷测试仪实测应变载荷与LS-DYNA软件结合仿真分析的方法,该方法通过对单个桁条组件的应力性能进行有限元仿真验证,确认每个桁条组件的测点布局,设计载荷测试仪进行高精度载荷测量,测试仪由8通道应变测量模块与6通道温度测量模块组成,系统由单片机与FPGA共同控制,通过应变信号调理电路与温度信号调理电路提升信号的线性度,采用Flash实现大量数据的存储,通过RS422转USB将数据上传至上位机。通过上述工作验证了载荷测试仪高精度采集方案,结果表明载荷测试仪采集到的应变数据与温度数据呈高线性度,对导弹的弹体结构设计有一定的参考价值。 相似文献
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为了确保紫外临边成像光谱仪的温度水平和温度梯度满足指标要求,分析了其所处空间环境并结合其光机电的特点,设计了整机的主动热控方案和被动热控方案。首先,总结了成像光谱仪热设计的基本原则,介绍了主动热控方案和被动热控方案。接着,利用最坏情况分析法分析了主动热控系统测温电路的测温精度。然后,根据主动热控方案的要求,对主动热控系统的硬件和热控策略进行了设计和实现。最后,规划了主动热控系统的验证试验,并对主动热控系统进行了试验验证。分析和实验结果表明:主动热控系统的测温精度满足≤±0.5℃的指标要求,主动热控系统能够保证紫外临边光谱仪13℃~18℃以及紫外环形成像仪8℃~18℃的温度水平要求,主动热控方案合理、可行,满足高可靠性的要求。 相似文献