电连接器结露因素和防结露方法研究

电连接器作为设备和电缆网的组成部分,承担着能源传输、信息传递的功能,是重要的航天器元器件。文章通过对结露现象产生的机理及其对电连接器的影响分析,提出了电连接器的防结露措施,研究了电连接器防结露性能的试验方法和方案,并试验验证了分析的正确和试验方案的可行性。     

结合航天工程实际一谈开展可靠性增长试验的经验体会

航天电子产品的可靠性增长试验应在接近实际使用现场的综合环境条件下进行。文中结合工程介绍了综合环境试验方法，问题的分析与处理，并用示例交流了经验。     

试验事故的规律及预防

试验事故的规律及预防酒泉卫星发射中心李品香在国内外的航天发射场或导弹试验靶场进行航天器、运载火箭或导弹的发射试验中，常常会发生意外事故。这些事故都造成了惨重的损失，轻者推迟试验进度，重者箭（弹）毁人亡，有的甚至连发射场设施都一起毁掉。据国外统计，一次...     

温度循环试验中试件表面结霜/露现象及舱内水分来源的实验研究

温度循环试验中试件表面出现结露,会对试件造成损害。文章对典型温度循环舱内大热惯性试件的表面结露现象进行了实验研究：分析了舱内水分来源,并测量了舱内压力在空间和时间上的分布特征。结果表明：舱内压力随着温度的降低而降低,风机进风口的负压造成了舱外湿空气侵入舱内;而试验前舱内蒸发器表面存有的霜层,也是造成低温向高温的切换过程中舱内空气露点温度升高的重要原因。采用氮气流量控制,可有效维持舱内的正压,同时抑制升温阶段舱内空气露点温度的快速升高,规避试件表面结露的风险。     

小子样验证高可靠性的可靠性评估方法及其应用

根据某重点型号主太阳电池翼的五次低温下的地面展开试验，以及作为展开动力源的绞链副设计、加工和总装调试等方面的有关数据，在对比地面展开试验与太空真实展开主要区别的基础上，利用以信息论为基础的“最大熵试验法”及其可靠性评估公式，对该太阳电池翼在阴区展开的可靠性进行了评估，解决了用小子样评估高可靠性的难题。飞行试验的结果表明，该地面试验及可靠性评估方法是准确和有效的。     

航天火工机构可靠性的强化试验验证方法

针对性能参数服从正态分布的一类航天火工机构,参照“应力-强度”模型,提出了一 种强化试验的小子样可靠性验证方法。试验中将火工机构性能参数置于相对额定条件更为严 酷的条件下,用传统的成败型试验方法评估其可靠性,然后结合火工机构的力学特性推导出 它在额定条件下的可靠性。公式的计算验证表明：利用本方法,在0.95的置信度下,只需要 少于10次的试验就能够评定0.9999～0.99999的可靠性。最后,文章对强化试验的设计方法 进行了说明。
     

航天电子产品可靠性增长试验输入参数分析与处理

介绍了航天电子产品可靠性增长试验在工程应用中遇到的问题。通过分析电子产品可靠性增长试验中相关输入参数对可靠性增长试验的时间参数的影响,提出了航天电子产品可靠性增长试验在航天型号应用中处理的关键点。     

航天用元器件应用验证方法及其应用实例

针对航天用元器件传统鉴定考核方法的局限性,文章提出了一种改进的可靠性保证方法,其核心在于以元器件鉴定试验为基础,结合航天应用的实际背景以及元器件的自身特性制定评估试验方案,对元器件的耐受力裕度、实际性能指标进行评价。将该方法应用于航天器用1553B数据总线隔离变压器的评估,得出了在不同应用条件下其电性能参数的变化趋势以及与进口同类样品间电参数的比对结果,并对其结构与航天型号要求的符合性以及极限性能指标等进行了评估验证。结果表明,该方法可以充分验证航天用元器件研制的成熟度和在航天工程中的适用度,为元器件的研制和应用提供全面参考依据。     

用于航天电子设备的PMI泡沫夹层结构力学性能试验验证

针对应用于空间站的我国首个航天综合一体化电子系统设备的减重需求,通过试验验证了碳纤维/PMI/碳纤维、铝合金/PMI/铝合金2种PMI泡沫夹层结构的物理及力学性能,并与航天电子设备中常用的铝合金、碳纤维结构进行对比分析。研究表明,相比于铝合金结构,PMI泡沫夹层结构具有显著的减重效果以及良好的阻尼和比刚度特性,平均减重比约为40%,力学响应量级降低了40%～50%,为空间站电子设备的轻量化设计奠定了基础。     

热真空试验中产品控温方法研究及其效果验证

为降低真空环境下产品的控温风险,以热真空试验的控温系统为研究对象,分析串级PID温度控制原理,在串级PID控制算法基础上进行多分区及参数自整定,提出一种适用于大滞后性系统的产品控温方法。试验验证结果表明,应用此控温方法对某卫星功率放大器热真空试验进行控温,实现了较高的精度（达到±0.5 ℃）和较小的超调量（仅0.7 ℃）,升、降温速率≥1.5 ℃/mm。     

航天器热平衡试验技术评述

航天器热平衡试验是航天器研制过程中的一项重要试验。随着航天技术的发展,以及设计验证方法的改进,对航天器热平衡试验提出了新的要求。在总结以往实践的基础上,结合航天器的热控设计,根据既能满足设计验证的要求、又可以简化研制流程的原则,提出了存在的问题和研究重点。     

提高星载多工器热真空试验测试精度的方法

星载多工器是卫星有效载荷分系统中的关键部件;须对其在热真空环境下的插入损耗、波动等射频性能进行准确测量,以真实反映产品的应用性能。经过分析多工器测试系统原理组成以及导致多工器热真空试验测试数据不准确及不稳定的各项因素,确定测试电缆性能随温度变化是影响多工器热真空试验测试精度的主要因素后,给出5种改进方法,包括：以参考电缆辅助说明测试电缆变化;采用波导阵测试系统;测试电缆实施热控包覆;运用时域分析计算并剔除测试电缆变化;测试电缆多通道实时校准。最后,汇总对比这些改进方法的应用效果,推荐测试电缆多通道实时校准为最佳,为行业提高星载多工器的热真空试验测试精度提供参考。     

真空热试验热响应测试程序设计

热响应测试是真空热试验准备阶段的一项重要测试过程,是验证热试验工艺准备和测控系统软硬件配置是否正确的有效手段。文章基于Excel VBA平台和VISA仪器驱动标准,设计了通用的热响应测试程序,具有界面熟悉、操作简单的特点,极大地提高了热响应测试效率。     

热试验中红外热像仪低温测量能力分析及试验验证

文章分析了红外热像仪在航天器热试验中对低温目标的测温能力不足问题,采用红外干扰消减以及分段辐射定标/分段线性函数拟合的方式,初步解决了红外热像仪在真空低温环境下对低温目标的测量受限的问题。文章的研究结果有助于改进红外热像仪在真空低温环境下的非接触温度测量工作。     

国际空间站环境试验标准及力、热试验方法综述

国际空间站是目前在轨运行的最大空间平台,具有系统体积庞大、构型复杂、接口众多、载荷种类不确定等特点。因此,系统级力学试验、热试验以及组件环境试验对空间站的设计和工艺验证非常重要。文章调研了国际空间站各舱段的系统级力学试验、热试验以及组件环境试验情况,以期为我国空间站的地面试验系统设计、研制提供参考。     

离子推力器热真空试验研究

为了验证离子推力器的空间环境适应性,对离子推力器进行了热真空试验研究,确定了热真空试验的温度。试验结果表明:离子推力器在热真空环境中,启动和工作正常,性能稳定,满足空间环境要求。     

火星探测器热环境模拟与试验技术探讨

为保证火星探测器的可靠运行,需要对其进行真空热试验和火星表面热环境模拟试验。文章通过对国外火星探测器热试验的调研,梳理出热试验所涉及的关键技术。并通过对行星际空间热环境和火星表面热环境特点的分析,结合国外相关热环境模拟设备的研制使用情况,探讨不同热环境的地面模拟方法,可为我国火星探测器热环境试验设备的研制及开展相关热试验提供技术参考。     

航天器真空热试验污染物成分分析

航天器真空热试验的污染物成分分析是识别污染源、进行有效污染控制的基础。文章采用擦拭等方法收集敏感表面污染物;丙酮溶液洗脱污染物;气相色谱-质谱联用方法对污染物进行成分分析。文章对某星太阳电池板真空热试验中出现的污染物进行了定性分析,发现该类污染物为甲基苯基硅氧烷,来源于太阳电池组件所用粘结剂。文章还对卫星OSR表面和太阳电池板表面真空热试验后的残留邻苯二甲酸酯类残留污染物进行了定量分析。     

航天器真空热试验用加热板的数值仿真

文章针对加热板在航天器热试验中的传热特点,利用Thermal Desktop软件建立了加热板和空间模拟器热沉的热数学模型,分析了电热丝数量、加热板材料和液氮管路布置方式对加热板升、降温时间和温度分布的影响;建立了模拟星、加热板和热沉的热模型,分析了加热板和星表间距对模拟星表面温度的影响。根据分析研究结果,提出了加热板设计及其在航天器热试验中的应用方法建议。