地面长期贮存卫星电源单机工作寿命可靠性建模与预计

卫星电源分系统电子单机可靠性预计通常采用元器件计数分析法或元器件应力分析法计算电子设备长期工作期间失效率,然后进行设备的可靠性预计.针对一些装备型号要求卫星在出厂测试完毕后,要在地面贮存一段时间然后择机发射需求,在卫星设计阶段开展地面贮存对电子设备在轨工作可靠性的影响进行分析,建立电子设备地面存储后的在轨使用可靠性模型.采用元器件计数分析法对电源控制器设备地面贮存工作状态失效率和发射入轨工作状态失效率进行计算,利用电子设备地面存储后的在轨使用可靠性模型对某卫星电源单机贮存后再使用可靠度进行了估计分析.并分析得出结论地面贮存时间大于1年,则地面贮存对电源设备可靠性的影响就不能忽略.该可靠性分析模型可以综合地面存储和在轨使用对电源设备的可靠性的综合影响,有效解决了地面长期贮存电源设备可靠性的分析难题.     

低轨互联网卫星在轨单粒子翻转分析及防护措施

空间单粒子翻转（SEU）对于在轨卫星寿命和可靠性有着较大的影响,然而,针对低轨互联网卫星1000～1200 km的典型极地轨道空间SEU,目前缺少在轨试验验证结果。文章对某型号的两颗卫星在轨7个月以来的SEU事件记录数据进行处理和分析,给出互联网卫星1050～1425 km不同轨道高度上的SEU事件发生的频度、区域及概率,结合在轨运行情况提出互联网卫星在轨单粒子翻转的软硬件防护设计措施。数据表明,在当前低轨互联网卫星的典型轨道高度上,对于抗单粒子翻转阈值为0.7 MeV·cm2/mg的低阈值SRAM器件,在轨SEU事件大部分发生在SAA区域,发生概率约为7.63×10-7 bit-1·d-1。结合卫星在轨空间防护设计经验,通过加强元器件选用控制、软硬件冗余设计、关键器件限流等措施,可以有效提高低轨互联网卫星的在轨可靠性。     

商用ADSP-21060L总剂量辐照试验与分析

空间太阳望远镜(SST)设计采用多片商用数字信号处理器ADSP-21060L组成处理阵列,以完成在轨海量数据处理任务。其中商用ADSP-21060L片内资源丰富、结构复杂,其耐受总剂量辐射的能力是设计的关键指标。提出采用基于工程应用状态下的在线实时监测性能和参数的总剂量辐照试验方法;设计并完成5个样品芯片的总剂量辐照试验。试验结果表明该款芯片在总剂量大于20krad(Si)时功能失效,试验方案可行,试验数据可以作为其它星载计算机的设计参考。     

卫星载荷二次电源用MOSFET的抗辐射设计及验证

针对某卫星载荷二次电源所面临的空间总剂量辐射环境及其效应,进行了二次电源用3款MOSFET(IRF5N3415、IRF7NA2907、IRF7N1405)的抗辐射总剂量设计,通过使用钽片加固及合理的结构布局防护使该3款MOSFET的辐照设计余量(RDM)均不小于3。开展总剂量辐照试验验证,对比参数变化得出MOSFET的抗电离总剂量数据,验证了加固设计的有效性。采用经过抗辐射设计的非宇航级元器件将成为空间降成本应用的趋势之一。     

晨昏轨道卫星三结砷化镓太阳电池阵功率衰减估计

文章针对空间环境对于GaInP2/InGaAs/Ge太阳电池输出功率衰减影响，以运行轨道高度接近1000km的某晨昏轨道卫星为对象，在分析轨道半长轴与倾角摄动、光照角变化、降交点地方时漂移、日地距离波动等因素的基础上，首先讨论了电池工作温度和输出电流变化，建立太阳电池输出电流拟合模型；提出了发展拟合电流的归一化处理新方法，进行光照角、温度、地球反照归一化，重点减小太阳光源功率波动的影响；最后，利用实际在轨数据进行检验。结果表明，利用新方法得到的电流数据衰减特征明显，一致性较好；太阳电池功率衰减因子约为-1.02×10-5/d，年衰减率约为0.372%；在轨15.5年后，输出功率衰减预测约为6.6%；GaInP2/InGaAs/Ge太阳电池抗辐照性较好，适宜于近地空间长寿命应用场合。该方法可应用于在轨卫星长期测控与管理中的遥测诊断、能源估计与预测、器件健康状态评估等方面。     

3DG111F等四种双极晶体管空间总剂量效应研究

3DG111F等4种双极晶体管在航天器驱动电子设备中有着重要的应用。研究和掌握空间辐射环境对这些器件产生的总剂量效应有助于了解单机总剂量效应。文章对3DG111F等4种双极晶体管进行了总剂量辐照试验、测量及试验结果分析。研究结果可为单机总剂量效应的分析提供试验依据。     

航天数据固态记录器设计问题(下)

本文是航天工程数据固态记录器设计问题论文的第三部分。首先考察系统对于固态记录器的辐照加固要求与辐照试验方法，分析总剂量防护、单粒子翻转和单粒子闩锁的防护措施。在此基础上，分别从器件选用、容错设计和硬件与软件防护等方面，讨论固态记录器的辐照加固问题。给出固态记录器的核心部分存储阵列的可靠性计算公式。最后介绍固态记录器的３Ｄ封装工艺应用现状。     

一种敏捷卫星高集成数传控制单元设计与验证

针对敏捷卫星高速数传分系统现状与需求,设计了一种新型高速数传控制单元。该数传控制单元功能密度比高,选用高可靠、长寿命、抗辐照宇航元器件,采用标准化结构设计,热设计和抗力学设计满足空间环境要求,支持CAN总线、RS422总线、RS485总线、秒脉冲等接口功能,具备时间管理、数传任务自主执行、系统重构、自主安全模式、批指令开关机和灵活支持在轨处理与传输业务等多项功能。可满足高可靠、集成化、小型化、抗辐照、长寿命等特点,支持多类型不等长带参数指令、目标单元开关机和数传分系统I、II、III、IV类遥测采集等功能,支持十六大类模式百余项分系统工作组合,完成了数传分系统任务执行由面向功能提升到面向应用,增强了数传系统易用性、自主性和可靠性,可广泛应用于后续高分辨率敏捷遥感卫星。     

去型号化接收机地面环境模拟试验充分性验证

为考察针对去型号化接收机的地面各项环境模拟试验是否能充分有效验证在轨工作环境，利用高灵敏度接收机对噪声的敏感特性，选取通道AGC作为环境模拟试验充分性验证参数；根据多台去型号化接收机的地面试验数据，分析多批次接收机的AGC参数一致性，得到去型号化接收机通道参数差异很小的结论；在此基础上，通过对多台高灵敏度接收机在轨AGC数据与地面环境试验AGC数据的比对，明确了由环境差异导致的AGC数值差异范围，可以为后续产品的地面环境试验和在轨飞行提供参考。对多台接收机在轨飞行接收机通道底噪变小的现象进行分析，得到地面环境试验模拟的电磁环境条件比空间电磁环境更恶劣的结论。     

航天器用光缆可靠性及寿命验证技术综述

光缆通信由于容量大、重量轻、损耗低等优点,是航天器总线传输的重要发展方向,我国在部分航天器型号中已经尝试采用了光缆通信。文章在介绍航天器用光缆结构及特点的基础上,总结归纳了光缆的主要失效模式,综述了高低温、温度循环、空间辐照以及温度辐照综合环境对光缆可靠性及寿命的影响规律,还介绍了国内外光缆寿命评估的加速模型、加速试验方法,以及典型应用案例,旨在为我国航天器用光缆可靠性及寿命验证技术研究和型号应用提供参考。     

基于刚体转动四元数模型的航天器再定向方案

介绍了一种新的刚体转动的四元数模型。这些模型可以提高再定向控制的对边界条件的适应能力，在此基础上还介绍了这些模型的一些实际应用。     

Determination of parameters of attitude motion of a small communication satellite using the data of measurements of current of solar panels

A communication satellite (small spacecraft) injected into a geosynchronous orbit is considered. Flywheel engines are used to control the rotational spacecraft motion. The spacecraft after the emergency situation has passed into a state of uncontrolled rotation. In this case, no direct telemetric information about parameters of its rotational motion was accessible. As a result, the problem arose to determine the rotational satellite motion according to the available indirect information: current taken from the solar panels. Telemetric measurements of solar panel current obtained on the time interval of a few hours were simultaneously processed by the least squares method integrating the equations of rotational satellite motion. We present the results of processing 10 intervals of the measurement data allowing one to determine the real rotational spacecraft motion and to estimate the total angular momentum of flywheel engines.     

攻角变化对超音速进气道再起动特性的影响

以二维非定常可压缩流的N-S方程为控制方程,采用SST k-ω湍流模型对攻角变化引起的超音速进气道再起动过程进行了数值模拟,研究了攻角变化对超音速进气道再起动特性的影响.结果表明,当超音速进气道不起动时,可通过合理改变攻角实现进气道的再起动工作;超音速进气道的再起动攻角随攻角变化速率的增大近似呈线性增加;攻角变化速率较...     

多通道功率放大器中幅度和相位一致性影响分析

文章利用传输矩阵方法,建立了MPA分析模型,并通过引入幅度和相位随机性,结合各路放大器幅度和相位组合概率,对通道隔离度的影响进行了计算和分析。     

On solving the problems of optimization of trajectories of many-revolution orbit transfers of spacecraft

The problem of optimal control over many-revolution spacecraft orbit transfers between circular coplanar orbits of satellites is considered. The spacecraft flight is controlled by a thrust vector of a jet engine with restricted thrust (JERT). The mass expenditure is minimized at a limited time of flight. The optimal control problem is solved based on the maximum principle. The boundary value problem of the maximum principle is solved numerically using the shooting method. A modified computation scheme of the shooting method is suggested (multi-point shooting), as well as a method (correlated with the scheme) of choosing the initial approximation with the use of a solution to the optimization problem in the impulse formulation. The scheme and method allow one to construct many-revolution spacecraft orbit transfers.     

热变形对一种天线指向机构指向精度的影响分析

热变形对天线指向机构的指向精度具有重要影响,但利用传统的设计方法很难实现对指向精度的准确计算,尤其是热变形对指向精度影响的研究工作更是少见。为此建立了机构的三维实体热-结构耦合有限元分析模型,根据有限元分析结果并结合机构的运动链关系,构建了各关键运动副运动误差的计算方法;在此基础上实现了机构指向误差的计算,研究了运动副名义、最大以及最小配合间隙条件下,温度载荷对各关键运动副运动误差和指向精度的影响。研究结果表明,温度载荷对关键运动副的运动误差以及机构的指向精度具有重要影响,随着温度载荷偏离常温数值的增加,指向误差不断增大,名义配合间隙条件下的指向误差最大。     

多自由度微振动环境时域波形复现的数值仿真

为满足航天器微振动环境模拟的需要,开展了多自由度微振动时域波形复现控制方法研究。首先,介绍了基于时域波形复现的多自由度微振动环境模拟控制理论方法。其次,针对六自由度微振动激励系统,应用MATLAB软件建立了基于实测传递函数矩阵的多输入多输出微振动激励仿真系统,针对微振动时域波形复现闭环控制过程进行了算法编程,并给出了仿真的闭环控制流程图。最后,通过算例对多自由度微振动时域波形复现进行了数值仿真,以给定的白噪声为输入,模拟对实际存在的系统非线性、测量误差等影响因素的控制效果。仿真结果验证了多自由度微振动时域波形复现控制方法的可行性及有效性,所得结论可以为研究多自由度微振动时域波形复现控制系统提供参考。     

Stability of dynamic algorithms of determination of quasi-stationary satellite orbits

A method of estimating the stability of the problem of orbit determination under disturbances caused by finite accuracy of calculation and geographical siting of observation stations is proposed.     

Determination of an Estimation of Parameters of Motion of a Spacecraft on the Stage of Its Descent on the Basis of Integration of Inertial and Optoelectronic Navigation Systems

The problem of determining an estimation of current spacecraft motion parameters on the stage of its descent is solved on the basis of readings of an optoelectronic navigation system and additional information from the self-contained inertial navigation system at the most general assumptions on the nature of motion of the object and the statistical properties of the noise of the measuring devices.     

状态方程对煤油液滴高压蒸发计算的影响

分别基于RK、SRK和PR等不同真实流体状态方程(EoS)建立了包含亚临界和超临界两种不同机制的瞬态液滴高压蒸发模型。针对我国新一代高压补燃液氧/煤油发动机，对煤油液滴在高压N 2 环境下的蒸发过程进行数值研究，重点分析了不同状态方程对N 2 -C 12 H 26 二元系统高压气液相平衡，及进一步对煤油液滴高压蒸发计算的影响。结果表明：对液滴蒸发速率影响最大的参数是液滴表面蒸气质量分数，而对该参数影响最大的则是所选取的状态方程。基于SRK和PR EoSs的高压气液相平衡及液滴高压蒸发计算结果均与试验数据符合较好，可正确描述液滴高压蒸发特性；而基于RK EoS的相平衡计算结果显著高估液滴表面蒸气质量分数和环境气体溶解度，并低估临界混合温度和偏摩尔相变热，进而在亚临界蒸发状态下高估蒸发速率，在超临界蒸发状态下低估蒸发速率。另外，基于RK EoS的计算中液滴发生跨临界转变所需的环境温度显著低于基于SRK和PR EoSs的。