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。     

地面雷达机电系统安全性设计研究

现代地面雷达机电一体化系统设备复杂，技术含量高，安全性风险相应增大。因此，安全性设计在地面雷达机电一体化系统的设计中占有非常重要的地位。本文主要介绍了地面雷达机电一体化系统的安全设计内容、设计原则及设计实例。     

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。     

卫星单元肼推进系统安全性设计与实现

从供配电保护、故障隔离和安全裕度设计等角度针对现有卫星单元肼推进系统在安全性设计上采用的措施进行了介绍和分析,并对其在现有卫星上的具体实现以及地面或在轨试验验证情况进行说明。通过分析总结,给出了卫星单元肼推进系统安全性设计的建议。     

发射控制系统自动化设计

借鉴某战术导弹测试系统自动化设计成果，对导弹发射控制系统进行自动化设计，可增强发射控制系统自诊断能力，提高其安全性、可靠性、可维修性，对远发射控制台的自动化设计还可大大提高该设备的可操作性。     

民机系统可靠性设计中的经济性问题

在民用飞机设计过程中，强调安全、可靠、经济和舒适四项要求，随着可靠性设计的逐步深入，对安全性和可靠性已考虑较多，而对经济性却考虑较少，为此本文对民机系统可靠性设计如何考虑经济性问题作了重点阐述。     

捷联惯性测量组合测试系统安全性与可靠性设计

本文叙述了捷联惯性测量组合测试系统安全性、可靠性设计的重要意义以及其基本组成和主要功能。从测试系统自检、电磁兼容设计、三轴转台防“飞车”设计和数据传输设计等方面，阐述了在研制过程中提高其安全性、可靠性设计采取的措施以及试验和达到了技术指标情况。     

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。     

空间系绳的安全性设计准则探讨

系绳的安全性设计是成功实施空间系绳试验非常重要的一环。文章首先介绍了空间系绳的发展状况,然后对已有的系绳材料与结构作了详细的介绍与分析,并通过对国外历次空间系绳试验的总结,给出了从安全性角度如何选择系绳的考虑因素。     

载人航天器高压供配电安全性设计

文章通过分析载人航天器高压系统的设计难点,从系统层面自顶向下地提出了载人航天器系统高压安全控制措施并得到验证,实现了载人航天器供电、配电、用电系统的安全性设计规范化和在轨运行安全,为我国后续空间站平台奠定了电源系统技术基础。     

可重复使用运载器K-1的回收系统设计概况

文章介绍了可重使用运载器K-1实现软着陆回收系统设计概况,并利用当前可重复使用运载器技术发展的观点,介绍K-1回收系统的主要组成概况。     

CZ-4A运载火箭姿态控制系统设计与飞行试验

本文介绍长征四号A(CZ-4A)运载火箭姿态控制系统,内容包括: a 姿态控制系统方案和组成; b 数字控制系统设计采用的数学方法; c 数字自动驾驶仪的设计; d 箭上计算机调零; e 姿态控制伺服系统; f 首发CZ-4A运载火箭控制系统飞行结果。在CZ-4A运载火箭姿态控制系统方案中,数字式自动驾驶仪,双向摇摆发动机伺服系统和计算机调零方案均是国内首次使用,由于这些新技术的采用,使CZ-4A控制系统具有高的精度,大的适应能力,是大型运载火箭姿态控制系统中较好的方案。     

系列化构型运载能力设计余量留取方法研究

调研了美国航天型号研制中设计余量留取的情况,结合系列化构型论证工作,对运载能力设计余量留取问题进行了初步研究,分析了关键参数对运载能力的影响,针对不同目标轨道、系列化构型的差异,探索得到了运载能力设计余量差异化留取的方法。     

典型海上热发射动力学效应及影响因素分析

考虑海上发射环境特殊性,分析了发射船承受的典型海浪以及风环境,针对陆基发射时运载火箭直接坐落在发射台上的裸箭热发射方式,分析了该支撑形式在海上动态环境下的射前稳定性,获得海上裸箭热发射方式的承受晃动极限。为解决陆基热发射支撑方式不满足三级海况发射稳定性的问题,提出运载火箭的框架式扶稳措施,通过框架内的柔性支撑保证运载火箭的射前稳定性。构建由火箭、等效甲板、导向框架、导轨、柔性支撑、发射台等组成的发射系统动力学仿真模型,开展复杂海况条件下的发射动力学分析,获得了框架式热发射方式在典型海况条件下,不同因素对火箭出框过程飞行姿态、安全间隙等影响规律,可为运载火箭框架式热发射的海上动基座发射动力学安全性评估提供技术支撑,并用于框架式热发射方式的海上动基座环境适应性的综合评价。     

空间交会最终平移轨迹安全模式设计

追踪航天器在制导机动失效后的飞行轨迹的安全性,是最终平移段标称轨迹设计的主要依据。被动安全模式设定较低的逼近速度,可避免制导机动失效后两星碰撞,但飞行时间较长;主动安全模式设置避撞机动,确保制导机动失效后飞行安全,其逼近速度大于被动安全模式,可缩短飞行时间。本文以 V-bar逼近为例,对以目标航天器质心为中心的长方体飞行禁区与球形飞行禁区,给出被动安全模式与主动安全模式及其避撞机动的设计方法。     

运载火箭遥测数据压缩算法设计

本文分析了火箭遥测数据的统计特性，提出了分块编码，固定码长输出的压方案，设计了采样分离算法。该方案采用小块数据独立编／解码，固定码长输出，具有较强的抗误码扩散能力和较好的自适应性。     

Ares I–X Flight Test Vehicle similitude to the Ares I Crew Launch Vehicle

The Ares I–X Flight Test Vehicle is the first in a series of flight test vehicles that will take the Ares I Crew Launch Vehicle design from development to operational capability. Ares I–X is scheduled for a 2009 flight date, early enough in the Ares I design and development process so that data obtained from the flight can impact the design of Ares I before its Critical Design Review. Decisions on Ares I–X scope, flight test objectives, and FTV fidelity were made prior to the Ares I systems requirements being baselined. This was necessary in order to achieve a development flight test to impact the Ares I design. Differences between the Ares I–X and the Ares I configurations are artifacts of formulating this experimental project at an early stage and the natural maturation of the Ares I design process. This paper describes the similarities and differences between the Ares I–X Flight Test Vehicle and the Ares I Crew Launch Vehicle. Areas of comparison include the outer mold line geometry, aerosciences, trajectory, structural modes, flight control architecture, separation sequence, and relevant element differences. Most of the outer mold line differences present between Ares I and Ares I–X are minor and will not have a significant effect on overall vehicle performance. The most significant impacts are related to the geometric differences in Orion Crew Exploration Vehicle at the forward end of the stack. These physical differences will cause differences in the flow physics in these areas. Even with these differences, the Ares I–X flight test is poised to meet all five primary objectives and six secondary objectives. Knowledge of what the Ares I–X flight test will provide in similitude to Ares I—as well as what the test will not provide—is important in the continued execution of the Ares I–X mission leading to its flight and the continued design and development of Ares I.     

Mission success regulations,their effect on ELV launch success and the applicability to regulating commercial human spaceflight

As the human spaceflight industry grows the agencies charged with regulating that industry meet significant challenges. An improvement in launch success would improve the safety for the crew and passengers of a commercial human spaceflight. With respect to ELV launches, NASA's regulations over civil launches are mission success oriented while commercial launches regulated by the FAA-AST, the agency that will also be charged with human spaceflight, takes a more public safety oriented stance. A comparison of the launch success between civil and commercial launches is used to inform the decision on whether or not mission success would be an appropriate regulatory stance for the FAA-AST. The results show that there is no significant difference in launch success between civil and commercial ELV launches. Because of this and because the industry is wary of over regulation, there is indication that a mission success oriented stance might not be appropriate for regulating commercial human spaceflight.     

两级运载火箭回收方案设想

文章通过对K—1运载火箭的回收方案进行分析研究,提出回收质量分别为10t和20t的两级运载火箭的回收方案设想。文章指出,根据现有的回收技术水平,对运载火箭的回收是完全可行的。     

基于数字孪生的火箭结构设计制造与验证技术研究

对数字孪生技术和运载火箭结构设计制造与验证的数字化技术现状进行介绍,在此基础上对基于数字孪生的火箭结构设计制造与验证技术开展论证,主要包括基于数字孪生的结构设计技术、基于数字孪生的结构制造仿真技术和基于数字孪生的结构试验仿真与控制技术3个方面。与现有技术相比,基于数字孪生的火箭结构设计制造与验证技术增加了面向过程的虚拟映射、模型驱动和数字管理等关键要素,加强了模型和数据对结构研制过程的预测、监测和控制作用,能够进一步提高设计效率,加快试验周期,提升结构的精细化和轻量化水平。