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微纳卫星低成本和方案快速迭代的特点,对其热控系统提出了简化、通用、快速设计等新要求。文章考察分析微纳卫星在热控系统设计方面所面临的困难和技术挑战,针对一般性椭圆地球轨道给出空间外热流随时间变化的计算方法;在此基础上,针对微纳卫星的结构和传热特点,提出整星热平衡方程对真近点角的连续积分方法和卫星温度场的多节点集总参数分析方法,并建立相应的数学模型,对微纳卫星算例进行计算分析和结果验证。结果表明,相对于传统商业软件网格划分建模的分析途径,该方法能对微纳卫星各主要部件的在轨温度变化进行快速建模和计算,可为微纳卫星热控系统的设计和优化提供便捷的初步评估手段。 相似文献
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国外对地观测微纳卫星发展趋势分析 总被引:1,自引:0,他引:1
针对微纳卫星对地观测系统发展水平较高的美国、英国、日本、阿根廷、芬兰等国的典型微纳卫星对地观测系统,从系统的发展目标、系统构成、发展历程、目前状况,以及系统(卫星)的主要性能和技术状态等方面进行了较为全面的论述。从中可看出,微纳卫星可获取亚米级分辨率的光学和合成孔径雷达图像,使微纳卫星的技术水平大幅提高;对地观测系统微纳卫星的数量从数颗、几十颗到数百颗,组网卫星的数量多,能够高频次地获取所观测目标的信息。经比较、分析与归纳,微纳卫星对地观测系统呈现出中分辨率与高分辨率协调发展,主动观测方式与被动观测方式全面发展,军民融合式发展,以及微纳卫星对地观测系统之间的竞争更加激烈等发展趋势。 相似文献
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《固体火箭技术》2021,44(2)
微型电推进技术具备体积小、质量轻、功耗低、比冲高等特点,是微纳卫星最合适的动力技术。结合微纳卫星对微型电推进系统的技术需求,综述了微型离子推力器、低功率霍尔推力器、场致发射电推力器、离子液体电喷雾推力器、真空电弧推力器、脉冲等离子体推力器等六种典型微型电推力器的工作机理、性能参数范围及研究和应用现状,分析了气体工质电离、液体工质电喷雾、固体工质烧蚀等三种电离机制的微型电推力器的技术特点。结果表明:气体电离模式技术较成熟、寿命长,缺点是系统相对复杂、低功率工作时效率大幅下降,故建议应用于微卫星动力系统;液体电喷雾模式结构简单,效率高,微纳卫星均可应用,但性能一致性和长寿命工作特性需要进一步考核验证;固体烧蚀模式结构最简单,微纳卫星均可应用,缺点是效率低。研究结果可为微纳卫星推进系统方案的优选提供参考。 相似文献
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为了满足航天相机微纳镜头轻小化的要求,文章提出了一种适用于微纳镜头实现的光学系统。首先,以无热化的思路设计光机结构:一方面提出了"一物多用"的超轻一体化结构形式,实现了各光学部组件的集成;另一方面采用了柔性Bipod结构形式减小了热不匹配对光学系统像质的影响,减轻了热控元件的质量。然后采用动态优化的方式进一步减轻镜头结构的质量。最后,采用光机热集成分析,对镜头在大温度范围内的像质进行了验证分析。结果表明,通过上述步骤得到的微纳镜头质量超轻,静、动态性能良好,可在–40℃~70℃范围内实现无热化,满足微纳设计的要求。 相似文献
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微纳卫星指采用现代技术、微电子技术、机械技术等设计制造的具有高性价比的现代微小卫星。因其具有发射成本低廉、应用灵活等特点,微纳卫星受到各国的广泛关注。微纳卫星动力系统具有良好的发展前景。本文综述了微纳卫星动力系统的发展现状,针对自中和射频离子推力器、离子液体推力器、碳纳米管阵列推力器、石墨烯材料光驱动等几种新型且有望用于微纳卫星推进的方案,简要说明其工作原理,并分析其核心技术以及性能优势。给出了发展建议:提升总冲、功耗、调节精度等参数是微纳卫星动力系统未来主要的发展方向;研发工作中需要重点关注结构工艺、离子束流中和等关键技术。 相似文献
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空间信息对抗形势日趋严峻,在提出微纳卫星概念的基础上,阐述空间信息对抗的特点和策略,指出微纳卫星在空间信息对抗体系中的优势和应用前景;概括介绍微纳卫星在空间信息对抗中的典型应用;最后梳理微纳卫星在空间信息对抗应用中的关键技术。 相似文献
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针对立方星在能量来源严重受限条件下如何提高太阳能利用率的难题,提出一种适用于立方星的集中供电式空间微电源架构(EPS),并设计基于改进粒子群优化算法的最大功率点跟踪(MPPT)控制策略来提升能量转换效率。首先,推导太阳电池阵列的数学模型,并根据太阳电池阵列的工作特性,提出电源系统最大功率点跟踪控制的物理系统实现结构。其次,设计基于改进粒子群优化(PSO)的最大功率点跟踪控制算法,并进行了数学仿真校验。最后,对所设计的电源系统架构进行了硬件实现和试验验证。地面试验结果表明,电源系统的太阳能最大转换效率可达95.5%。该电源系统成功应用于世界首颗12U立方星“翱翔之星”的飞行试验,在轨数据表明电源系统工作状态良好,为微纳卫星电源系统的设计提供了有益参考。 相似文献
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倾斜轨道星敏感器热控设计及在轨分析 总被引:2,自引:0,他引:2
倾斜轨道卫星星敏感器空间外热流复杂多变,同时兼具内功率集中、热容小等特点,这为星敏感器的热设计带来了很大的困难。文章以某临界倾角轨道卫星星敏感器热设计为背景,在详细外热流分析的基础上,提出了一种倾斜轨道星敏感器热设计方案,利用热分析软件Thermal Desktop对此热控系统进行了具体的热分析。星敏感器在轨遥测温度在-19.8-5.1℃之间,满足温度指标要求,表明星敏感器热设计合理、有效,可为今后倾斜轨道星敏感器热设计提供设计依据。在此基础上,文章利用在轨遥测数据对星敏感器热分析模型进行修正,得出入轨初期星表主要热控涂层退化约为50%的结果,这对于分析近地轨道卫星在轨温度具有一定的参考意义。 相似文献