离子推力器羽流沉积对卫星热控影响研究

离子推力器的羽流是等离子体,等离子体的组成是带电粒子,这与传统的化学推进系统的羽流成分有很大不同,带电粒子有在卫星表面吸附的倾向,会形成羽流沉积污染。这种羽流沉积会改变卫星表面的吸收率和发射率,从而影响卫星的热控性能。为了预测离子推力器的羽流对卫星的热控性能的影响,建立了离子推力器羽流模型。所建模型采用了工程化离子推力器的在卫星上的布局位置和离子推力器的工作参数,模拟了离子推力器的正离子与中和电子束在工程化中分置的实际情况,使模型更为符合实际。通过数值模拟得到了离子、电子、中性粒子的空间分布,电场分布,得到了钼粒子在卫星表面的分布及沉积厚度,比较了模型计算的离子分布与实验获得的离子分布情况,说明了模型分析的正确性,给出了卫星表面热性能的变化及局部区域温升的最大包络可达二十多度的结果。     

羽流污染对某型号卫星热控涂层的影响分析

文章以某卫星热控涂层的污染研究为目的,针对20N轨控推力器,在推力器羽流流场模拟的基础上,结合污染沉积过程模拟,计算获得了卫星在轨运行期间热控涂层表面的污染沉积膜的厚度,分析了热控涂层太阳吸收率的退化情况。     

中高轨道卫星热控涂层太阳吸收比退化快速估算方法

根据中高轨道卫星热控涂层温度变化的周期性规律,提出了一种基于待定系数方法的热控涂层在轨性能变化估算方法,此方法仅利用温度数据,不需要卫星光照角、材料热容量等其他参数,降低了以温度反演热控涂层在轨性能变化的参数要求和计算难度。利用该方法,在参考了现有的卫星光学太阳反射镜(Optical Solar Reflector, OSR)太阳吸收比退化的在轨数据和地面试验数据的前提下,同时为计算数据的稳定性,文章估算了某卫星在轨运行580天至1670天约3年的时间里,卫星上OSR的太阳吸收比在轨性能变化情况,结果显示某卫星OSR在约3年的时间里,太阳吸收比仅增加了不到0.01,具有很好的稳定性。     

AZO改性Y2O3-ZnO-Al2O3热控涂层性能分析

为解决铝合金表面液相等离子体电解氧化（PEO）涂层（Y₂O₃-ZnO-Al₂O₃）导电性差而导致的静电效应,对其进行表面改性处理。采用原子层沉积（ALD）技术在铝合金表面PEO涂层原位沉积铝掺杂氧化锌（AZO）导电薄膜以提高PEO涂层的导电性。对AZO改性PEO涂层的相组成和表面微观结构进行分析;对不同沉积温度下所得复合涂层的电阻率、载流子浓度和迁移率,以及沉积前后的热控性能、耐腐蚀性进行测量分析。结果表明:AZO导电薄膜均质连续致密地沉积在PEO涂层表面;当沉积温度为150 ℃时,AZO@Y₂O₃-ZnO-Al₂O₃复合涂层的电阻率为1.15×10-4 Ω·cm,载流子浓度为1.8×1020 cm-3,太阳吸收比为0.409,发射率为0.892,且抗电化学腐蚀性能良好,能够满足航天器热控涂层在空间环境应用的技术要求。     

小推力单元肼推力器温度场数值分析 (I)实验验证和保温套筒对温度场影响探析

建立了某小推力单组元肼推力器的全仿真传热数学模型,应用有限元分析方法对长程工作的不带套筒推力器瞬态温度场进行了热分析计算,并与试车温度数据进行了比较,数值计算结果与实验结果吻合良好,证明所用软件建立的模型合理。对增加套筒后的推力器进行了仿真模拟,结果表明,推力器脉冲长程工作后,单层套筒点焊于法兰盘上时集液腔温度较高,双层套筒时集液腔温度最高,均对法兰盘集液腔及电磁阀产生高温不利影响,推荐使用点焊在热控环上的热控方式;推力器温启动时,单、双层套筒保温效果相差不大,推荐使用单层套筒点焊于热控环上的热控方式。     

一种卫星双组元推力器羽流热影响分析方法

给出一种分析星上设备受双组元推力器羽流热影响的方法。首先,提取待分析设备三维模型的STL(stereo lithographic)数据;然后,根据STL数据中三角形网格的法向矢量选取有效的三角形网格;最后,利用STL数据和推力器羽流热流场分布函数建立羽流热影响分析模型。不管设备表面能否用解析公式表达,文章提出的方法均能分析推力器羽流对其产生的热影响。     

小推力单元肼推力器温度场数值分析(Ⅰ)实验验证和保温套筒对温度场影响探析

建立了某小推力单组元肼推力器的全仿真传热数学模型,应用有限元分析方法对长程工作的不带套筒推力器瞬态温度场进行了热分析计算,并与试车温度数据进行了比较,数值计算结果与实验结果吻合良好,证明所用软件建立的模型合理.对增加套筒后的推力器进行了仿真模拟,结果表明,推力器脉冲长程工作后,单层套筒点焊于法兰盘上时集液腔温度较高,双层套筒时集液腔温度最高,均对法兰盘集液腔及电磁阀产生高温不利影响,推荐使用点焊在热控环上的热控方式;推力器温启动时,单、双层套筒保温效果相差不大,推荐使用单层套筒点焊于热控环上的热控方式.     

地面寿命试验中离子推力器表面的溅射沉积量计算

有效降低溅射沉积影响是离子推力器地面寿命试验需要解决的重要技术问题。文章建立了真空舱壁上溅射物沉积到离子推力器表面的计算模型。应用该模型计算了LIPS-200推力器在TS-7真空舱中进行寿命试验的背溅射沉积情况,对钛（Ti）材料和石墨（C）材料内衬,背溅射沉积量分别为0.79 μm/kh和0.20 μm/kh。对比美国NSTAR和NEXT离子推力器寿命试验中的背溅射沉积量测量数据,文章中的计算结果表明,LIPS-200推力器的表面沉积污染在可接受的范围。     

小推力单元肼推力器温度场数值分析 （I）实验验证和保温套筒对温度场影响探析

建立了某小推力单组元肼推力器的全仿真传热数学模型，应用有限元分析方法对长程工作的不带套筒推力器瞬态温度场进行了热分析计算，并与试车温度数据进行了比较，数值计算结果与实验结果吻合良好，证明所用软件建立的模型合理。对增加套筒后的推力器进行了仿真模拟，结果表明，推力器脉冲长程工作后，单层套筒点焊于法兰盘上时集液腔温度较高，双层套筒时集液腔温度最高，均对法兰盘集液腔及电磁阀产生高温不利影响，推荐使用点焊在热控环上的热控方式；推力器温启动时，单、双层套筒保温效果相差不大，推荐使用单层套筒点焊于热控环上的热控方式。     

卫星系统热特性分析

考虑空间轨道外热流、卫星表面自身辐射、热载荷等因素影响,建立卫星温度场计算模型,在采用蒙特卡罗(Monte-Carlo)法求解卫星复杂辐射边界条件的基础上,利用有限容积法对卫星在轨飞行阶段的瞬态温度场进行数值模拟,计算得到卫星瞬态温度场,并考虑其表面自身辐射及空间轨道外热流等因素,建立卫星红外辐射通量计算模型,计算得到不同时刻、不同热载荷情况下的卫星红外辐射通量分布,并简要分析了在轨卫星热控涂层衰减所带来的表面太阳吸收比的变化对卫星温度场的影响。     

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.     

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。     

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.     

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。     

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...     

MBD技术在航天器研制中的应用探讨

概述了基于模型的定义(Model-based Definition,MBD)技术的研究和发展,分析了以MBD为载体的特征演化过程,作为航天器设计-制造一体化协同实现的基础。从MBD在航天器研制中的应用需求出发,构建了MBD协同平台框架,探讨了MBD模型成熟度管理的协同设计方法,提出了应用MBD研制模式所面临的技术、管理等问题,并给出了相应的建议。     

降落伞特性对伞舱系统运动稳定性的影响

建立了伞舱系统刚性连接和弹性连接时的数学模型,针对联盟号飞船回收系统进行了动力学仿真。分析了降落伞侧向力系数、吊带长度、降落伞和载荷质量比以及吊带性质对伞舱系统运动稳定性的影响,其结论可为伞舱回收系统的设计提供参考。     

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。