分舱耦合体系下的新型卫星热控平台技术

首先说明了热控体系、热控平台技术、热控分系统、热控措施之间的关系,然后描述了卫星热控设计体系的构建过程,在此基础上,简述了卫星系统发展对热控体系提出的挑战和一个理想热控设计体系所应具有的特征,同时对当前已有的热控设计体系进行了分析,并进一步提出了满足未来卫星发展需要的分舱耦合热控设计体系,针对在该体系框架内,阐述了基于分舱耦合分布式和分舱耦合集中式的可能应用情况,最后,描述了其应用涉及的关键技术。通过分析认为,分舱耦合体系下的新型热控平台技术,是满足未来卫星发展需要的趋势。     

实践四号卫星热设计及其实施

卫星轨道高度和光照角变化大、结构导热性好以及研制周期短等因素给卫星的热控带来较大的难度。通过合理选用热控涂层、吸热板、多层隔热材料、加热器—控温仪等热控措施,使仪器的温度控制在要求的范围之内、整星热分析计算、热平衡试验为热设计的修改提供了重要的依据。飞行试验的结果证实了整星热设计合理。     

航天器热设计中的系统性和鲁棒性

从航天器系统设计最优的角度,讨论了热设计应关注的几个问题:系统最优而非分系统指标最优的热设计原则,合理并充分利用航天器资源的热管理思路,解决航天器研制问题的热设计最小重构手段,适应航天器在轨意外故障的鲁棒性热设计方法。提出了现阶段航天器热设计应适当增加主动热控比例的设计原则;结合卫星应用实例,给出了充分利用电加热这种简单可靠的主动热控手段,来提高热设计鲁棒性,从而提升热设计系统性的方案和流程。     

环境减灾-1A、1B卫星热设计与飞行验证

叙述了环境减灾-1A、1B卫星的热控设计、研制过程及解决的关键问题,并对飞行验证结果进行了分析.飞行遥测结果表明,热控分系统方案合理,设计正确,星上温度环境很好地满足了电子设备和光学栽荷的要求.     

"国际空间站"载荷机柜热控设计特点分析

"国际空间站"(ISS)为开展空间载荷试验,设计了载荷机柜(ISPR)作为试验平台。文章以ISS载荷机柜热控设计为对象进行分析和研究,梳理出热控设计的特点及关键技术。针对我国正在开展的载荷机柜热控设计,提出了热控接口标准化,热控设计模块化,热控、载荷、结构设计一体化及热控设计可重构等方面的建议。     

“嫦娥一号”卫星真空热试验中的技术关键

"嫦娥一号"卫星是我国第一颗绕月探测卫星,由于其所处特殊的热环境,造成热控设计的复杂性,随之带来的是对卫星系统热控和真空热试验提出了很高的要求。该卫星在2005-2006年一年多的时间里完成了大量的整星、系统级及大部件的真空热试验,对现有的空间环境模拟试验技术是一个严峻的考验。文章分别从外热流模拟装置设计技术、热试验支架设计技术、数据测量与控制技术等方面所做的技术创新及其在"嫦娥一号"卫星系列真空热试验中的应用情况作了简要介绍。     

微小卫星热控关键技术研究

介绍了国内外微小卫星的现状与发展趋势。针对微小卫星高功率密度和低热惯性给热控设计带来的新问题,讨论了微小卫星的热控制技术,提出了新的设计理念和方法。文章认为,必需尽快研发微机电技术,如何小型化、轻量化、智能化解决散热问题是微小卫星热控制的关键所在。     

卫星表面热控涂层空间退化特性的综合环境模拟试验方法

卫星外表面在轨遇到的空间环境复杂而又严酷,会导致某些热控涂层的太阳吸收率严重退化。特别对于长寿命卫星,热控涂层的轨道退化更应引起注意。因此试验评估热控涂层退化是非常重要的,其重要性主要表现为以下两方面,一是为长寿命卫星的热设计提供可靠的热控涂层退化数据:二是为高稳定热控涂层的研制者提供试验检验手段。地面模拟卫星外表面热控涂层的空间环境效应需要进行空间综合环境模拟试验。有三方面模拟问题在该类试验中应得到充分考虑:第一是多环境的协合效应问题;第二是加速试验的互易性问题;第三是太阳吸收率的原位测量问题。这三方面的考虑都是为了提高模拟的真实性。文章介绍”卫星空间辐射综合环境模拟试验”的必要性、试验装置和测试系统、试验方法和试验结果及结论与建议。     

航天器展开机构间接式主动热控设计方法

针对目前航天器展开机构直接热控实施的功能局限性和可靠性风险的问题,提出了一种采用间接控制点控制目标点温度的设计方法,并以某卫星展开机构的热控设计为例,对关键机构部位的热控设计进行了阐述。仿真分析、地面热试验与在轨数据结果均表明:该间接热控设计方法能够满足机构产品的控温需求,展开机构的顺利展开验证了此方法的正确性和合理性,可为以后机构产品的热控设计提供借鉴。     

嫦娥一号卫星热设计及计算分析

嫦娥一号卫星整星主结构以东方红三号卫星平台为基础。由于其复杂的飞行阶段和飞行姿态、以及月球表面特殊的温度分布,卫星表面的外热流非常复杂、变化剧烈,给整星的热控设计带来很大困难,使得整星的热控方案与东方红三号卫星有很大不同。文章着重分析了卫星的特点,并且给出了主要的热控设计方案,最后给出了整星的热分析模型,并对计算结果进行了分析。分析结果表明目前的设计方案满足了卫星在各种工况下的温度指标,实现了总体提出的热控要求。     

一种通用型箭载数据采集传输设备的设计与实现

本文结合国内外运载型号的发展趋势，梳理现役火箭遥测系统的应用需求，实现了一种基于VPX（新一代高速串行总线标准）总线架构的通用型箭载数据采集传输设备设计方案，对其关键技术如结构标准化技术、总线通用化技术、模块化技术等进行了重点分析。该方案对箭上设备的系统架构状态进行统一，大幅度提升设备的性能、集成度和通用性，满足型号未来应用需求，在航天领域具有广阔的发展前景。本文最后给出了该通用型箭载数据采集传输设备相比现役产品的优势。     

嫦娥一号卫星热控设计中热管的应用及验证

为克服由于月球热环境的特殊性给热控设计带来的困难,尤其是卫星度过月食的极端状态条件,首次采用了舱外两舱热耦合热管、相变材料热管技术,为最终嫦娥一号卫星热控状态满足总体的技术要求发挥了关键作用。由于两舱热耦合技术的采用,两舱的热能量得到了相互补偿,因此减少了整星散热面,减少了热补偿功率需求,提高了月食结束时蓄电池的温度,使热控技术方案成为相对优化的方案。文章对热管技术在嫦娥一号卫星热控设计中的应用进行了总结,并给出了热分析及热平衡。     

倾斜轨道卫星组合式散热面优化设计方法

提出一种基于传统被动热控设计思路的组合式散热面优化设计方法,通过优化散热面布局和合理利用空间外热流,实现热控系统热量合理分配,优化热控系统研制流程。以某卫星的优化设计实践为例,基于该方法建立的简化模型可以快速地确定散热面的布局和比例,并减小热控系统质量,表明该设计方法合理、可行。     

时间触发型FlexRay总线星载应用研究

提出将具备时间触发特征的新一代车载总线FlexRay引入小卫星星上电子系统,分析了FlexRay总线访问机制、数据帧结构、容错特性、网络时间同步等对星载应用的适应性,并给出基于该总线的星载网络设计及应用思路,对星载网络拓扑结构、节点信息传递方式、总线通信应用协议、网络节点实现等进行了初步设计,可为该总线的星载应用提供一定的技术参考。     

真空热试验测控仪器驱动器通用化设计

航天器真空热试验中温度的测量和外热流的模拟使用到多种不同型号的测控仪器, 这些仪器驱动方式也大不相同,这给测控系统应用软件的开发带来很多不便。文章基于VISA（虚拟仪器软件结构）标准针对目前使用的各种仪器编写了通用的驱动函数,并以动态链接库的形式进行封装,可以供调用进行二次开发,有利于仪器驱动配置过程的简化和测控软件的通用化设计。     

倾斜轨道星敏感器热控设计及在轨分析

倾斜轨道卫星星敏感器空间外热流复杂多变,同时兼具内功率集中、热容小等特点,这为星敏感器的热设计带来了很大的困难。文章以某临界倾角轨道卫星星敏感器热设计为背景,在详细外热流分析的基础上,提出了一种倾斜轨道星敏感器热设计方案,利用热分析软件Thermal Desktop对此热控系统进行了具体的热分析。星敏感器在轨遥测温度在-19.8^-5.1℃之间,满足温度指标要求,表明星敏感器热设计合理、有效,可为今后倾斜轨道星敏感器热设计提供设计依据。在此基础上,文章利用在轨遥测数据对星敏感器热分析模型进行修正,得出入轨初期星表主要热控涂层退化约为50%的结果,这对于分析近地轨道卫星在轨温度具有一定的参考意义。     

基于PXI的1553B总线通讯模块设计

作为一种新型的高性能、热插拔和模块化测量仪器标准总线,PX I总线已经日益广泛应用于信息产业、工业实时控制以及国防工业中。本文介绍了一种采用PLX Technology公司的PCI总线协议接口芯片PCI9030和DDC公司的1553B协议芯片BU-61580实现基于PX I的1553B总线通讯模块的硬件设计方案,并对关键电路的设计要点、PCB板设计和软件编程进行了较详细的叙述。通过该模块设计为航天领域测控系统开发其他PX I模块和搭建PX I测控平台提供技术借鉴。     

小卫星星载CAN总线的应用层传输方法研究

数据总线是小卫星上各模块之间的主要数据传输通道,充分利用现场总线技术,选择合适的数据总线标准,改善数据总线应用的标准设计,提高可靠性,将工业、商业总线技术引入航天领域是小卫星数据总线未来的发展方向.小卫星星上控制局域网(CAN)总线网络组成包括物理层、数据链路层和应用层.文章分析了小卫星星上网络的应用层协议的基本组成,...     

A series of small scientific satellite with flexible standard bus

Japan Aerospace Exploration Agency has a plan to develop the small satellite standard bus for various scientific missions and disaster monitoring missions. The satellite bus is a class of 250–400 kg mass with three-axis control capability of 0.02 accuracy. The science missions include X-ray astronomy missions, planetary telescope missions, and magnetosphere atmosphere missions. In order to adapt the wide range of mission requirements, the satellite bus has to be provided with flexibility. The concepts of modularization, reusability, and product line are applied to the standard bus system. This paper describes the characteristics of the small satellite standard bus which will be firstly launched in 2011.