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为实现某高精度星敏感器在空间复杂热环境下的可靠应用,对该星敏感器的热设计进行了分析研究,并选取典型的高温工况和低温工况进行讨论。基于热网络模型对高温工况和低温工况计算及仿真分析,提出了星敏感器与卫星舱体在导热和隔热2种安装情况下的热控措施。分析结果表明:当星敏感器导热安装时,将安装面温度控制在-15~0℃,在其外表面包覆多层隔热组件,可使整机温度适宜;当星敏感器隔热安装时,在其盖板外表面喷涂热控白漆,将遮光罩与盒体隔热安装,设置用于温度补偿的电加热片,将安装面温度控制在-60~-30℃。 相似文献
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为了满足某卫星大部件二维转台在地面重力状态装配后,保证其在轨解锁前精度一致性,提出了二维转台装配工艺优化方法。首先通过模拟载荷配重试验,探索转台星上接口重力下变化规律,保证结构板组合加工偏差,优化卫星层板组合加工工艺方法;其次分析二维转台机构变形,采用卸载装星工装,并对二维转台卸载装配前后关键变形进行精测对比。二维转台通过模拟试验和卸载装配后,保证了地面重力压紧状态和卸载状态下装配精度均在设计指标内,满足卫星二维转台装配要求。通过模拟试验确定结构加工公差余量,在进行卸载装配时,对卸载前后精度精测对比,是卫星大部件载荷装配工艺的正确方法。 相似文献
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一种四通式星敏感器支架结构设计与分析 总被引:1,自引:0,他引:1
《航天返回与遥感》2021,42(2)
为了提高在轨几何定标精度,遥感卫星高精度姿态测量和控制是关键环节之一;星敏感器是最精密的姿态测量部件,提高星敏感器的在轨指向精度意义重大。星敏感器的指向误差主要是由星敏感器支架(以下简称星敏支架)受空间环境影响产生的变形所导致。文章针对某遥感卫星星敏感器指向小于2″精度需求,设计了一种四通式星敏支架,可提供3台星敏感器的安装接口,实现星敏感器一体化安装,并对星敏支架的热稳定性进行了研究。采用有限元法对星敏支架进行了刚度分析,并结合最小二乘法分析了在轨极端工况下温度变化引起星敏感器光轴的变形量。结果表明:星敏支架的带载基频为119Hz,整机振动工况下,星敏感器安装面最大响应不超过8gn,可为星敏感器提供良好的力学环境安装界面;在轨期间星敏支架最大温度波动小于0.5℃,星敏感器指向精度为1.2″,能够实现星敏感器指向精度要求,可为后续星敏支架设计提供参考。 相似文献
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基于舱段模块化设计概念,设计了一种适应于有高燃料需求的多任务轨道的高分辨率光学遥感卫星平台的推进舱。该推进舱结构由大直径承力筒、并联式贮箱安装支架、十字隔板和环形底板组成,向上为大型遥感载荷和设备舱的承力舱段,向下提供与星箭适配器的接口,舱内集中布局推进分系统设备,不仅可满足500~1200kg范围燃料承载要求,同时经地面总装和测试表明具有刚度高、质心低和扩展性强等优点。模块化的推进舱舱段设计提高了我国遥感卫星平台对不同类型轨道的适应能力,一方面扩充了我国遥感卫星平台系列的产品型谱,另一方面可与整星其它舱段并行进行总装测试,显著缩短卫星研制周期。 相似文献
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《航天返回与遥感》2015,(5)
卫星平台搭载与卫星星务计算机系统通信接口类型不一致的遥感相机时,星务计算机系统与遥感相机间无法进行通信,导致遥感相机不能正常工作。针对星务计算机系统与遥感相机计算机控制系统通信接口类型的不一致,设计并实现了遥感相机通信适配器。通过遥感相机通信适配器,完成遥感相机计算机控制系统和星务计算机系统间通信接口的转换,实现了二者之间的通信。在工程应用上,首次利用遥感相机通信适配器解决了星务计算机系统与遥感相机计算机控制系统通信接口类型不一致的问题,提供了解决二者之间通信接口类型不一致的新途径,为今后卫星平台搭载与卫星星务计算机系统通信接口类型不一致的遥感相机做了成功的实践。 相似文献
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热防护系统多层隔热结构传热分析及性能研究 总被引:11,自引:3,他引:11
由外部高温合金壳板及内部多层隔热结构组成的金属热防护系统被认为将在未来重复使用运载器上大面积采用。分析了多层隔热结构内导热与辐射的复合换热问题。采用二热流近似方法分析了纤维席内的辐射热流。分析了多孔介质纤维席内气体、固体有效导热系数。并应用有限差分法建立了多层隔热结构瞬态传热数值分析模型。反射屏层数、发射率及纤维席厚度、密度是多层隔热结构重要的设计参数。详细的分析了这些参数对多层隔热结构隔热性能的影响,总结了提高多层隔热结构隔热性能的方法。 相似文献
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燃烧室缝槽气膜冷却方案研究 总被引:1,自引:0,他引:1
针对超音速飞行器冲压发动机高马赫数、长航时的特点,结合工程计算方法和设计思想,建立了燃烧室缝槽气膜冷却过程一维计算模型,详细研究了各主要因素对气膜冷却效果的影响,并给出了某型冲压发动机高温燃烧室缝槽气膜冷却结构参考设计方案。结果表明,通过改善结构布局,合理分配缝隙冷气流量,可以有效地提高气膜冷却效果、降低壁温,适应高温燃气参数分布对隔热屏的热防护要求。 相似文献
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长征二号E运载火箭的上部通过接口支架和卫星相连(图1)。接口支架的作用是支承卫星(包括近地点发动机),实现火箭与卫星的过渡。接口支架的下端通过包带连接系统与火箭相接,在火箭完成推力任务后,通过控制系统将包带解锁,实现卫星与火箭的分离。 接口支架在结构重量上每节约1kg就等于增加1kg有效载荷,所以国内外所有运载工具所采用的接口支架都寻求先进的材料和工艺,以求降低结构重量。 相似文献
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碳/环氧复合材料两次表面镜基板成型工艺研究 总被引:1,自引:0,他引:1
介绍了碳/环氧复合材料两次表面镜基板的结构与设计要求、选材和材料特性试验,确定了工艺方案及制造工艺流程。解决了成型工艺、质量控制及平面度精度控制等主要技术难点。经试验,制件各项技术指标满足设计要求,其研究成果应用于某同步轨道气象卫星前太阳屏结构中,取得满意的结果。 相似文献
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某航天小卫星的真空热试验 总被引:3,自引:3,他引:0
文章简要介绍了某航天小卫星真空热试验中对于试验工况的确定和外热流模拟方法的选择,通过试验验证了卫星热设计的正确,同时也指出外热流加热周期应与星内设备电测周期同步,必须充分考虑加热回路的承载能力,并注意试验设备导线漏热的影响,以及防止高温下挥发物质可能对光学组件的污染。 相似文献