基于温度模型的10N推力器点火异常发现方法

为解决在轨卫星10N推力器点火异常无法及时发现的问题,根据10N推力器热平衡方程,考虑空间外热流、加热器加热、推进剂燃烧和向深冷空间热辐射等因素,应用10N推力器在轨实测温度数据,建立了精细化的10N推力器点火温度数学模型;进一步考虑测温热敏电阻测量误差,建立了10N推力器点火温度包络线模型;在此基础上提出了基于温度模型的10N推力器点火异常发现方法。该方法计算精度较高,绝对误差小于3℃,在10N推力器点火温度偏离正常趋势3～5℃后即可快速发现。以东方红3号平台某卫星为例进行了案例应用,所提方法计算得到的10N推力器点火温度理论值与实测值最大仅差2.72℃,证明所提方法预测精度较高,对于及时发现10N推力器点火异常、保证卫星轨道或者姿态控制的成功具有重要作用。     

200N Cf/SiC复合材料推力器研制

为了研制Cf/SiC复合材料推力器,对Cf/SiC复合材料物理性能进行了试验研究,测试了Cf/SiC复合材料在空间复杂环境下的适应性及力学性能;采用化学气象沉积法制备抗氧化涂层;采用自动缠绕成型工艺制备Cf/SiC复合材料喷管;采用Ti-Ni复合钎料进行了高温钎焊试验,获得了最优的钎焊工艺参数,完成了Cf/SiC复合材料与金属铌的钎焊连接;制备了试验样机并进行了热试车考核.结果表明,Cf/SiC复合材料在经历各种空间环境后,仍可保持良好的力学性能,涂层具有较好的抗氧化能力.热试车过程中,稳态试车室压平稳,脉冲工作时,推力器响应迅速,脉冲一致性好;燃烧效率达到设计要求,钎焊缝结构完好,Cf/SiC复合材料喷管无明显烧蚀,热试车圆满成功.     

80 mN霍尔推力器空心阴极寿命试验

我国的多个GEO卫星平台即将采用电推进系统完成轨道保持任务,其中比冲为1 600s的80 mN霍尔推力器是国际公认的最适合完成该项任务的推力器,也是目前国外卫星和深空探测器应用最广的电推力器.为满足15年GEO卫星寿命要求,80 mN霍尔推力器必须达到7500h和8 000次点火的寿命指标.空心阴极作为霍尔推力器的重要组件,其寿命和点火次数必须达到相应的指标.为此,上海空间推进研究所开展了80 mN霍尔推力器空心阴极的寿命试验,试验采用模拟推力器阳极的三极管工作方式进行.截止2013年8月上旬,试验件1完成10 322 h寿命试验（含4 549次点火）,试验件2完成24 248次加热器热循环试验.空心阴极的寿命已经达到任务要求,两个试验件的放电电压、触持极电压和点火时间等性能指标变化很小,目前试验还在持续进行中.     

静止轨道卫星南北位置保持推力器效率补偿方法及应用

文章通过对南北位置保持原理和10N推力器工作原理分析发现,由于推进系统10N推力器安装位置差异等因素,使成对点火的推力器产生的控制力矩存在偏差,在控制过程中不可避免地会出现卫星姿态超调量过大的现象。针对某静止轨道卫星位置保持过程中卫星姿态超调量过大现象的分析,提出了南北位置保持的推力器效率补偿方法,在实际在轨操作中有效地解决了姿态角超调量过大问题。     

双组元统一推进系统加注混合比改进算法及应用

卫星双组元统一推进系统加注混合比,是确定卫星氧化剂和燃烧剂加注量的重要参数。正确地确定加注混合比可以减少卫星的呆重,增加推进剂余量和卫星寿命。文章在原有混合比计算的基础上,分析了在轨不同阶段的不同压力、温度条件下10N推力器和490N变轨发动机的流量情况和入口压力、氧化剂和燃烧剂压力变化情况,利用推力器和变轨发动机地面...     

利用10N推力器羽流试验数据建立羽流场数学模型

利用MBB10N推力器羽流试验数据建立推力器羽流场的数学模型并确定其模型参数,以便利用此数学模型分析此类推力器对卫星的羽流干扰力、干扰力矩以及对太阳翼、敏感器的热效应等羽流污染。本文建立的羽流场数学模型不同于Simons羽流场数学模型及羽流特征线方法,但本质上仍满足羽流远流场为自由分子流的假设条件;本文建立的羽流场数学模型的非线性表达式更便于利用试验数据实现系统辨识,而且可达到相当满意的辨识准度。     

同轴型微阴极电弧推力器的设计及性能测试

为了给微纳卫星在轨动作提供合适的推力,研制了一种同轴型微阴极电弧推力器(CA-μCAT),采用同轴布置的棒状阳极和圆筒形阴极,利用真空环境下电弧放电产生的高温烧蚀金属阴极,电离产生等离子体,并在多物理场耦合作用下高速喷出推力器产生推力。文章分别对该推力器的放电特性、推进剂烧蚀速率、等离子体离子电流、元冲量等多个参数进行了测量与分析。结果表明,该推力器能够持续稳定点火运行,电离率在4%～7%;无外加磁场下,元冲量和比冲分别为0.485μN·s和195.6 s;在磁感应强度为0.044 T时,元冲量和比冲分别为1.285μN·s和518.2 s;平均推力在10μN量级。     

卫星电子设备振动试验用超高基频夹具设计

卫星电子设备振动试验用夹具作为固定试件和传递激励信号的重要部件,应具备高刚度和高基频的特性。文章提出卫星电子设备振动试验夹具的设计指标,包括对基频和横向振动响应的要求。通过结构优化,设计了一种轻质平板型夹具。振动试验验证结果表明,该夹具基频在2000 Hz以上,横向振动响应小于10%,达到了卫星电子设备振动试验夹具的设计要求。     

三维编织复合材料在卫星支架的应用

介绍三维编织复合材料的主要技术特点。根据其特点,应用到了某卫星析架式结构的支架接头中,对支架进行了力学分析和试验,结果表明在卫星桁架式结构的支架接头中采用三维编织复合材料技术是可行的。开拓了把三维编织技术应用到卫星结构中的新思路,为航天器桁架式结构的编织接头设计打下了基础。     

国外几种新型微化学推力器

介绍了国外几种以微机电系统 (MEMS)技术为基础的液体和固体微化学推力器。这些新型微化学推力器具有MEMS技术微型化、低成本和批量生产的优点 ,并考虑了体积限制和高度集成等空间限制 ,能产生 10 -6～ 10N·s的推力脉冲 ,可用于微型卫星和纳米卫星的姿态调整、变轨和定向的精确控制。同时阐述了这几种微推力器结构特点和制造工艺 ,并与其他类型的推进器进行了比较     

“希望一号”卫星热平衡试验的误差分析

为研究卫星热平衡试验误差,建立“希望一号”卫星热试验的联合热数学模型,对热平衡试验进行模拟,并与理想状态进行比较,发现仪器试验温度值在低温工况中偏低13～20 ℃,高温工况中偏低11～17 ℃;高温工况中-Y舱板表面到达热流不均匀度高达27.3%。此外,分析了热试验中热沉的温度、表面发射率、与卫星的表面积比,支架的导热、辐射漏热,电缆的导热、辐射漏热,以及热流计温度测量误差对卫星温度场的影响。     

用于无运动部件变焦的球面变曲率镜设计及试验

将无运动部件变焦技术引入空间光学相机的设计中,能够在不干扰卫星平台工况的情况下使空间相机在通过目标区域上空时获取蕴含有目标不同层次信息的图像,从而为后续的识别、判读甚至超分辨率重建提供依据。无运动部件变焦的关键在于：基于光学杠杆效应的光学设计和可以产生较大尺度曲率变化的变曲率反射镜。目前已设计出一种无运动部件变焦原型光学系统,其中变曲率反射镜的有效口径不超过100mm,初始曲率半径为1740mm,且具备曲率增减双向变形能力。文章针对上述指标,设计了变曲率反射镜,并进行了有限元分析,利用具有高韧性、高抗拉断性以及高极限许用应力的碳纤维复合材料研制了反射镜,通过与13点高精度压电驱动器的集成,最终实现了变曲率镜的研制。试验结果表明,该球面变曲率镜可以实现1705~1760mm的曲率半径变化,对应的中心形变量接近23μm,优于国外同等规模器件所能达到的水平。     

基于FE-SEA方法的航天器含支架组件噪声分析

安装在支架上的航天器设备的随机环境条件的制定一般是以经验为基础,并通过试验结果修正,而对于全新构型的航天器,其设备的随机环境条件的制定则只能依靠试验。鉴于目前没有一种成熟的分析方法能在航天器研制初期得出设备安装界面处的噪声响应,文章提出采用FE-SEA 方法,将含支架组件和航天器结构本体看成互相独立的两部分,分别采用不同子系统建模,并以“嫦娥三号”某推力器组件噪声试验数据进行了验证。分析结果表明,含支架组件和航天器结构本体分别采用FE 和SEA 子系统建模,可准确地获得设备安装界面处高频噪声响应,结合低频噪声分析,可作为制定设备随机环境条件的参考。     

星敏感器支架的改进设计

针对原星敏感器支架要求星敏感器头和遮光罩分离安装的问题,设计了一种星敏感器支架。它具有结构简单、轻量化和易于装配等优点,能实现星敏感器的整体安装。对改进后的支架进行了力学分析和振动试验,结果表明,该支架的强度和刚度均满足要求。     

全球导航星座星间链路技术发展建议

美国全球定位系统（GPS）的Block IIR和Block IIF系列导航卫星安装了UHF频段的星间链路收发设备,未来的GPS Ⅲ系列导航卫星将用Ka频段星间链路替代UHF频段星间链路,提高星间数据通信容量,增强抗干扰能力;俄罗斯全球导航卫星系统（GLONASS）的新一代GLONASS-K系列导航卫星开始安装S频段星间链路收发设备;欧洲的伽利略（Galileo）卫星导航系统也在规划全球导航星座的星间链路体系;我国北斗（Compass）卫星导航系统正处在由区域覆盖向全球覆盖的过渡阶段,全球星座的星间链路正处在多种系统体制的抉择中。文章在对国外各种星间链路研究的基础上,从导航星座星间链路需求和特点出发,提出建议：1）建设高频段星间链路;2）加强星间天线与卫星总体的联合设计;3）星间网络协议要具有灵活性;4）尽可能保持每颗卫星的星间链路设备状态一致。文章考虑了现有国内技术储备和国外未来技术发展方向,提出的观点可以作为我国全球卫星导航系统对星间链路选择的参考,对我国Compass系统建设技术先进的星间链路有一定的指导意义。     

“资源三号”卫星正视影像区域网平差

目前卫星影像的区域网平差技术已经有了初步的发展,但大多数研究都基于国际高分辨率卫星影像,针对大区域范围内的中国卫星影像的快速平差还鲜有提及。文章以“资源三号”卫星正视影像为数据源,配合高分辨率的控制点影像和数字高程模型（DEM）数据,基于RPC（rational polynomial coefficients）模型参数精确解算和一种新的控制点选取策略对大区域范围内仅使用少量控制点的区域网平差进行了研究与试验。在试验过程中,文章采用地形坡度统计的方法来快速获取多景影像中控制点的优先选取区域,缩小控制点选取范围。除此之外,文章还通过添加选取相对较为容易的连接点替代部分控制点来保证影像平差精度。结果表明：采用文中方法能大量减少控制点选取难度并有效提高中国遥感影像的几何定位精度,真正实现数字正射影像（DOM）产品的快速生产。     

卫星产品声振组合试验技术研究

文章开展了声振组合试验技术的初步研究,探讨了卫星产品声振组合试验的控制方法,并以面积质量比大的卫星舱板产品为例研究了噪声与随机振动组合试验条件确定方法。结果表明:在进行噪声与正弦振动组合试验时,应先启动振动试验控制,后启动噪声试验控制,且正弦振动控制应采用滤波处理;在进行噪声与随机振动组合试验时,噪声激励与随机振动激励正常启动后,相互之间影响很小,可以按照要求的条件施加激励;对于面积质量比大的卫星产品,在结构上同时施加随机振动载荷和噪声载荷,声振组合试验考核更加合理。     

相对振型转换法求解分段线性边界条件连续体振动响应的优点

为了研究航天领域关注的非线性连接结构对整体结构振动响应的影响,文章利用变分原理,重新推导了基于振型转换的求解具有任意分段线性及可以转换为分段线性边界条件的连续体振动响应的方法——相对振型转换法,并与文献[10]中的混合方法的推导过程进行了对比,印证了相对振型转换法的正确性及其优点。针对一个施加均布载荷的端点单侧带阻挡的悬臂梁算例,分别应用相对振型转换法及力积分法进行了求解,通过悬臂梁端点的分岔响应研究了系统的非线性响应,讨论了两种方法得到的结果。     

力限振动试验夹具设计要求和力测量装置校核方法

文章总结了航天器系统级力限振动试验夹具设计思路, 提出利用合力和合力矩进行力测量装置有效性校核的方法。并通过航天器系统级力限振动试验, 对力测量误差原因进行分析, 指出通过提高加速度和力信号信噪比的办法可使相对误差减小到±10%以内或更低, 验证了力测量装置的有效性。     

力限三向FMD的设计及应用

力限控制技术是加速度和力的双重控制,能有效解决力学振动试验中的过试验和欠试验问题。文章在垂直向力限研究的基础上,根据引进的三向力传感器设计了三向FMD（Force Measurement Device）。利用有限元法和振动试验对设计的三向FMD进行了分析和调试。使用设计的三向FMD成功实施了某型号卫星承力筒的垂直向、水平向力限控制试验研究,达到了预期的研究目的。