系统试验用红外地球敏感器电信号源的实现

介绍一种摆动扫描式红外地球敏感器电信号源的设计方法,满足卫星控制系统试验中不同轨道高度、地球敏感器不同扫描方式对地球信号激励源的需求,以辅助完成不同环境条件下的开环、闭环测试。经与光学地球模拟器对比,该电信号源能够满足红外地球敏感器在卫星控制系统地面测试时的使用精度需求。     

卫星地球-射频敏感器组合定姿滤波算法研究

基于卡尔曼滤波理论以及卫星定姿技术的发现状况，对卡尔曼滤波在静止轨道三轴稳定卫星红外地球敏感器和射频敏感器组合定姿中的应用作了一定的研究。建立了静止轨道三稳定卫星姿态动力学模型和红外－射频敏感器组合定姿的姿态量测模型，针对这一模型，应用推广的卡尔曼滤波进行姿态估计，并进行了计算机仿真，验证了滤波方法应用于静止轨道三轴稳定卫星红外地球敏感哭和射频敏感器组合定姿的有效性和优越性。     

一种GEO卫星星敏感器热控设计

为解决目前地球静止轨道(GEO)卫星星敏感器热控设计复杂、实施难度大的问题,提出了一种辐射小舱式星敏感器热控设计方案。以东方红-4(DFH-4)平台GEO卫星星敏感器采用辐射小舱式热控设计方案为实例,利用热分析软件TMG建模进行了热分析验证,并根据分析结果对其布局进行了优化。优化结果表明:采用辐射小舱式热控设计方案时,星敏感器的在轨预示温度范围在-26.2～+22.2℃,能很好地满足其温度指标要求,设计方案合理可行,可为GEO卫星上同类设备的热控设计提供参考。     

在轨地球同步卫星地球敏感器干扰及指向计算

从工程应用角度,基于太阳、月球位置和卫星轨道根数推导了太阳和月球对地球同步轨道卫星红外地球敏感器干扰的计算公式及预报方法,同时给出了安全模式下卫星Z轴跟踪太阳时星上天线指向变化的计算模型。计算结果和卫星下传遥测数据验证了方法的正确性,可用于实际卫星管理。     

一种考虑地球扁率的卫星自主导航方法研究

研究用2个红外地球敏感器和1个星敏感器实现卫星自主导航的方法,地心矢量的测量精度是影响导航精度的重要原因之一,而地心矢量的测量又受到地球扁率的影响.研究地球扁率对地心矢量测量的影响,并提出一种零姿态扁率误差补偿方法,通过仿真验证了这种导航方法及扁率误差补偿算法的有效性.     

利用奉献观测器诊断红外地球敏感器故障的新方法

卫星闭环控制系统中不同敏感器的故障定位是自主故障诊断的难点。基于双观测器的方法能够分离光学敏感器和惯性敏感器的故障,却仍不能确定红外地球敏感器是否发生故障。奉献观测器适用于敏感器系统的故障定位,但由于该方法要求的能观性条件在实际工程中有时难以满足,使其应用受到限制。本文提出了一种利用奉献观测器诊断敏感器故障的新方法,先对不完全能观系统进行能观性分解,再对能观子系统设计奉献观测器,克服能观性条件的限制,实现敏感器故障诊断。最后,将该方法用于卫星红外地球敏感器的故障定位,仿真结果表明,该方法可有效诊断地球敏感器的故障。     

太阳同步轨道遥感卫星星敏感器热控设计

针对太阳同步轨道遥感卫星上的小型长寿命星敏感器周边环境红外辐射特性影响复杂导致的温控问题,文章提出了星敏感器所经受的太阳直照外热流和周边环境红外辐射定量解析方法,并根据外热流分析结果逐步确定了星敏感器热控设计的思路。以某遥感卫星为例,进行了设计和仿真验证,结果表明：在各种工况下星敏感器法兰温度均满足指标需求。最后,对星敏感器中制冷器开启的工况进行了分析,展示了制冷器开启对星敏感器的温度波动影响,可为进一步优化星敏感器温控性能提供设计参考。     

卫星飞轮扰振控制技术研究

分析了卫星姿态控制部件飞轮所引起的红外地球敏感器的扰振响应问题和飞轮扰振机理。通过建立飞轮扰振响应动力学模型,提出了通过提高飞轮-红外地球敏感器系统的局部刚度,实现受扰红外地球敏感器系统响应频率解耦,同时调整飞轮-地球敏感器安装板的局部振型,从而实现控制红外地球敏感器响应幅值。根据仿真计算结果给出扰振控制措施的最优方案,飞轮扰振试验结果表明,通过提高局部刚度的减振措施能够有效地解决飞轮扰振问题。     

应用于IGSO卫星的数字太阳敏感器热控设计

相对于传统太阳敏感器(热耗为零)而言,国内新研制的数字太阳敏感器线路板上的芯片具有一定热耗。为解决其散热问题,以应用于倾斜地球同步轨道(IGSO)卫星的数字一体化太阳敏感器为例,提出了较为简单有效的热控方案,建立热物理模型对数字太阳敏感器进行组件级热分析,并通过在轨飞行数据验证了设计的合理性。结果表明:对于具有一定热流密度的小尺寸部件而言,在辐射换热面积增幅较为有限的条件下,有效增大其传导换热的热控方案要明显优于加强辐射换热的方案;同时要结合外热流情况,优化选择散热面。此方案可较好地满足印制电路板(PCB)上各芯片结温的一级降额温度指标要求,也可为同类产品的设计提供参考。     

红外地球敏感器测量误差分析及修正方法

红外地球敏感器作为卫星平台重要设备，在对地指向、姿态测量和天文自主导航等方面发挥着重要作用，高精度的地球敏感器量对于提高卫星姿态控制和天文自主导航精度具有重要意义。本文通过分析地敏测量误差的影响因素，提出随季节变化的地球CO2辐射特性是影响地敏测量精度的重要因素;根据地球辐射模型构建了地敏测量修正方法，结合在轨实测数据分析验证，证明可以大大降低由地球辐射不均匀引发的误差，有效压缩地敏在轨测量误差。     

卫星三向力限FMD振动夹具设计

文章论述了某卫星三向力限FMD振动夹具的设计方法,并运用有限元方法分析了其频率和受力情况。通过两种力传感器分布方式的对比给出了优化设计方案。最后针对螺钉进行了校核,给出了选型依据。     

星外快旋部件的热设计方法

文章分析了星外快旋部件的热设计特点和难点,包括整体散热能力较小、热管工作条件苛刻、散热面外热流复杂、加热回路资源有限等多个方面;结合HY-2卫星散射计探测头部和辐射计探测头部的热设计方案,描述了星外快旋部件的热设计方法和热设计要点;最后对散射计探测头部和辐射计探测头部,采用"机-电-热"一体化的设计方法,得出了合理可行的星外快旋部件的热设计方案。     

基于可观测性和可靠性的传感器分布优化设计

为了解决航天器的故障检测的传感器分布的设计问题,本文提出一种描述系统故障的有向图模型,针对该模型,给出了基于可观测性和可靠性的传感器分布的设计问题的描述,并提出了优化设计的思想。根据该思想给出了传感器分布优化设计方案,该方案考虑了故障的可观测性和故障检测的可靠性问题,还有传感器安置成本的约束问题,并采用了贪婪启发式算法实现了该方案。该方案应用到某卫星一次电源系统,仿真算例的结果表明该方案满足了可观测性和可靠性的要求,通过与其它设计方案对比,该方案能够快速提高系统的可靠性,更适合系统设计的需要。
     

基于材料优化设计的某卫星结构热变形控制

为在不改变结构形式和卫星构型的前提下减小某卫星有效载荷安装界面热变形,用有限元法分析了初始方案的变形及其原因,通过材料优化设计确定了新的设计方案。经在轨飞行试验验证,新方案的热变形控制方法的热变形满足指标要求。     

重力梯度仪mK级温度稳定度控制设计及验证

针对某卫星有效载荷之重力梯度仪提出的温度稳定度优于±10 mK/200 s的超高指标要求,提出了构建部件级阻容滤波网络、进行系统级隔热强化设计、高精度多级主动测控温设计以及电缆漏热控制的热控方案。热仿真分析和热平衡试验结果表明,梯度仪组件的温度稳定度优于±8 mK/200 s,满足设计指标要求,验证了该热控设计方法的可行性及有效性,可为其他有高精度高稳定度控温需求的航天器部件热控设计提供参考。     

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。     

降低热变形的卫星有效载荷安装结构优化设计

在整星有限元热变形分析基础上,以有效载荷安装结构热变形最小为目标,对安装结构依次进行拓扑优化及设计敏度分析和尺寸优化。结果表明：通过优化设计,在显著降低该结构热变形的同时大幅减小其质量;拓扑优化给出结构基本构型,尺寸优化进一步细化结构设计方案,二者结合能有效改进结构设计。     

“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。     

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。     

热控涂层红外发射率对GEO卫星蓄电池温度波动的影响

在东方红一3卫星平台的基础上,将合理简化后的南蓄电池舱作为热分析模型。根据影响蓄电池温度波动的机理,提出服务舱舱板内表面常用热控涂层（白漆、镀铝膜、碳蒙皮）的5种组合方案,并量化分析了热控涂层红外发射率对蓄电池温度波动的影响。分析结果表明：降低蓄电池舱舱板内表面热控涂层红外发射率,尤其是降低蓄电池安装舱板表面的热控涂层红外发射率,可有效减小蓄电池温度波动幅度。与基准方案相比,最优组合方案能使蓄电池温度波动幅度降低50％。