TC-2卫星探测伸杆在技术状态更改设计中的仿真分析

讨论了TC-2卫星探测伸杆在技术状态更改中的结构和力学问题, 并对TC-2卫星 探测伸杆锁紧支座进行了模态分析、结构静强度计算和解锁机构展开的仿真分 析. 结果表明, 伸杆锁紧支座在更换火工切割器后, 支座频率变化不大, 不会 对整星的基频产生影响, 改进后的锁紧支座结构能够承受动载荷, 最大应力和 应变均在材料的许用范围之内, 锁紧支座在打开过程中不会与任何零件发生干 涉, 满足卫星对伸杆部件的要求.      

一种可收拢展开的X截面伸杆设计及力学性能分析

对比分析了不同截面形式管状伸杆的力学性能，发现TRAC截面比STEM和CTM截面具有更大的截面惯性矩与收拢高度之比，但其截面厚度较大，且弯心与形心不重合，导致局部弯扭组合屈曲.提出了一种管状伸杆的新型截面形式XTEM，其具有两个对称轴，弯心与形心重合；设计并建立了四种截面形式的伸杆有限元模型，分析得到了四个截面的截面惯性矩.结果表明，在同样的收拢高度下，XTEM截面伸杆在厚度增加较小的情况下，两个轴向的截面惯性矩比CTM截面分别增加了77%和35%，比STEM截面分别增加了30倍和6.7倍.      

自旋平台双球型电场仪数据校正方法

双球型电场仪通过测量两探针的电势差和间距获得空间电场.当电场仪应用于自旋平台时,因柔性伸杆扰动带来的双球位置偏差会影响电场计算结果.本文提出一种利用自旋平台上两个电探针的电场探测自洽特性对探针位置进行校正的方法,实现了对双球型电场仪在轨数据的校正.对探空火箭电场仪的实测数据处理过程是在消除平台对电场仪的干扰后,使用所提出的校正方法对测量电场的矢量大小和方向进行校正.通过将修正结果与未校正数据和理论模型数据进行对比,验证了方法的有效性.      

火星次表层探测雷达展开机构设计与试验

利用卷筒式伸杆机构展开后为金属薄带螺旋层叠式构型可作为天线的特性，提出了“类偶极子”的布局方案，使用两套卷筒式伸杆机构向反方向展开形成探测基线，解决了火星探测任务中次表层探测雷达天线展开长度需求大和收拢包络有限的矛盾。与其他次表层雷达天线展开机构进行了对比，指出“天问一号”的展开机构具有最小的收纳体积，最大的展收比，最适合需要安装多套载荷的应用场合。对卷筒式伸杆机构的组成及工作原理进行了阐述，给出了次表层探测雷达展开机构机械性能与其核心部件弹性卷筒构型参数间的关系，获得了弹性卷筒驱动力和基频的计算公式。分析结果表明：卷筒式伸杆机构展开状态基频由弹性卷筒的带宽、壁厚以及展开后的根部半径和末端半径决定；驱动力与带材的弹性模量、带宽成正比，与带厚的三次方成正比，其中带厚对驱动力的影响最大。对卷筒式伸杆机构的基频和驱动力进行了测试，试验结果与分析结果吻合良好。     

用于空间探测的静电分析器轻量化设计与验证

针对空间探测载荷的轻量化需求，以空间等离子体探测的静电分析器为研究对象，进行了轻量化设计和验证。在材料及加工方式选择方面，充分利用增材制造这一新兴加工手段，打破传统轻量化设计时追求低密度材料的思路，对比多种材料及加工方式下设备重量及力学表现，确定铝合金为主要材料，3D打印为主要加工方式。在结构设计方面，基于3D打印加工的优势，在减小设备各部分结构厚度的同时，适当设置加强筋以解决薄壁在后处理时易产生形变的问题。采取上述方案设计的设备质量减少至1.2 kg，比使用镁合金及传统加工方式的设备质量（2.2 kg）下降45%。以典型航天任务的鉴定级力学试验条件作为输入，开展了设计模型的有限元仿真，完成实物加工装配以及力学试验，验证了该设计的抗力学性能。     

雷暴电场对LHAASO探测面宇宙线次级粒子能量的影响

采用Monte Carlo方法,通过模拟研究了不同强度雷暴电场对LHAASO探测面宇宙线次级电子能量的影响.在电场作用下,电子的能量分布发生了变化.在低能段总电子数目增加明显,而在高能段电场的影响不明显.当电场强度为1700V·cm-1（大于逃逸电场）时,能量<120MeV的电子被加速,能量<60MeV的总电子数目呈指数增长（增幅高达约2252%）,雷暴电场对次级粒子的加速机制与相对论电子逃逸雪崩机制（RREA）相符.当电场强度为1000V·cm-1（小于逃逸电场）时,能量<70MeV的电子被加速,其数目明显增加,但是增幅（约86%）远小于逃逸电场时的幅度.对电场强度小于逃逸电场时的雷暴电场加速宇宙线次级粒子的物理机制进行了讨论.研究结果可为理解LHAASO实验数据特点以及研究雷暴期间宇宙线强度的变化等提供参考.      

木星环绕探测任务中的内带电风险评估

木星拥有类似地球辐射带的辐射带结构,其辐射带质子通量是地球的10倍,高能电子通量比地球高2~3个数量级,且最高能量可达1 Ge V。因此木星探测任务的抗辐射设计是任务成功的关键。选择3种不同倾角大椭圆探测轨道,仿真分析了2种介质在变化能谱下的内带电过程。仿真结果表明,对于环氧树脂(Fr4),由于电阻相对较小,电子通量较大的近木点的充电电荷,会在远离辐射带时泄放,其最大充电电场取决于近木点的电子通量;对于聚酰亚胺(Kapton),由于电阻相对较大,充电电荷不能及时泄放,不同轨道间电荷逐渐累计,最大电场不断增加。另外,环木轨道倾角越大,越有利于降低充电电场。和地球GEO轨道相比,不同电阻介质在环木轨道的充电差异相对地球GEO轨道较小。     

MMS星座对磁层顶磁通量绳内离子惯性尺度结构的观测

利用MMS观测数据,对磁层顶通量绳内离子惯性尺度（d_i）的结构进行分析研究.结果发现,许多不同尺度（约1d_i至数十d_i）的通量绳内都存在具有d_i尺度的电流 j _m,其方向在磁层顶局地坐标系的-M方向,即与磁层顶查普曼-费拉罗电流同向,由电子在+M方向的运动（ v _em）携带.这些电流结构具有以下特征:磁鞘与磁层成分混合,磁场为开放形态;离子去磁化,电子与磁场冻结;N方向（即垂直于磁层顶电流片方向）的电场 E _n显著增大,幅度达到约20mV·m-1,并伴有明显的尖峰状起伏,该增强和尖峰状起伏的电场对应于霍尔电场.分析表明,电流、电子与离子运动的偏离以及霍尔电场之间遵从广义欧姆定律,三者密切关联.进一步对磁层顶磁重联的探测数据进行分析发现,在很多重联区内也存在与通量绳内相似的结构,其尺度约为d_i量级,其中霍尔电场 E _N、电流 j _M和电子速度 v _eM均与通量绳内对应物理量的方向相同且幅度相近.基于上述观测事实,采用经典FTE通量绳模型,对通量绳内电流、电子运动和霍尔电场的起源进行了初步探讨,认为其来源于磁层顶无碰撞磁重联区内的相应结构,并且后者在离子尺度通量绳的形成过程中起到重要作用.      

雷暴电场对宇宙线次级粒子中电子的影响

雷暴期间宇宙线次级粒子强度变化与大气电场的关联研究,对分析大气电场加速宇宙线次级带电粒子的机制具有重要意义.采用Monte Carlo方法,模拟研究了雷暴电场对宇宙线次级粒子中电子强度的影响.结果显示,在强度为1000V·cm~(-1)的雷暴电场中,高海拔处电子数目呈指数增长,在大气深度约300g·cm~(-2)处达到极大值,与以往研究提出的相对论电子逃逸雪崩机制相符.模拟结果表明,在地面宇宙线观测实验中,要想得到明显的观测效应,雷暴电场距离探测面的高度应600 m,电场厚度应达到约2000 m.模拟结果为分析雷暴电场与地面宇宙线次级粒子中电子强度的关联性提供了重要参考,为进一步模拟研究雷暴期间高山地面宇宙线强度的变化提供了重要信息.     

电场的标定方法

介绍了球载双球式电场仪、微火箭电场仪和地面旋转式电场仪等3种仪器的标定方法.电场涉及空间物理、空间环境和雷电及地震等多种自然现象的特征参数,对电场的探测或监测应用日益广泛.在我国目前尚未建立电场的国家标准和军用标准的情况下,通过研制的较简易的电场标定系统,对不同结构的电场仪进行标定,均获得了与理论计算相符的结果,为电场测量数据的可信度提供了依据.      

凝胶推进剂粘度计现场校准装置研究

通过对液体火箭发动机凝胶推进剂粘度计开展现场校准装置的研究,论述了基于振动法的凝胶模拟液加载装置的结构设计和安装方式,重点阐述了液体火箭发动机凝胶推进剂在线粘度计现场校准的工艺流程,通过测试试验获得了凝胶推进剂的压力/温度——粘度的流变数据及规律,并确定了现场校准测量装置的测量不确定度。     

Considerations in the design and deployment of flexible booms for a solar sail

The majority of solar sailing missions utilise semi-rigid boom technology but this places limits on the possible size of the sail. Practical large sails may be constructed using flexible booms on a spinning satellite. The dynamics of the deployment of long flexible booms are investigated and limiting parameters discussed. Deployment strategies are proposed utilising active deployment and a means of passive deployment which requires no direct control of the deployment process. Practical insights into the design, testing and use of a flexible boom solar sail deployment mechanism is presented based on small scale experimental testing, discussing aspects such as boom winding and balanced deployment. Three novel deployment mechanism design concepts are developed; two passive mechanisms using rotational damping to retard the boom deployment and one active concept takes advantage of the forces produced by the spinning nature of the satellite to develop a compact deployment mechanism.     

返回式探空火箭裙锥减速器方案设计及分析

针对传统的探空火箭减速板质量大、展开角度不可调节等缺陷,提出一种新型探空火箭裙锥减速器减速方案。它具有质量小、可改变展开角、展开阻力面积大等优点。针对超声速探空火箭减速器再入时的气动特性,对其外围流场进行了仿真分析,得出了减速器不同锥角对气动特性及过载的影响,并给出了减速器外围流场、压力场以及减速器的应力应变分析,结果表明,减速器所受的气动阻力与其锥角有明显关系,具有非线性特点,且减速器的最大应力小于许用应力。该方案可为探空火箭的回收及新型减速器的设计提供一定的参考依据。     

蠕动掘进潜入式行星探测装置方案设计研究

针对在地外星体较大深度处长期地实施地质科学探测这一新的研究难题,运用无人自动潜入式探测原理,提出了蠕动掘进潜入式行星探测装置的设计方案,并重点对探测装置的机构设计开展了研究;成功研制出蠕动掘进潜入式探测装置试验样机及其性能测试平台,为蠕动掘进潜入式行星探测装置方案的可行性验证以及性能测试奠定技术基础。研制的蠕动掘进潜入式行星探测装置对我国未来的行星探测任务具有借鉴意义。     

多维构架式天线展开机构的展开力学性能测试系统设计

卫星天线是卫星通信的关键部件. 为保证天线在轨可靠展开, 必须在地面对天 线展开机构的力学性能进行测试. 针对该问题, 提出一种多维构架式天线展开 机构力学性能测试系统, 模拟空间微重力和高低温环境下天线的展开过程并在 展开过程中对其进行加载测试. 根据测试系统方案及工作原理, 设 计了三自由度的重力补偿机械臂和加载装置, 并对展开机构的加载系统进行了 建模和仿真. 分析表明, 该测试系统重力平衡误差小于2% FS (Full Scale), 力矩加载误差小于2%, 满足展开机构测试要求. 该系统的提出使得展开机构测试从理论仿真提 升为全物理仿真, 对于保证卫星在轨可靠通信具有重要意义.      

Artifical plasma jet in the ionosphere

The PORCUPINE sounding rocket project provided the opportunity to study the dynamics of an artificially injected plasma beam in the near-Earth space. The structure of the plasma beam, its propagation across the magnetic field as well as the resulting wave phenomena will be discussed.     

“嫦娥4号”任务有效载荷系统设计与实现

"嫦娥4号"任务将首次实现人类在月球背面软着陆。通过分析任务特点,以多类型有效载荷配置为背景,介绍了以科学目标和探测任务为核心的有效载荷系统设计思路和实现方法。同时针对首次在深空探测领域搭载国际合作有效载荷项目情况进行了说明。"嫦娥4号"任务最重要的科学目标是利用月球背面洁净的电磁环境进行天文低频射电观测,因此分别在着陆器和中继星上新增配置了国内新研制的低频射电频谱仪及荷兰研制的低频探测仪。科学探测的太阳爆发产生的低频电场信号极其微弱,如何消除着陆器和中继星上其他电子设备发射的近场噪声对远场探测信号的干扰就成了本次任务的最大难点。在相关研制单位的多方努力下,通过优化接收天线设计和地面数据处理算法等多种手段,实现了低频探测信号不低于30 d B的噪声抑制性能,具备了实现科学目标的能力。     

“嫦娥4号”月球背面软着陆任务设计

介绍了"嫦娥4号"月球背面软着陆任务设计方案。着陆区初步选定为月球背面南极–艾特肯(South PoleAitken,SPA)盆地内的冯·卡门(Von Kármán)撞击坑内。采用中继星实现着陆器和巡视器的对地通信,并选择环绕地月拉格朗日L2点的halo轨道作为其使命轨道。采用CZ-4C火箭和CZ-3B火箭,分别完成中继星和着陆器–巡视器组合体的发射。两器一星上共配置了6台国内研制科学载荷和3台国际合作科学载荷,开展以低频射电天文观测、巡视区形貌、矿物组份及浅层结构为主的科学探测。此外,还搭载了2颗月球轨道编队飞行微卫星、月面微型生态圈和大孔径激光角反射镜,分别开展超长波天文干涉测量试验、月面生态系统试验和超过地月距离的激光测距试验。通过创新设计顶层任务,充分继承成熟技术和产品,增加中继通信功能模块,开放资源引入高性能载荷和搭载项目,将实现一次低成本、短周期、大开放、高效益的月球探测任务。