卫星平台模块化柔性热控体系结构

针对传统以被动热控为主的热控体系结构在适应能力、鲁棒性与灵活性方面的不足,以及难以满足目前卫星研制中平台公用化、通用化与诸多快速研制要求等问题,首先对模块化、柔性设计理论与方法进行了分析;然后结合热控技术的发展现状,构建出4种基于热总线的模块化、柔性热控体系结构;并在此基础上梳理出新型模块化、柔性热控体系结构面临的问题与解决途径。研究成果对于推动主动热控技术在我国卫星热控设计中的应用具有参考意义。     

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。     

嫦娥一号卫星热控设计中热管的应用及验证

为克服由于月球热环境的特殊性给热控设计带来的困难,尤其是卫星度过月食的极端状态条件,首次采用了舱外两舱热耦合热管、相变材料热管技术,为最终嫦娥一号卫星热控状态满足总体的技术要求发挥了关键作用。由于两舱热耦合技术的采用,两舱的热能量得到了相互补偿,因此减少了整星散热面,减少了热补偿功率需求,提高了月食结束时蓄电池的温度,使热控技术方案成为相对优化的方案。文章对热管技术在嫦娥一号卫星热控设计中的应用进行了总结,并给出了热分析及热平衡。     

高分七号卫星基于尺寸稳定的整星热设计

尺寸热稳定性是高分七号卫星热设计的重要组成部分,是保证卫星在轨期间相机光轴指向稳定的核心要素。为保证高分七号卫星高成像精度,结构件大量采用高强度、低热膨胀系数的氰酸酯基体碳纤维材料。将卫星设备散热与内部热设计进行一体化设计的支架是保证相机、测高仪指向精度的关键部件,通过布置合理热控措施,实现温度水平和稳定性的控制,保证一体化支架的尺寸稳定;大热耗短期工作的数据处理器外挂独立散热板、激光测高仪主体和散热板功率补偿一体化设计,避免了外舱板温度的剧烈波动,有效减小了热变形对一体化支架的影响,从整星层面保证了尺寸稳定性。     

环月轨道一体式星敏感器热设计及仿真验证

文章提出了一种适用于环月轨道条件下的一体式星敏感器的复合热设计方案。一体式星敏感器自身热耗集中,在环月轨道条件下受太阳辐射和月球红外辐射共同影响,散热条件恶劣。利用热管、热控涂层、多层和电加热器等热控措施相结合的方法,解决了环月轨道条件下的一体式星敏感器的散热问题。通过仿真分析,星敏感器最高温度36.7℃,满足单机温度要求。     

星载平板有源SAR天线热设计与验证

合成孔径雷达天线是微波遥感卫星的重要载荷之一,一般具有尺寸大、收发单元多、热耗大、工作模式多等特点。载荷热耗峰值可达7000W,同时为减小热变形对指向精度的影响,设备温度一致性需优于10℃。因此大功率组件散热和温度一致性保持是合成孔径雷达天线热控的主要难题。采用被动和主动相结合的热控手段,合理设计散热通道,解决设备的散热难题;采用等温化设计,布置热管网络,降低设备间温差;采用新型智能随动控温方法,解决不同工作模式切换、空间外热流变化、辐射耦合带来的温度梯度保持难题。采用Thermal Desktop软件对天线进行了热仿真分析,并进行了热平衡试验。分析、试验结果和在轨测试结果表明温度和温差均满足要求。该设计方法可为大功率有源合成孔径雷达天线热设计提供借鉴。     

高分七号卫星双线阵立体测绘相机热设计与验证

根据高分七号卫星双线阵立体测绘相机所处空间环境和结构特点,开展热设计和仿真分析。采用被动隔热方式降低相机与平台、环境之间的热耦合;主动热控措施进行温差补偿,使相机的温度水平保持在热控指标范围之内,并保证周向和径向温差满足设计要求;采用外贴热管建立大功率CCD器件与散热面的直接传热路径,显著地减小传热热阻和热控质量、空间需求。仿真分析和在轨测试结果表明:相机温度水平、梯度和稳定性均满足设计指标要求,该热设计方案可推广用于同类型相机的热设计。     

MEO卫星有源微波天线机电热一体化设计与应用

针对中地球轨道(MEO)卫星微波天线连续工作时间较长带来的温度一致性问题,兼顾卫星减重的需求,文章提出了一种天线机电热一体化设计方法。从分析MEO热环境出发,筛选出极端低、高温工况,采用纳米膜、高导热石墨板和分布式测控温系统相结合的手段,提出了一种新的天线热控方法,节省了传统的有源安装板,优化了2/3的测控温线缆。经过有限元仿真和模块级试验,验证了该方法的有效性,试验结果表明：该机电热一体化设计方法能够满足温度一致性要求,对短时高热耗的天线热控具有重要的借鉴意义。     

“高分四号”卫星相机热控系统设计及验证

"高分四号"卫星搭载的相机具有较高的分辨率和指向精度,需相机光学系统及主承力结构在全寿命周期内保持高温度稳定性,且该相机工作于地球静止轨道,所处空间热环境更为复杂,给热控设计带来极大挑战。文章结合相机在轨成像需求和空间热流特点,详细分析了相机热控设计的重点与难点,并创新性的采用了遮光罩开设散热面、间接辐射控温、南北耦合散热面等热控措施,实现了高轨相机的高精度温度控制。热平衡试验与在轨飞行温度数据表明,相机的热控设计合理可行,能够满足相机在轨成像的温度要求,为未来高轨大口径光学相机高精度、高稳定性热控设计奠定了良好的基础。     

模块化自适应热控技术体系研究

针对现有的两种热控技术体系尚不满足未来航天器要求的在轨服务能力,文章结合热控单项技术在可维修、自适应方向的发展现状,从系统层面和热量的收集、传输、排散各环节对潜在的可维修热控技术进行了分析,提出了未来的发展方向,构建出新的"模块化自适应热控技术体系"。该技术体系基于热总线,主动热控装置、设备的适应性和鲁棒性更强。在此基础上,提出了可更换、可修复、可重构和可补充4种热控系统在轨维护类型,并初步研究了各类型的实施方案和可行性。     

MEO卫星双星并行真空热试验技术

在"北斗三号"MEO卫星双星并行研制过程中,综合考虑总体任务需求、卫星热控特点、热控方案及现有试验条件,提出"双星同时进罐,单星热平衡,双星热真空"的真空热试验方案,并通过仿真分析对因两星相互遮挡引起的附加热流进行修正,实现两颗卫星同时使用同一空间环境模拟设备即可完成热平衡及热真空2项试验.数据比较表明,热平衡试验结果...     

北斗三号卫星与上面级供电相关接口分析及验证

卫星采用运载火箭上面级发射入轨期间,经历了由大椭圆轨道至圆轨道的过程,飞行姿态经历了变轨、慢旋、分离后巡航等多个阶段。在太阳翼展开前,卫星要经历比自身变轨更为恶劣的高低温环境及能源紧张等供电风险。在分离时刻的太阳翼碰撞或干涉安全性也需要重点关注和分析。针对北斗三号一箭双星采用上面级直接入轨方式的特点,分析了卫星与上面级间的供电和热设计接口,并从双星分离安全性角度考虑,分析影响卫星与上面级接口安全性的主要要素,并对应用和验证情况进行总结。     

月球重力场环境对月球卫星轨道影响分析

文章分析了月球复杂的重力场环境对月球卫星轨道运行的影响。通过月球卫星冻结轨道与地球卫星冻结轨道的对比分析,结果表明月球重力场存在较大异常,并由此引起月球卫星轨道发生较大漂移。另外,月球冻结轨道在带谐项影响下还存在中等周期的漂移,仅简单考虑带谐项系数无法求得完美的月球冻结系数。由于月球重力场异常对绕月卫星的影响与地球轨道卫星情况相比存在很大差异,因此月球轨道卫星的长期运行与控制策略的设计必须充分考虑此影响。     

基于低轨卫星增强的非差高精度导航定位技术与在轨试验验证

随着自动驾驶、精密农业等领域的发展,各领域对高精度导航定位的需求不断增加。在地基增强技术、高轨星基增强技术和传统非差精密单点定位技术的基础上,提出了一种基于低轨卫星增强的非差高精度导航定位技术,研制了基于低轨导航增强技术的低轨导航增强载荷,开发了基于低轨卫星增强的地面自适应卡尔曼滤波非差高精度定位软件,并进行了全球首次基于低轨卫星的信号信息一体化导航增强在轨试验。试验表明:经低轨卫星增强后,地面终端用户定位精度优于30 cm。最后,给出了该技术的后续研究方向,为未来低轨导航增强系统与其他增强系统协同工作,实现广泛应用奠定了基础。     

微纳InSAR卫星总体技术研究

微纳合成孔径雷达干涉(Synthetic Aperture Radar Interferometry, InSAR)卫星是对地定量化遥感的重要手段。开展了微纳InSAR卫星系统总体技术研究,给出了使得干涉测量覆盖范围最大的双星编队构型设计方法,建立了低燃料消耗双星轨道参数设计准则,提出高功能密度比InSAR卫星系统的设计方法,包括载荷平台一体化、卫星高集成模块化等总体设计方法,并给出了相应的设计实例。     

An extensible on-board data handling software platform for pico satellites

Miniaturization techniques enable the realization of very small satellites with interesting capabilities in space science. The University of Würzburg contributed in the scope of the cubesat program with its own pico satellite UWE-1, which is in orbit since October 2005. Despite reliable and stable operation of the on-board data handling (OBDH) system during the UWE-1 mission, the successor UWE-2 will be equipped with a more sophisticated, modular and extensible OBDH system, which was designed to facilitate the further development of the UWE satellite platform. The OBDH system was designed for high reliability and stability, but with an easier extension capability. The modular structure of the new system thus supports potential transfer to other satellite platforms.     

An extensible on-board data handling software platform for pico satellites

Miniaturization techniques enable the realization of very small satellites with interesting capabilities in space science. The University of Würzburg contributed in the scope of the cubesat program with its own pico satellite UWE-1, which is in orbit since October 2005. Despite reliable and stable operation of the on-board data handling (OBDH) system during the UWE-1 mission, the successor UWE-2 will be equipped with a more sophisticated, modular and extensible OBDH system, which was designed to facilitate the further development of the UWE satellite platform. The OBDH system was designed for high reliability and stability, but with an easier extension capability. The modular structure of the new system thus supports potential transfer to other satellite platforms.     

固-液相变装置传热性能数值计算研究

卫星内安装的某些设备在轨长期工作时要求维持较恒定的温度,特别是热容较小的设备受外热流影响温度波动会比较大,文章在传统热控设计的基础上增加了相变装置,利用焓法建立了设备、蜂窝板、相变装置统一的控制方程,研究了空间环境下相变装置的热性能。结果表明:采用相变装置有助于提高散热面的等温性,同时能够有效降低设备的温度波动范围,为航天器内设备的热控设计提供了一定依据。     

The dive and ascent satellite program for lower ionosphere research

Lower ionosphere is a transition region from outer-space to low atmosphere and had been unexplored on a continuous basis before Atmosphere Explorer satellites flew in the region. Purpose of a new aeronomy satellite, DAS (Dive and Ascent Satellite) having a capability to control orbits and flying at the very low perigee altitude less than 130 km is to explore the bottomside of ionosphere spreading over between 100 and 300 km altitudes. Preliminary study on the new aeronomy satellite is conducted at National Aerospace Laboratory in cooperation with Radio Research Laboratories and Meteorological Research Institute.This paper reviews the mission design, orbit decay and transfer analysis, typical orbit profile, aerodynamic characteristics and satellite configuration study, aerodynamic heating and thermal control analysis, attitude control analysis, on-board propulsion and power subsystems, and operation analysis with emphasis on their technical feasibility.     

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。