基于剩余推进剂估算的卫星寿命预测方法

针对地球静止轨道卫星在轨寿命问题,提出了通过星上液体剩余推进剂计算分析卫星在轨寿命的方法,研究了工程中影响卫星在轨寿命的因素,给出了适用于工程的卫星寿命预测方法,并通过工程进行了验证.      

GEO长寿命卫星热管在轨等温性能分析

热管是GEO长寿命卫星热控设计大量使用的重要传热元件，其在轨等温传热性能是影响卫星安全可靠工作的关键因素。针对中国在轨长期稳定运行的GEO长寿命卫星热管，基于热管在轨温度遥测数据，采用数理统计方法分析热管在轨等温性能随时间的实际变化规律，分析表明：GEO长寿命卫星热管在轨等温性能稳定性良好，等温性受热管自身温度水平影响较大，年周期内呈现季节性变化，全寿命周期内随飞行时间推移呈现性能衰减下降趋势，寿命末期等温性优于1.6℃，并从热管设计、热负荷大小与分布、使用环境等方面进行等温性改进分析及应用建议。     

影响CCD相机温度分布的因素分析

从保障卫星长寿命，高可靠性的角度出发，CCD相机的温度水平和温度梯度均应严格控制，根据中国地球遥感卫星CCD相机热分析结果，对一些影响相机温度分布的因素进行了简要分析，并给出了热设计改进措施，这几个因素分别是：主动控温回路布置方式，多层隔热材料漏热，瞬态及稳态方法，卫星运行季节和材料性能变化。     

提高卫星热控系统的可靠性对策

为提高卫星（特别是长寿命卫星）热控系统的可靠性,探讨了在热控设计中涉及该系统与卫星总体关系和空间环境影响等方面应采取的对策,特别是对一些长寿命卫星常用的星体外表面涂层的性能衰退现象作了较深入的介绍;对今后关于热控系统可靠性的研究提出了建议。     

关于卫星的污染控制

随着卫星使用寿命的增长,对星上敏感元件和各种仪器的要求更为严格。除这些元件和仪器本身的性能直接影响卫星寿命外,卫星的污染是限制卫星寿命的基本因素。因此减少卫星的污染,对航天事业的发展具有非常重要的意义。国外对此也给予了特别的重视。本文简述国外控制卫星污染的一些研究概况。     

基于维纳过程退化模型的动量轮寿命预测与分析

动量轮作为卫星的关键执行部件,其可靠性与寿命直接影响到卫星在轨任务的执行.对于动量轮产品的寿命预估与分析,受限于样本少、试验周期长、代价高等因素,无法获取足够的寿命样本数据.本文结合工程经验及已有的地面寿命试验数据,采用维纳过程退化模型,对动量轮产品的可靠性进行建模,并对其寿命进行预估与分析.该模型为动量轮寿命预测提供了一种有效方法,适用于高可靠、长寿命产品的寿命预测与分析.      

1990～2001年航天器制导、导航与控制系统故障分析研究

提高航天器运行可靠性，减少故障发生，对空间技术和应用来说都是关键问题，特别对长寿命卫星和军用卫星实效性与民用卫星经济性有着非常重要的意义。     

地球同步轨道长寿命卫星热控涂层太阳吸收率性能退化研究

文章介绍了15年地球同步轨道环境对卫星表面太阳吸收率性能影响的试验模拟研究,研究结果为长寿命卫星热设计及热控涂层选择和研制提供可靠依据;介绍自行研制的空间低能综合环境试验设备、太阳吸收率原位测试系统和空间低能综合环境模拟试验方法,并对航天器常用的S781白漆、SR107ZK白漆、F46镀银和OSR二次表面镜热控材料进行空间低能综合环境模拟试验,获得了这些热控涂层在地球同步轨道15年期间太阳吸收率性能退化模拟数据,与已有的飞行试验数据进行对比研究,取得满意的结果。     

NOAA解释气象卫星短缺的原因

国家海洋大气局说它购买卫星的政策和策略是以气象卫星预定寿命为依据的,然而,预算对购买卫星的数量和备份也起很大影响。据 NOAA 说,因为预计卫星寿命比它们实际工作的时间长,所以没有考虑替换的卫星。在 GOES-5卫星发生故障后,NOAA 动用了在轨的三颗卫星中最     

纳米粒子对星用胶粘剂空间环境性能影响的试验研究

对中国卫星上大量应用的几种胶粘剂进行了地球同步轨道环境模拟试验,同时试验了添加纳米SiO2粉体后的影响。研究表明,纳米材料的加入对胶粘剂空间排气性降低、抑制电子辐照、冷热交变循环损伤等有明显作用。研究结果为中国长寿命卫星胶接结构、材料的寿命可靠性提供了相关依据,展现了纳米材料空间应用的前景。     

Kevlar BF—2及GD414材料充电性能研究

Kevlar作为最新型的航天结构材料,BF-2作为太阳电池盖片玻璃,GD414作为航天器材料粘接剂,都是空间技术必不可少的重要而基本的材料。因而它们在空间电环境条件中的表面电荷积累性质受到极大注意。该文就此三种材料在综合模拟空间环境条件下,进行了材料表面电导和环境诱发电导的实验研究,并给出了实验结果的分析。     

航天器环境工程回顾与展望

文章回顾了 2 0世纪航天器环境工程发展的三个主要方面 :在航天器研制中 ,环境工程和环境试验起着重要的作用 ,是验证工作的主要组成部分 ;环境效应、环境模拟试验方法等方面的研究则是环境工程的基础 ;而计算机和数字技术大大促进了整个环境工程和试验技术的发展。在新的世纪 ,环境工程的发展在继续努力降低环境试验的费用和时间的同时 ,提高环境试验的效果 ,使整个环境工程对保证航天器可靠性起到更重要的作用。文章提出了中国在 2 1世纪发展航天器环境工程需要努力的若干方面。     

DC／DC变换器在航天器二次电源中的应用

DC／DC变换器以其可靠性好、集成度高、体积小、效率高等特点,在航天工程二次电源系统中得到广泛应用．但是在DC／DC直流变换过程中容易引入或形成各种干扰噪声,不仅直接影响供电质量,而且影响航天器的技术性能及指标．为解决干扰问题,提高二次电源的可靠性,结合航天器实际任务,讨论分析了DC／DC变换器设计应用中的关键技术,主要包括软启动设计、滤波设计、EMC设计、可靠性设计、抗辐照设计等．综合采取上述措施后,二次电源的可靠性大大提高,浪涌电流减少至原来的1／20,输出纹波减少至原来的1／4．通过对二次电源输出电压线的传导发射测试（CE）和二次电源机箱的辐射发射测试（RE）,发现其测量值均低于标准中规定的极限值．实验结果及工程实际应用结果表叽所提出的设计方案具有良好的效果．     

面向航天型号软件的混成建模语言研究

随着我国航天事业的快速发展，软件在航天器中的作用和地位越来越突出，航天软件逐渐成为航天型号任务成败的关键之一.航天型号软件普遍具有实时性高、可靠性要求高、运行环境复杂以及航天器结构复杂、资源受限等特点，这给航天型号软件的描述、设计、分析和实现带来了巨大的挑战.嵌入式周期控制系统语言(SPARDL)仅关注了离散时间的动力系统，为了描述物理世界的连续行为，希望发展一种面向航天型号软件建模特征的混成描述语言(HSPARDL)，使其能够统一地描述其运行的物理过程与软件的控制行为，以及它们之间的协同交互机制，同时，为其提供严格的形式语义模型确保嵌入式软件设计的正确性和可靠性，最终为航天型号软件的设计和实现提供坚实的理论基础和方法支撑.     

基于解体事件的空间碎片轨道演化算法研究

针对航天器解体事件所生成的空间碎片的演化过程,进行了数学分析,确定了新生成的空间碎片的速度增量,在该增量作用下碎片轨道会发生变更,本文根据该增量得出了空间碎片在轨道变更后的轨道根数,分析了在大气阻力摄动作用下,空间碎片的数目和轨道分布的演化情况,给出了相关结果,结果表明此算法可行。     

一种面向航天器综合电子的ASIC芯片设计

航天器综合电子系统通用功能集成并芯片化是目前航天器电子系统的发展趋势. 针对中国航天器电子系统小型化、综合化的应用需求,提出一种面向航天器综合电子的ASIC芯片设计方案,分析了ASIC芯片设计中的关键技术,包括芯片系统工作模式、IP核的开发应用、可靠性和低功耗设计,1553B简易终端控制模式是芯片的技术特色和典型应用. ASIC芯片的功能设计、系统仿真验证、FPGA验证和物理设计均已完成,进入流片状态. 芯片的FPGA验证结果证明了芯片设计的有效性和可靠性. ASIC芯片旨在达到国军标548S的要求,应用场景是航天器内数据总线接口单元和遥测遥控.      

Large constellations assessment and optimization in LEO space debris environment

Recent plans for large constellations in Low-Earth Orbit have opened the debate on both their vulnerability and their influence on the already hazardous space debris environment. In fact, given that large constellations normally employ satellites of small size, there might be situations in which cm-size debris could have enough energy to cause fragmentation of a significant part of these spacecraft upon impact, while smaller debris could affect the functionalities of critical subsystems, even compromising the success of disposal operations planned at end-of-life. In this context, this paper investigates: (1) collisions with large objects that could initiate the fragmentation of a significant part of the satellite, and (2) impacts with small debris that might perforate the spacecraft hull thus causing relevant performance/functionality degradation. These two points are merged in a simple statistical tool for risk assessment, which analyses the effects of the main parameters of the constellations on its vulnerability (i.e. operational life, number of satellites, spacecraft cross section, satellites reliability). In more details, the tool relates impact probability (for both small and large debris) to the ballistic response of spacecraft structures and protections, defining the critical configurations that might compromise the expected disposal operations. This method requires a limited knowledge of the spacecraft internal layout, as it is based on a statistical analysis of impact damage instead of a complete evaluation of the vulnerability of each subsystem. In parallel, non-debris related failures are also investigated and statistic models of spacecraft reliability characteristic are proposed. Among the results, it is shown that reducing the lifetime of individual satellites in a constellation might improve the success rate of post-mission disposal, thanks to the reduction of the spacecraft exposure to the space environment with the consequential degradation of its performance. On the other hand, reducing the lifetime would seriously affect the debris environment: the increase in traffic in the most crowded altitudes would be not counterbalanced by the higher post mission disposal success rate, causing an overall increase of the total number of uncontrolled resident objects.     

空间飞行器碎片防护结构的简化设计

给出一种基于实验和理论分析的航天器碎片防护结构简化设计方法 ,该方法可用于进行大型空间飞行器碎片防护结构的方案选择和初步结构设计。利用空间碎片的工程环境模型和防护结构几何经验公式 ,采用“设计碎片”的概念 ,对防护结构进行几何结构设计和质量估算 ,并采用改进的防护性能验证算法进行空间碎片的风险评估。通过对惠式防护结构的计算 ,得到的计算结果基本符合实际要求。