航天器器一地对应仪表显示系统软件的设计与实现

仪表显示系统作为航天器性能参数、导航参数显示及航天员人机交互的窗口,在航天飞行任务中发挥着重要作用.针对依据工程遥测源码值监视航天器状态的传统方法直观性差、不便于地面人员监控的特点,文章设计并开发了一套基于VC++和OpenGL的航天器器一地对应仪表显示系统软件,并对其实现进行了分析和说明.该软件仿真了多功能仪表显示器...     

航天器真空热试验测控系统软件结构设计与建模

统一建模语言（Unified Modeling Language,简称UML）是面向对象软件开发方法的重要技术,使用UML对软件系统进行建模研究,有利于提高软件开发的效率和可重用性等。文章给出了真空热试验测控系统软件架构和主要模块的结构设计,并利用Rational Rose结合UML对测控软件进行分析建模和设计。     

航天器真空热环境适应性试验、分析及评价软件平台

基于国内外热试验软件的发展情况,文章提出了航天器真空热环境适应性试验、分析及评价一体化软件平台。在国内现有热试验测控软件的基础上,软件平台集成了国内关于热试验偏差、真空热环境效应及试验污染效应等研究的最新成果,同时又扩展了一些必需的功能模块。最后详细描述了该软件平台的基本组成和各模块的功能。     

一种试验数据处理软件设计

介绍了液体火箭发动机试验数据处理软件的开发过程和方法。软件是在综合数据采集系统硬件的基础上,以VB语言为基础结合试验中各类型参数处理算法和关系数据库技术而开发的,具有操作简便、功能齐全、效率高等特点。软件已成功应用于多次地面试验,取得良好效果。     

航天器在轨运行段遥控作业规范化设计与实现

针对当前航天器长期运行段遥控作业中人工干预环节较多、自动化智能化水平较低、流程标准化较低、要素不完整、事后工作不完整等问题,在分析形成遥控作业规范化需求的基础上,对遥控作业运行流程、功能模块、异常报警处置策略进行设计与规范。将遥控作业分为遥控上行前、中、后三个阶段,在现有基础上增加启动时机合法性自动检测、状态自动判别、时间条件自动驱动、注入结果自动评估、事后安全处置、自动退出、异常情况下循环报警推送处置策略等模块,完成遥控作业编写的规范性设计。最后,选取50颗在轨卫星对规范后的遥控作业进行验证,并与已有的作业进行了量化比对,结果显示,规范化遥控作业显著提升了上行工作的安全性、可靠性和运行效率,可提高航天器在轨稳定运行性。     

航天器真空热试验数据可视化系统设计与实现

针对航天器真空热试验测控数据处理现状和需求,通过引入三维数据可视化技术,设计了一种数据可视化系统。该系统运用Java 3D技术,通过虚拟场景设定,将真空热试验试件三维设计模型与热模型结合,实现温度数据—颜色映射,以云图形式显示测控数据,并实现与现有测控软件数据交互。典型试验结果表明:该可视化系统可以实时、真实、直观地显示试件在真空热试验过程中的温度变化情况,为试验过程中的实时温度监视和工况判读提供有效手段。     

航天器部件真空检漏试验管理系统的设计

航天器部件真空检漏试验管理系统是航天器件特殊环境试验管理系统的一个重要组成部分。文章根据航天器部件真空检漏试验管理的需求,结合软件设计开发流程规范,对试验技术流程进行了分析,设计出系统总体框架和功能模块:系统总体框架分为数据资源层、业务逻辑层和客户层;功能模块分为试验任务管理模块、个人任务管理模块、试验数据管理模块、试验归档管理模块、试验资源管理模块、基础配置管理模块和系统管理模块。该试验管理系统将使航天器部件真空检漏试验管理工作更加高效、合理。     

试验状态信息管理软件设计

简述了试验状态管理的特点,介绍了基于VB和Access开发平台的试验状态信息管理软件的软件设计、功能实现和关键技术.软件采用的C/S结构,实现对试验状态信息的综合评价,为数据库在试验数字化中应用进行有意义地探索.     

大型航天器真空热试验过程管理系统设计与实现

针对大型航天器真空热试验过程中由于试验工序复杂、参试单位接口众多、大量过程表单纸质化等原因造成试验管控难度大、试验过程数据可追溯性差的问题,基于面向服务架构(SOA),采用业务流程管理的系统化方法,通过柔性化流程引擎,设计并建立了大型航天器真空热试验过程管理系统。该系统已在我国最大的空间环境模拟器KM8完成部署,并成功应用于某重点型号热试验。运行结果表明,该系统有效提高了试验效率,实现了大型航天器真空热试验的数字化、可视化、精细化动态管控。     

陶瓷基分子吸附器的航天器污染控制性能试验研究

为验证陶瓷基分子吸附器利用多孔材料的吸附性能降低航天器一定区域内污染水平的能力,试验研究真空环境中13X分子筛材料的分子污染物吸/脱附特性,以及以13X分子筛为吸附剂的陶瓷基分子吸附器对航天器用电缆放气产物的吸附性能。试验结果表明：13X分子筛可以有效捕获污染物分子,陶瓷基分子吸附器的吸附能力在3.1×10^-2～3.4×10^-2 g/cm²之间。陶瓷基分子吸附器可以应用于航天器热真空试验和在轨运行时的污染控制,有利于延长航天器寿命、提高航天器可靠性。     

卫星真空热试验倾斜姿态模拟装置的设计

为验证月球地形表面坡度以及重力环境对探测器及设备性能的影响,设计了一种探测器倾斜姿态模拟装置。该装置采用双曲柄摇块机构,主要由步进电机、螺旋升降机、转动平台(连架杆)、底框等组成。针对<10-4 Pa的高真空和100 K低温的使用环境以及大尺寸、重负载和高精度的使用要求,讨论了探测器倾斜姿态模拟装置设计时所面临的系列问题及解决方法。该装置已成功应用于“嫦娥三号”以及“嫦娥五号”的真空热试验,满足试验对装置提出的各项指标要求。     

探空火箭有效载荷集成测试软件系统的设计与实现

为适应国内新一代探空火箭载荷系统的各类测试需求,集成测试软件系统综合采用了组播和USB等技术;软件算法上实现了相位解模糊、RS译码等功能,解决了载荷数据的校验问题,提高了系统的可靠性。"子午工程"首枚探空火箭成功发射的经验表明,该软件系统的设计满足探空火箭有效载荷的集成测试需求,具有较好的通用性及可扩展性,有效降低了测试系统的硬件成本。     

可重复使用航天器力学试验方法及试验条件设计综述

针对可重复使用航天器的力学环境试验方法及试验条件设计,系统调研了当前最具代表性的2种国外可重复使用航天器的力学试验方法及其设计方法,包括航天飞机耐久性试验、损伤容限试验、无损检测方法,并将该方法的参照标准MIL-STD-1530D《飞机结构完整性计划（ASIP）》与我国GJB 67.6A—2008《军用飞机结构强度规范 第6部分：重复载荷、耐久性和损伤容限》进行对比分析,以及将“猎鹰9号”火箭基于Miner准则设计的部组件随机振动试验量级与试验时间与NASA-HDBK-7005、MIL-STD-1540E的计算结果进行对比分析,最后给出对我国开展可重复使用航天器力学试验方法和试验条件设计方法研究的建议。     

基于WinCE的发动机试验实时控制软件设计

通过对WinCE操作系统线程、进程和定时器的分析,采用多媒体定时器和外围硬件配合的方式,结合XXX液体火箭发动机试车台增压/闭环控制系统实时时序控制的设计和应用,系统论述了在WinCE操作系统下,实时控制的实现原理和设计方法,并阐述了基于多媒体定时器实时控制软件设计框架的应用前景。     

火星探测器分离试验方法研究

火星探测器分离试验是火星探测器在总装测试阶段的重要试验项目之一,需要设计专门的试验系统模拟分离时的低重力环境。文章针对着陆器与环绕器分离工况中的瞬时失重问题和着陆器背罩分离工况中的非平衡系统缓冲吸能问题,提出基于拉伸弹簧组件和配重分离的解决方案,并使用模拟件进行试验,验证了所提出方法的有效性。     

基于LabVIEW的航天器磁试验测控系统设计及应用

针对现有航天器磁试验测控手段自动化程度低、操作复杂的问题,基于LabVIEW软件以及磁试验流程和现有设备,研制了新的磁试验测控系统,并进行了测控系统的软件设计。该系统实现了对测控电源、磁强计探头的灵活自动配置和控制,对线圈磁场的一键式远程控制,磁场波动的实时监测,磁场数据的并行采集和处理。试验验证结果表明,该测控系统具有测量与控制精度高、运行稳定可靠、自动化程度高、操作简便等特点。     

载人航天器的精细化软件研制技术管理方法

载人航天器软件研制具有技术新、难度大、新研配置项多等特点,必须研究一种新型的软件技术管理方法,以确保软件产品质量受控。文章介绍的精细化管理方法是在现有软件研制规范的基础上,通过软件研制工作的阶段化以及软件管理工作的划分,实现了软件的精细化管理。“天宫一号”目标飞行器软件研制工作的实践证明:该方法符合载人航天器型号研制的实际,可保证软件产品质量满足飞行任务要求。     

航天器AIT模型与试验有效性评估方法

在航天器的研制过程中,根据试验验证要求,需要研制各阶段AIT模型并进行大量各类试验。ESA从1999年开始研究航天器AIT模型和试验有效性评估方法,并开发了MATED应用软件,从2006年开始投入其航天器研制的应用,成效非常明显,降低了航天器AIT成本、加快了研制进度,而且确保航天器的在轨可靠性。文章对ESA的航天器AIT模型和试验有效性评估方法及其应用作跟踪研究,并就我国航天器AIT工作提出开展模型和试验有效性研究的建议。     

低PIM吸波装置的设计与性能测试

为了解决在空间环境模拟器（简称“容器”）内开展无源互调（Passive Intermodulation, PIM）测试的技术难题,验证温度变化对航天器系统级PIM性能的影响,需要在容器内建立一个低PIM的吸波环境。即在容器内安装一种封闭的低PIM吸波装置,使星上被测无源器件完全被其包敷,然后通过模拟温度应变过程完成测试工作。文章介绍了PIM指标小于-150 dBm的低PIM吸波装置的设计思路和常压热循环测试过程,并对测试结果进行了分析,确定该吸波装置PIM性能满足试验测试要求。     

航天器热平衡试验用大面阵外热流动态模拟系统设计及应用验证

针对航天器热平衡试验时采用固定式红外加热笼无法模拟超低热流的问题,文章研制了一种可在真空低温环境下长时间连续可靠运行的大面阵外热流动态模拟系统。该系统能够在不打开真空容器的情况下,通过动态调整红外加热笼与航天器表面之间的相对位置,同时实现航天器表面的高热流和超低热流模拟,高、低热流模拟的转换时间最短仅需3 min,所模拟的最低热流不大于20 W/m2。将该系统应用于某航天器热平衡试验,能够在低温工况有效降低航天器表面接收的外热流,使航天器表面温度和该表面上的单机温度降低3.5～10 ℃。