基于在轨温度测量数据的整星结构尺寸稳定性分析

针对高精度测绘卫星结构尺寸稳定性这一关键性问题,基于在轨温度测量数据,利用热分析模型和在轨温度变化规律,提出了卫星结构在轨温度场的反演方法.基于卫星结构在轨温度场反演数据,提出了针对载荷安装面法向夹角的拟合计算方法和夹角稳定性短期、长期指标的预示方法.根据该方法,给出了高分七号卫星在轨初期1个月内的结构稳定短期指标和长...     

有限元法在空间飞行器天线反射器热分析中的应用

有限元方法是求解对热稳定性要求较高的空间飞行器部件温度场的一种行之有效的方法。文章给出了空间飞行器天线反射器热分析的有限元求解方法,应用有限元法计算了某卫星抛物面天线反射器的在轨稳态和瞬态温度场,为进一步的在轨热变形计算以及热控方案的选择提供了必要的温度数据。     

基于卫星在轨温度预示热控涂层性能退化的方法

介绍了一种利用卫星在轨温度数据预示热控涂层在轨性能退化情况的方法,建立并推导了适用于研究热控涂层随整数年变化规律的数学模型,该模型利用卫星设备的温度曲线通过反演计算得到设备表面热控涂层的退化数据。为检验本文数学模型的计算效果,构造了一组数值试验,结果表明本文数学模型的计算数据与真实值非常接近,说明本文建立的数学模型能够很好地根据卫星在轨温度计算出热控涂层在轨退化数据。     

采用信标的大型可展开天线指向控制方法

为提高大型可展开天线的指向控制精度,并适应喷气卸载等在轨工况,基于Craig-Bampton法建立了表征柔性天线指向的动力学模型,在此基础上提出了一种采用信标的大天线指向控制方法.该方法先基于卡尔曼滤波,对大天线的振动状态进行检测,若天线未出现明显振动,则通过信标敏感器修正天线指向偏差,同时引入星本体姿态敏感器以保证稳定性;若天线振动超过阈值,则仅引入星本体敏感器以衰减振动,直至天线未出现明显振动.最后利用瑟拉亚(Thuraya)卫星的在轨实测热变形数据进行了仿真验证.结果表明,在未受到喷气扰动时,大天线指向精度优于±0.02°,在受到喷气扰动后,系统可正确检测并切换跟踪输入.这说明,该指向控制方法在保证稳定性的同时,可以有效修正大天线指向偏差,并能适应在轨位保、卸载喷气工况.     

空间可展开天线铰链热变形分析与试验验证

在轨热变形是影响空间可展开天线精度的关键因素之一,因此,空间可展开天线结构的在轨热变形分析具有十分重要的意义。随着空间探测任务要求的不断提高,铰链热变形对空间可展开天线指向精度的影响已经不可忽略。以某空间可展开天线的根部铰链和臂间铰链为研究对象,建立其有限元模型,计算铰链主弯方向和侧弯方向在温度每变化10℃时相对角度的变化。基于高低温箱和电子经纬仪构建铰链精度测试系统,开展铰链热变形试验。试验结果表明：根部铰链和臂间铰链在主弯方向和侧弯方向呈现纯结构热变形特性,仿真结果与试验分析结果基本一致,验证有限元模型和试验分析方法的正确性。根据铰链主弯和侧弯方向角度相对变化,评估热变形对铰链变形的影响。该建模和试验分析方法可为同类型空间可展开天线设计、分析和优化及类似可展开机构精度影响因素的分析提供参考。     

二氧化碳探测仪瞬态热分析模型修正

为实现碳卫星载荷在轨温度的准确预测,对其试验状态瞬态热分析模型的修正进行研究。先比较热分析计算结果与热平衡试验结果,求出两者对应温度监控点的温差;再利用蒙特卡洛法对二氧化碳探测仪热分析模型参数进行灵敏性分类,将模型参数分为整体灵敏、局部灵敏与不灵敏参数。然后根据热平衡试验数据,用拉丁超立方和单纯形法的混合法对模型各个参数进行分层修正,得到满足目标函数各个灵敏性参数的最优值。最后将参数最优值代入热分析模型计算验证该修正方法正确性,并进行残差分析。结果显示修正后各温度监控点热分析计算与热试验温差δ_a小于±0.5℃,残差修正率θ高于80%,修正后多数温差比修正前减少了一个数量级。结果表明修正取得的效果明显,修正方法合理可行。     

二氧化碳探测仪瞬态热分析模型修正

为实现碳卫星载荷在轨温度的准确预测,对其试验状态瞬态热分析模型的修正进行研究。先比较热分析计算结果与热平衡试验结果,求出两者对应温度监控点的温差;再利用蒙特卡洛法对二氧化碳探测仪热分析模型参数进行灵敏性分类,将模型参数分为整体灵敏、局部灵敏与不灵敏参数。然后根据热平衡试验数据,用拉丁超立方和单纯形法的混合法对模型各个参数进行分层修正,得到满足目标函数各个灵敏性参数的最优值。最后将参数最优值代入热分析模型计算验证该修正方法正确性,并进行残差分析。结果显示修正后各温度监控点热分析计算与热试验温差δa小于±0.5℃,残差修正率θ高于80%,修正后多数温差比修正前减少了一个数量级。结果表明修正取得的效果明显,修正方法合理可行。     

导航卫星原子钟舱温度控制方法及其验证

原子钟是导航卫星的重要组成部分,可为卫星系统提供高准确及高稳定度的时间频率源.原子钟工作性能与环境温度变化密切相关,为保证其在轨连续、稳定运行,热控系统需为其提供良好的工作温度环境.本文以某导航卫星原子钟舱温度控制为研究内容,给出原子钟舱热控设计方案、控制算法,并进行仿真分析和试验验证.在轨遥测数据表明,卫星原子钟舱热控方案和控制算法设计合理,仿真分析及试验结果有效,各原子钟在轨工作温度满足要求,原子钟温度稳定度满足并优于设计指标近一个数量级.     

微纳卫星热状态仿真及分析

卫星热控系统通过调节星上热量收集、转移、排放的过程，从而达到控制星体温度水平和温度稳定性的目的，对卫星进行在轨热状态分析和依据分析结果进行热控措施调节与评估至关重要。针对低轨微纳卫星热状态分析的关键问题，给出了卫星在轨时刻所受空间外热流的计算方法，在此基础上，综合考虑温度影响因素和传热特点，建立了卫星外壳、辐射器、内环境和内外部单机的瞬时温度计算模型。以一低轨微纳卫星为例进行仿真计算，对结果进行了分析与讨论，为进一步深入研究卫星的热控设计提供了快速、简便的分析方法。     

高分七号卫星结构尺寸稳定性设计与验证

尺寸稳定性是高分七号卫星(GF-7)结构设计的重要使命。针对GF 7结构尺寸稳定性设计需求,开展了影响因素分析,并针对分解指标给出了适用于航天器结构的尺寸稳定性设计和验证流程。首先,在整星结构构型设计的基础上,通过灵敏度分析确定了结构选材方案。随后,针对尺寸稳定性关键件一体化支架,提出了热控设计和结构设计方案。最终,通过舱段级热稳定性试验获得了结构平均热膨胀系数等结构稳定性关键参数,利用经试验结果修正后的有限元模型开展了卫星在轨热变形分析并验证了指标的可实现性。结果表明,GF-7结构设计满足载荷安装面指向变化亚角秒级的尺寸稳定性指标要求。     

三颗新一代北斗导航卫星完成在轨试验

正近期,中国空间技术研究院完成第18、19、20颗北斗导航卫星的卫星系统在轨试验工作,标志着这三颗新一代北斗导航卫星正式开启"并肩作战"模式,为下一步全球组网星座开展技术试验和工程建设奠定良好基础。据悉,三颗卫星在顺利完成在轨测试,转入在轨试验阶段后,又完成了卫星平台、卫星载荷、     

利用BP神经网络对卫星无热敏设备温度的估测

卫星上测温资源有限,只有部分设备有测温点,难以准确获得其他无测温点设备的温度.基于反向传播(BP)神经网络对复杂非线性系统优秀的拟合能力,建立了估测卫星上无测温点设备温度的神经网络,以在轨有测温点设备温度为输入层,以在轨无测温点设备为输出层,并使用卫星热试验获得的星上温度遥测数据和在轨无测温点设备的热电偶温度数据进行训...     

基于BP神经网络的纳卫星轨道温度预测

为了实现纳卫星在轨温度的预测,在对纳卫星热系统动态特性模型分析的基础上,建立BP神经网络预测模型实现纳卫星在轨温度的预测.通过分析纳卫星热系统动态特性模型,得到用于BP神经网络预测模型的输入、输出变量以及训练神经网络所需的数据样本.BP神经网络预测模型分别以纳卫星外壳、辐射器、舱内仪器的热流及温度值为神经网络输入、输出,预测纳卫星10s后的轨道温度.经验证,神经网络预测模型预测结果与纳卫星实际轨道温度吻合较好,表明神经网络预测模型是快捷有效的.      

基于恒星的电离层成像仪在轨几何定标

三轴稳定的地球静止轨道卫星在轨运行期间温度会有周期性变化.其上装载的远紫外电离层成像仪与卫星之间的热应力变化造成机械传递,导致仪器指向与装星时的初始位置发生偏差.恒星在惯性坐标系中的位置保持不变,可以将其作为电离层成像仪在轨几何定标的定标源.本文建立了基于恒星的电离层成像仪在轨几何定标模型,通过拍摄所筛选恒星图像,得出仪器在轨指向相对于初始值的偏离程度,从而提高电离层成像仪的成像几何精度.通过模拟试验,验证了运用此技术进行在轨几何定标的可行性.研究结果可为电离层成像仪常态化自动在轨几何定标奠定基础.      

考虑在轨热效应的网状天线索网优化设计

网状天线服役于高低温、强辐射的复杂太空环境,其热变形是影响天线在轨性能的重要因素。目前的设计方法均为常温下的索段预应力配置,难以计及服役环境对天线在轨性能的影响。通过在索网模型中引入温度载荷,建立了以常温下索段参数为变量,以服役环境下的索网形面精度和张力分布为目标及约束条件的索网优化模型,从而在设计之初充分考虑服役热环境下的天线性能,改善天线在轨精度和张力分布。分析了天线运行轨道热环境,计算了天线在不同轨道位置的温度场;基于非线性有限元理论,建立了网状天线热结构模型,形成了考虑温度效应的索网找形及优化设计方法;开展了面向天线服役性能的索网优化设计。优化结果表明,该方法有效提高了天线在轨运行时的性能,可为考虑服役环境的网状天线优化设计提供方法和思路。     

环境C卫星热系统设计与在轨验证

根据环境C卫星的自身特性, 采用以被动式热控制为主和主动热控制为辅的控制方式, 对环境C卫星进行热系统设计. 通过研究环境C卫星的热控设计原则、热设计状态及已解决的关键问题, 对其在轨飞行温度数据进行了分析. 在轨飞行遥测结果表明, 环境C卫星热控系统方案合理, 工作稳定, 性能良好. 星上设备温度环境很好地满足了设计要求.      

基于LightGBM的卫星飞轮温度预测

为保障卫星的正常在轨运行,地面系统需要对卫星运行状态进行监控预警,其中对卫星各系统的温度监控尤为重要.温度不仅直接反映卫星系统的健康状态,更会对系统器件的性能和寿命造成影响.飞轮作为卫星姿态控制系统的重要组件,其温度变化是识别姿态控制系统状态的重要信息.卫星飞轮温度的预测与预警对卫星在轨稳定运行具有重要意义.本文基于某在轨卫星遥测数据,结合空间环境数据,应用LightGBM机器学习框架研究建立梯度提升决策树模型,对卫星飞轮温度进行预测.经与实际遥测温度值进行对比验证,预测精度可以满足对卫星飞轮温度的监视需求.研究结果可应用于地面系统,对卫星姿态控制系统可能发生的温度异常进行预警,使地面运控人员能够提前规避风险,保障卫星的安全在轨运行.      

量子科学实验卫星微振动地面测试与估计方法

介绍了卫星微振动地面测试和信号估计方法.根据量子科学实验卫星特点,对动量轮运行状态下光学载荷的微振动线位移及角位移进行估计.通过地面微振动测试系统,测量了动量轮运行下光学载荷的微振动加速度;应用小波积分方法,精确估计了卫星结构敏感点的振动线位移和振动角位移.通过工程实测证明了微振动测试与估计方法的有效性.研究结果对于高精度科学实验卫星微振动地面试验具有一定工程应用意义.      

一种兼顾不同轨道姿态的卫星热控优化设计方法

分析了传统卫星的热控设计方案,提出一种能够同时满足太阳同步轨道和倾斜轨道条件的卫星热设计优化方法.基于该优化方法对某卫星在两种轨道条件下进行了热仿真分析,并对太阳同步轨道条件下的卫星进行热平衡试验和在轨验证.研究结果表明,采用该优化方法可减少倾斜轨道条件下卫星热设计的地面试验验证,缩短卫星研制周期并显著节约成本.研究结果可为卫星热控设计优化提供参考.      

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。