星载行波管可靠性的保证

在广播卫星、通信卫星、观测卫星的转发器中,用作功率放大器的器件是属于电子管类的行波管。有报告报导了有关卫星上的行波管放大器(TWTA)和固放(SSPA)的在轨可靠性调查结果。根据这个报告可得出TWTA的故障率比SSPA低的结论。 NEC公司的星载行波管在世界上占有领先地位,已用于实用化DBS(Direct Broadcast Satellite)的“BS—3”广播卫星、通信卫星,证明了它具有高的可靠性。 文中对可确保星载行波管可靠性的设计方针、评价试验方针、寿命保证以及与卫星执行任务一致的评价试验计划等进行叙说。同时,对基于评价试验程序的环境评价试验、工作寿命试验、模拟在轨备份的非工作寿命试验及寿命预测等的实施情况进行介绍。另外,还将介绍根据用于预测可靠性的在轨数据和地面评价试验可靠性分析的结果而获得的高可靠性(280FIT(failurein time))。     

一种新型行波管电源高压开关电路

在某型号任务中研制成了一种新的行波管电源高压开关电路。该电路选用COMS组件,实现了对行波管加电程序进行控制的功能。和以前的电路相比,用电子开关取代了机械开关,提高了可靠性,体积和重量比原来电路减小三分之一。该电路元件少,电性能好,抗干扰能力强,给行波管电源外围电路的小型化研究奠定了良好的基础。     

新型大功率高效率空间行波管电源

空间行波管放大器是通信、导航、数传等卫星中重要的功率放大部件。行波管电源是其重要组成部分,在接近50多年的行波管电源研发和制造历史中,行波管电源总体向着高效率、小体积、轻重量、高功率的方向不断发展。提出一种新型大功率高效率空间行波管电源,采用Buck+推挽两级式拓扑结构,低压采用一种新型Buck变换器,通过无损缓冲的方式,实现了Buck变换器各个开关管的软开关;高压采用谐振推挽的拓扑结构,实现了开关管的软开关,使行波管电源效率达到了94%,并在一台500W的样机中进行了实验验证,使行波管电源的体积、重量和效率指标得到进一步提升,为行放电源的小型化、高效率奠定了坚实的基础。     

星载高速数字电路电源芯片选型及电源完整性设计

优化电源完整性及可靠性设计可以有效提高高速数字电路在高速、高负载及极端环境下工作的性能及可靠性。通过对开关式点电源及LDO (低压差线型稳压器)两种供电方式在星载高速数字电路中的应用特点进行分析,总结出针对两种电源在电源完整性上的设计准则,量化相应测试指标,通过对开关类电源LTM4644及LDO型电源对信号完整性设计及电源芯片选型进行研究优化,为星载高速数字电路电源完整性设计及测试提供部分参考及依据。     

一种基于FPGA的星载电源控制方案设计

星载蓄电池不断发展,对蓄电池的控制管理方式提出了更高的要求。一种新型电源管理的设计方案,以单片微处理器系统为核心,利用反熔丝FPGA （可编程阵列逻辑）芯片,与CPU （中央处理器）之间采用协同处理、集中控制的方式,从硬件架构、软件通信协议和管理策略上保证了对电源系统控制的高度可靠性,实现对星载蓄电池有效、灵活的管理与保护。     

星载DC／DC电源变换器防止负载短路的保护电路的设计方法

一般的星载稳压电源都应该设有过流保护电路。当负载电源超过设定值或因某种原因发生短路时,对稳压电源自身及其负载提供保护,以免烧毁价值昂贵的功率开关管和星上电子设备。因此,是否具有过流保护电路,是衡量一个星载二次电源非常重要的技术指标。 过流保护电路多种多样,其它专业书中均有详述。一般情况下是用电阻取样来做保护电路,或者采用熔断丝保护,都可以起到保护自身和负载的作用。但前者必然要付出代价,即要损     

星载电子设备的热设计

介绍了星载电子设备的温升控制的各种方法，除了采用导热、热辐射设计外，还采用了热管的高效传热的方法。     

可调空间行波管放大器发展综述

文章简要介绍了可调空间行波管放大器的特点及应用需求,详细介绍了国外可调行波管放大器的发展历程和技术状况,描述了实现可调行波管放大器的技术方法,展望了空间行波管放大器向功率和频率双可调方向的发展趋势.     

星载接收机的EMC分析与设计改进

文章介绍了星载接收机的EMC试验问题,分析问题产生的机理,提出星载接收机的EMC设计改进措施,并经过试验验证,改进措施切实有效.     

星载光盘机的热设计

用强迫风冷法对星载光盘机进行热设计。     

挠性航天器的鲁棒多目标姿态控制器设计

航天器挠性附件的振动难以直接测量且对航天器的姿态控制精度产生不利影响。为解决这一问题,提出一种基于观测器的鲁棒多目标姿态控制系统设计方法,借助特征结构配置的参数化方法,给出了含有自由参向量的控制器以及观测器的完整参数化形式。通过对自由参向量的多目标优化选取,使控制系统具有良好的鲁棒性和干扰抑制能力,并避免了控制输出饱和现象的发生。对一个挠性航天器的设计实例表明了方法的有效性。
     

载人航天器主动热控制系统流体回路的优化设计

载人航天器一般采用主动热控制技术为主的热控制系统,废热的排散主要通过泵驱动单相流体回路。分析了主动热控制系统的主要设计任务,如系统方案、工质的选择、回路部件的选型、系统参数的确定、控制算法等;提出了主动热控制系统方案及参数选择应满足适应性要求、安全性要求、可靠性要求以及经济性要求,指出主动热控制系统的设计是一个以系统总体质量最小为目标的约束优化问题,并讨论了优化设计的思路与实现流程。最后基于一个具体的设计案例对设计方法进行了验证。     

中国星载CCD相机控温仪性能比较

星载CCD相机热设计中的主动控温加热器一般由控温仪来完成自动控制。中国卫星普遍采用的控温仪是常规电子开关型控温仪和智能型控温仪,文章对这两种控温仪的性能进行了多个方面的比较。     

航天器隔舱结构优化设计

采用有限元方法、结构灵敏度分析技术及序列线性／二次规划方法进行隔舱减重优化设计。文章叙述了优化模型的确定、载荷工况及边界条件的选取,对优化设计中用到的敏度分析方法和优化算法进行了简介;对设计方案选取,优化结果的比较进行重点论述。通过分析验证及试验验证表明,隔舱结构减重优化设计效果显著,优化设计在航天器结构设计中具有重要意义。     

航天器电源系统的动态特性研究

对采用锂离子电池作为供电部件的航天器电源系统进行动态特性研究,以关键的内阻参数为变量建立传递函数,描述用电部件上电时引起的瞬时电流与电压动态变化的关系,对单个用电部件提出阻抗匹配的规则,对多个用电部件的复杂电源系统建立离散仿真模型。以使用无电压调节母线的航天器作为案例研究,仿真结果显示,文章提出的研究方法能够有效反映多个部件上电过程中母线电压的动态特性,可为电源系统的设计提供参考。     

航天器热设计中的系统性和鲁棒性

从航天器系统设计最优的角度,讨论了热设计应关注的几个问题:系统最优而非分系统指标最优的热设计原则,合理并充分利用航天器资源的热管理思路,解决航天器研制问题的热设计最小重构手段,适应航天器在轨意外故障的鲁棒性热设计方法。提出了现阶段航天器热设计应适当增加主动热控比例的设计原则;结合卫星应用实例,给出了充分利用电加热这种简单可靠的主动热控手段,来提高热设计鲁棒性,从而提升热设计系统性的方案和流程。     

模块航天器间激光无线能量传输系统方案设想

模块化航天器是未来航天器发展的重要方向,模块航天器之间的能量传输是实现模块化功能应用的关键技术。文章针对模块化航天器系统能量分配需求,对无线激光能量传输技术进行了研究。阐述了无线激光能量传输系统的功能组成,建立了系统框架模型,分析了系统的关键技术,并对系统各组成模块进行了初步设计。在此基础上对激光传能系统进行了试验验证,获得了理想的光电转换效率。文章的研究成果可为我国模块航天器的发展提供技术支持。     

深空探测器热控系统设计方法研究

针对国外深空探测器热控系统设计方法进行了调研和综述,并在此基础上提出了深空探测器的热控系统设计特点,为我国深空探测器热控系统的设计提供参考。     

空间核电源热管式辐射散热器热分析与参数优化

针对空间热管辐射散热器的特殊工况对散热器进行热分析建模,通过分析其传热原理,建立出热阻模型,并通过和实际设计进行对比,验证模型和计算方法的可行性。选取翅根温度、翅片长度和翅片厚度等参量作为约束条件,分别对热管式空间辐射散热器的翅片散热效率和系统质量特性进行优化分析,获得最优设计参数。     

航天器系统设计的可靠性准则

在对大量航天器工程案例分析的基础上,提炼出10条航天器系统（总体）设计的可靠性准则。遵循这些设计准则,将有利于航天器从系统级避免许多故障,或者消除故障对系统的影响,在阐述每条准则时,列举了一个或数个案例。