西昌卫星发射中心提升快速反应能力

2009年,西昌卫星发射中心进入新一轮高密度发射期。从每年执行2次～3次任务到年执行10次任务,从一星一箭测试发射到两星两箭、三星两箭同时在场区测试,发射工位状态恢复日寸间缩短。面对多星多箭并行测试,技术状态转换频繁,科技人员工作连轴转的实际,西昌卫星发射中心在有效运行一体化管理体系,科学实施精细化管理的基础上,深入开展快速发射数据分析、快速总结评估、快速射后恢复、快速状态转换,有力促进了高密度任务的顺利实施。     

印度成功进行“一箭七星”发射

一、本次发射活动及所用运载火箭2013年2月25日,印度空间研究组织(ISRO)宣布利用1枚"极轨卫星运载火箭"(PSLV),从位于该国南部斯里哈里科塔岛的萨迪什.达万航天中心,成功发射了7颗卫星。这是印度自1999年首次实施"一箭三星"发射以来,第12次执行"一箭多星"发射任务,也是印度自1999年进入国际商业发射市场后第12次承担     

快舟一号甲成功发射“一箭三星” 开启中国商业航天新时代

<正>2017年1月9日12时11分,由中国航天科工集团公司第四研究院研制的快舟一号甲通用型固体运载火箭,成功发射"吉林一号"灵巧视频星03星,同时搭载"行云试验一号"、"凯盾一号"两颗立方体星,实现一箭三星发射。此次任务不同于传统航天发射模式,采用商业发射合同组织形式,按市场行为运作,具有组织模式新、准备时间短等特点,标志着航     

“长征”四号C一箭三星取得圆满成功

正2021年1月29日12时47分,"长征"四号C遥三十一运载火箭在酒泉卫星发射中心点火升空,以一箭三星串联方式成功将"遥感"三十一号02组送入预定轨道,发射任务取得圆满成功。执行本次发射任务的"长征"四号C运载火箭是由中国航天科技集团有限公司所属上海航天技术研究院抓总研制的常温液体三级运载火箭,具备发射多种类型、不同轨道要求卫星的能力,可实施一箭单星或多星发射,其太阳同步圆轨道运载能力可达3t (轨道高度700km)。     

牛气冲天,牛年首发:“长征”四号C一箭三星圆满成功

正2021年2月24日10时22分,"长征"四号C遥三十二运载火箭在酒泉卫星发射中心点火升空,以一箭三星串联方式成功将"遥感"三十一号03组卫星送入预定轨道,发射任务取得圆满成功。执行本次发射任务的"长征"四号C运载火箭是由中国航天科技集团有限公司所属上海航天技术研究院抓总研制的常温液体三级运载火箭,具备发射多种类型、不同轨道要求卫星的能力,可实施一箭单星或多星发射,其太阳同步圆轨道运载能力可达3t (轨道高度700km)。     

长征四号乙／丙运载火箭多星发射技术现状与展望

介绍了长征四号乙／丙（CZ-4B／4C）运载火箭的多星发射技术。给出了整流罩Ф900mm的一箭双星、一箭三星的发射统计与串联发射构型、正在研制的更大包络的双星发射构型,以及并联发射构型。介绍了CZ-4B／4C运载火箭后续多星发射和搭载发射的构型、连接解锁装置和分离程序。     

长二丙火箭成功发射遥感三十号01组卫星

<正>9月29日12时21分,长征二号丙运载火箭托举遥感三十号01组卫星("一箭三星"),在西昌卫星发射中心顺利升空。卫星进入预定轨道,发射任务取得圆满成功!长征二号丙运载火箭由中国航天科技集团公司一院负责抓总研制。此次发射是长征系列运载火箭的第251次发射。遥感三十号01组卫星由中科院抓总研制,采用多星组网模式,主要用于开展电磁环境探测及相关技术试验。长二丙火箭是中国唯一一型在内陆三个发射场成功执行任务的金牌火箭,高可靠性在此前     

“长征”二号C运载火箭成功发射“遥感”三十号06组卫星

正2020年3月24日11时43分,我国在西昌卫星发射中心用"长征"二号C运载火箭,以"一箭三星"的方式成功将"遥感"三十号06组卫星送入预定轨道,发射任务取得圆满成功!"遥感"三十号06组卫星由中国科学院微小卫星创新研究院     

东方红三号卫星研制中的计划管理和调度协调工作

东方红三号通信卫星是国家重点科研项目,是我国新一代应用卫星的代表,近年来一直是我院科研生产的中心。我所承担东三星上有效载荷—通信系统和跟踪系统及部分地面设备的研制任务,研制工作量大、难度高、进度要求紧迫。我所职工全力拼搏,经过多年(从87年模样开始至94年初准备发射历经7年)艰辛努力,完成了东三正样Ⅰ研制任务,现已出厂待命发射。在东三研制过程中,练就了一支能打硬仗的研制队伍;培训了一批青年科技骨干;在管理方面也取等了长足进步,丰富了工程管理经验。本文仅就东三型号研制中的计划调度工作做一概括介绍。     

长二丙运载火箭成功发射遥感三十号04组卫星

正1月25日13时39分,长征二号丙运载火箭在我国西昌卫星发射中心,以"一箭三星"的方式将遥感三十号04组卫星托举升空,卫星进入预定轨道。上级部门有关领导,中国航天科技集团有限公司党组书记、董事长雷凡培,总经理、党组副书记吴燕生,党组成员、副总经理杨保华在北京和发射现场指导发射。长二丙火箭由航天科技集团有限公司一院抓总研制。此次发射标志着长二丙火箭2018年首战圆满成功,这也是长征系列运载     

星载局域网的千兆光以太网卡设计

星载局域网可以满足空间站等复杂航天器系统高速、海量传输数据的需要。采用光纤以太网作为星载局域网具有多方面的优势。为了以光信号在以太网上传输星载设备间的数据,航天器需要配置相应的光以太网卡。文章介绍了光以太网卡的硬件设计原理、器件选用、印制电路板设计及其测试方法。     

大悬臂、高刚度异型发动机隔热罩结构优化设计

基于有限元仿真优化设计手段,经拓扑优化、局部细化设计,提出了一种大悬臂、高刚度异型发动机隔热罩结构,此结构的动刚度1阶频率达到了总体指标要求。经试验验证,该结构的动刚度频率和仿真结果一致,为后续此类结构的设计提供了一种有效的思路和方法。     

1553-429总线适配器测试软件的开发

针对1553-429总线适配器的测试需求,讨论在Windows环境下软件测试适配器各项性能的实现方法。     

立方体纳卫星的发展及其启示

介绍了立方体纳卫星的发展概况;对“震动卫星”、Cute系列、“加拿大先进纳太空实验”卫星和Coral卫星平台等典型项目进行了分析,重点对立方体纳卫星的任务、姿态与轨道控制、电源系统、通信系统、星载综合电子和可靠性等方面进行了总结。结合立方体纳卫星快速发展的原因,提出了以下建议：结合在轨服务、深空探测和新技术空间飞行演示试验等应用需求,发展微电子技术、微机电系统技术的航天应用、微卫星平台技术和标准化辅载荷发射接口技术。     

复合材料格栅适配器优化设计

首先,对运载火箭复合材料截锥形格栅适配器的质量目标函数与其几何构型及尺寸间的关系进行了研究。在此基础上,给出了舱壁厚度、斜向肋与环向肋宽度、斜向肋与环向肋数量及斜向肋倾斜角度等6个基本设计变量。在斜向肋数量给定的前提下,通过探寻无环向肋适配器优化质量随斜向肋倾斜角度的变化规律,并进一步将该变化规律与斜向肋间的交叉点数相结合,总结出一种简捷、有效的格栅适配器的优化设计方法。在同现有的某型号运载火箭复合材料薄壁结构适配器的对比中发现,在相同设计要求下,复合材料格栅适配器质量降低约30%,证实了该结构的高效及实用。     

结构局部刚度变化对小卫星动特性影响

首先针对模块式小卫星动特性进行灵敏度理论分析，分析目标是寻找提高结构动特性的局部位置和参数。然后基于有限元法分析改变局部刚度对结构动特性的影响。小卫星结构动特性分析计算的主要问题是建立计算成本可控的有限元模型，本文详细讨论了小卫星有限元模型建模方法和简化途径，并通过7个算例考察改变模块底板局部刚度、改变适配器支撑刚度、模块问设置弹簧模拟阻尼器等对小卫星结构动特性的影响。灵敏度分析和计算表明，影响动特性的主要因素是模块盒底板刚度和星箭适配器的支撑刚度；增加模块局部刚度以及适配器支撑刚度可以屏蔽星体摆动和包带联结部位的某些频率，同时可以减缓部分中间模块的振幅；在部分模块间设置弹簧可以模拟阻尼器或减振器的效果。另一方面，降低适配器刚度可以增加隔振作用。因而优化模块刚度分布和支撑刚度分布是改进动力学性能的有效途径。本文分析为模块式小卫星动力学修改以及多功能结构设计和主动振动设计提供依据。     

A tether system for gravitational stabilization of satellites

The dynamics of a sufficiently complex system of gravitational stabilization is considered. The system includes a tether connection to increase restoring moment and an additional constructive element (adapter) to increase the efficiency of damping pendular oscillations of the system. A method of choosing the system’s desigh factors is suggested that ensures a minimum duration of transition processes.     

正交各向异性层合圆板的非轴对称弯曲

利用层合板的宏观应力应变关系，从三维板壳理论入手，建立了对称铺设正交各向异性层合圆板在外载荷作用下弯曲问题的微分方程。考虑一个复合材料整星隔振适配器与卫星所组成系统的横向运动等效模型，计算出特殊正交各向异性层合圆环板在集中弯矩作用下的解析解，并与有限元计算结果进行对比，证明了解的正确性。     

Atlas II and IIA analyses and environments validation

General Dynamics has now flown all four versions of the Atlas commercial launch vehicle, which cover a payload weight capability to geosynchronous transfer orbit (GTO) in the range of 5000–8000 lb. The key analyses to set design and environmental test parameters for the vehicle modifications and the ground and flight test data that validated them were prepared in paper IAF-91-170 for the first version, Atlas I.

This paper presents similar data for the next two versions, Atlas II and IIA. The Atlas II has propellant tanks lengthened by 12 ft and is boosted by MA-5A rocket engines uprated to 474,000 lb liftoff thrust. GTO payload capability is 6225 lb with the 11-ft fairing. The Atlas IIA is an Atlas II with uprated RL10A-4 engines on the lengthened Centaur II upper stage. The two 20,800 lb thrust, 449 s specific impulse engines with an optional extendible nozzle increase payload capability to GTO to 6635 lb. The paper describes design parameters and validated test results for many other improvements that have generally provided greater capability at less cost, weight and complexity and better reliability. Those described include: moving the MA-5A start system to the ground, replacing the vernier engines with a simple 50 lb thrust on-off hydrazine roll control system, addition of a POGO suppressor, replacement of Centaur jettisonable insulation panels with fixed foam, a new inertial navigation unit (INU) that combines in one package a ring-laser gyro based strapdown guidance system with two MIL-STD-1750A processors, redundant MIL-STD-1553 data bus interfaces, robust Ada-based software and a new Al-Li payload adapter. Payload environment is shown to be essentially unchanged from previous Atlas vehicles. Validation of load, stability, control and pressurization requirements for the larger vehicle is discussed.

All flights to date (five Atlas II, one Atlas IIA) have been successful in launching satellites for EUTELSAT, the U.S. Air Force and INTELSAT. Significant design parameters validated by these flights are presented. Particularly noteworthy has been the performance of the INU, which has provided average GTO insertion errors of only 10 miles apogee, 0.2 miles perigee and 0.004 degrees inclination. It is concluded that Atlas II/IIA have successfully demonstrated probably the largest number of current state-of-the-art components of any expendable launch vehicle flying today.     

大尺寸矩形工装在实际振动试验中的应用

在进行振动试验时,因产品种类及用途不同,尺寸大小也不同,试验设备台面尺寸又为固定尺寸,必然会遇到产品工装超出振动台扩展台面的情况,通过简化工装模型建立材料的挠曲方程,结合振动与材料力学的特征,从伸出长度及疲劳损伤两个角度论证了这种大尺寸矩形工装的安全使用范围,并且以常见的转接平板型夹具及锥体形夹具为例,讨论了在工装尺寸超过振动台面时,以上这两种工装的应用情况,以结论的形式确定了安全使用的范围从而为此类情况的出现,提供了有价值的工程数据。