微型科学卫星的有效载荷

对于10公斤以下的微型科学卫星来说,有效载荷的重量受到严格限制,其主要有效载荷之一是摄像机,它的重量可降低到1公斤的量级,峰值功率可在5瓦左右。过去的空间科学卫星,摄像机的重量一般为35～50公斤,功耗30～50瓦,传输速率为10～100kb/s。下表给出了几个空间科学航天器有效载荷的部分数据。设计途径摄像机的设计途径主要考虑三种因素,即聚焦要求、分辨率的限制和保证高性能的技术选择。主要的聚焦要求是:     

航天器能源管理技术研究进展

航天器的发展对能源系统稳定性、带载能力、功率重量比和运行效率提出了更高的要求,从而能源系统架构设计、太阳能电池控制技术、储能电池组管理技术和能源调度技术等成为亟待进一步研究的关键技术.分析了太阳能电池最大功率点跟踪算法及其实现技术,阐述了能源系统调度策略,探讨了储能电池组充放电控制及均衡技术.通过对航天器能源系统关键技术的对比与总结,明确了能源管理关键技术的发展趋势,对未来空间航天器的电气化发展具有一定的现实意义.     

法国研制大功率卫星太阳电池阵

说法国航空空间公司研制的新型刚性太阳阵具有无与伦比的适应性和极好的功率重量比。适用于0—4千瓦功率要求的卫星。     

航天器主要采用什么电源？

航天器上许多电子设备,所以,电源对于航天器来讲是必不可少的,电源功率的大小和寿命对航天器的性能有至关重要的影响。现代航天器在与火箭分离后首先要展开太阳电池翼,否则难以正常工作运行。在实际运行过程中,也常常出现因电源故障而导致航天器报废。因此,航天器电源至关重要。     

日本购买新型“中功率”行波管

法国汤姆逊 CSF 公司电子管局研制出了一种新型“中功率”(30—100瓦)的空间行波管,从而使星载行波管系列更加完整。因为到目前为止,已有用于通信卫星、遥感卫星或科学研究卫星的低功率行波管(30瓦以下)和用于直接广播卫星的高功率行波管(100瓦以上),但还未有中功率行波管。汤姆逊公司的20-30GHz 行波管装备了欧洲通信卫星 OTS 和 ECS、     

基于控制力矩陀螺的航天器功率最优姿态控制

本文研究基于控制力矩陀螺利用零子空间的航天器姿态控制功率优化问题.航天器采用4个为一组的控制力矩陀螺(CMG)作为姿态控制执行机构.对于N-CMG(N≥4)组而言,如非进入奇异构型,控制的解空间存在一维自由度的零运动.利用该自由度,根据设定的功率函数,可通过局部优化算法在零运动空间求解功率最优解.将该功率最优化算法分别应用于姿态跟踪任务与姿态稳定任务,仿真结果表明,这种功率最优算法对姿态稳定任务具有更好的功率优化效果.     

低成本航天器研制模式研究

正近年来,国内外宇航技术发展越来越快,用户对卫星重访周期等指标要求越来越高。同时,随着集成电路、软件工程技术等新型技术的迅猛发展和快速更新,对利用航天器进行在轨飞行验证的周期和成本提出了更高要求。低成本航天器凭借低成本、可批量生产、高效率等优势得到越来越多用户的青睐与重视,市场需求巨大。本文将在分析低成本航天器国内外研制现状和国内航天器传统研制模式的基础上,提出一种低成本航天器研制模式。     

航天器被动检漏技术

提出了被动检漏的概念;并对航天器被动检漏的要求、国内外状况以及各种气氛分析方法进行了系统地分析,指出了航天器被动检漏可采用的技术;最后就中国航天器被动检漏急需解决的关键技术进行了分析。     

空间激光干涉引力波探测器轨道修正方法

针对空间激光干涉引力波探测器轨道修正问题,提出一种基于虚拟编队构型设计的航天器轨道修正方法。空间激光干涉引力波探测器由3颗航天器组成等边三角形构型。由于入轨误差和摄动的影响,探测器的构型不稳定。假设名义轨道上运行着一颗理想航天器,实际轨道上的真实航天器与之组成虚拟编队,探测器的3颗真实航天器分别与对应的理想航天器组成3个虚拟编队。考虑探测器构型稳定性要求和摄动的影响,对虚拟编队的构型进行设计,进而求解航天器平均轨道要素修正量。求解得到的航天器平均轨道要素修正量小于偏差量,轨道修正通过四脉冲控制实现。数值仿真结果表明,该方法通过部分轨道修正满足了探测器的构型稳定性要求,具有减少燃料消耗、延长任务寿命的潜力。      

土耳其卫星

法国航宇公司中标承包土耳其卫星后,要求土耳其邮电部确认用阿里安火箭发射。今年底与阿里安公司签订发射合同。土耳其卫星(Turksat)重1吨,采用法国航宇公司和西德MBB公司研制的“空间公共汽车-100”平台。该平台已用在阿拉伯卫星和欧洲通信卫星-2上。土耳其卫星有16个Ku波段转发器,行波管功率50瓦。卫星可传输18000条话路或16套电视节目。卫星天线波束覆盖两个区域:一个是土耳其本土(151分贝瓦);另一个是欧洲中心(48分贝瓦)。     

带VSCMGs的航天器姿态稳定及功率补偿控制

基于变速控制力矩陀螺群动力学模型建立其复合控制方程和分系统解耦约束方程,用矩阵投影方法同步设计得到航天器姿态与能量一体控制复合操纵律,利用Lyapunov方法分析了转子轴向惯量误差对姿态控制分系统的影响.根据飞轮转子轴向惯量与功率输出之间的误差关系设计出功率控制补偿器.复合操纵律中的力矩和功率两解形式相同,约束方程使得姿态与能量控制两分系统解耦,便于进行考虑执行机构特性的闭环控制系统性能分析.考虑飞轮转子轴向惯量误差时,姿态控制分系统的输出耗散特性使其能够保持稳定,而功率控制分系统输出误差与转子轴向惯量误差成比例关系,经过补偿后功率输出能满足控制要求.     

航天器电线电缆寿命预测模型研究

随着航天器复杂大系统的高速发展，以及器上电子产品的广泛应用，使得电线电缆大量应用于复杂系统之间的功率输送和信号控制。在航天器运行过程中，电线电缆由于受到空间布局限制，交叉重叠；同时受振动、温度、空间辐射等外部环境影响，致使电缆老化进而引发其他电气故障。介绍了基于可测特征参数的寿命模型建立方法，得出电缆剩余寿命的预计模型，开展航天器电线电缆老化机制以及寿命预测模型研究，最终实现航天装备电缆寿命预测的能力。     

大型通信卫星

目前在轨道上的通信卫星可产生3千瓦左右的最大直流功率,可提供50台低功率转发器的通信容量,即提供25000条双向话路或相当于此的电视和数据传输容量。为了满足二十一世纪的电信需求,设计师们正在努力设计直流功率为几十万瓦、容量为几百万话路的空间通信站。第一颗大型通信卫星,8千瓦级奥林匹斯卫星目前正在英国航空航天公司及其欧洲和加拿大的协作公司里制造。设计师们为在九十年代能充分利用新老     

空间交会最终平移段控制策略

提出空间交会最终平移段的控制方法,选取追踪航天器的相对位置与姿态角作为控制变量,同步控制追踪航天器的质心运动与姿态运动,修正制导机动执行偏差的影响,使目标航天器保持在光学导航视场范围之内,且满足对接操作对追踪航天器状态的要求。     

轨道维持与调相的综合优化策略研究

在交会对接飞行任务设计研究中必须首先确定目标航天器的轨道设计策略,研究了一种将目标航天器轨道维持和调相两种任务进行综合优化的策略.轨道维持的任务是使得目标航天器轨道的形状和位置符合交会要求,调相的任务是使目标航天器在轨道中的初始相位角符合交会要求.在考虑了交会对接发射窗口、交会终端约束条件下,将目标航天器轨道设计问题转化为一个非线性规划问题,应用序列二次规划方法对其进行了求解.仿真计算表明,这种方法既能以较少变轨次数满足交会对接任务要求,又能节省燃料,为空间交会对接任务规划提供了重要参考.     

简讯十三则

日本空间通信公司向邮政省申请改变卫星转器数和输出功率。原20/30吉赫的23台转发器减为10台,输出功率从15和25瓦提高到29瓦;原12/14吉赫转发器从12台增加到19台,输出功率从15瓦增加到30瓦。这是公司根据一份市场调查报告作出的决定。该公司的卫星由美国福特公司制造。     

基于日地月信息的航天器全弧段自主容积卡尔曼滤波导航

高精度全弧段航天器自主导航是航天应用技术的发展方向,是实现航天器在轨任务执行的前提和基础。文章对仅利用日、地、月等天文信息进行航天器全弧段自主导航方法进行了研究。首先,以航天器轨道动力学方程和航天器与日地月之间的夹角信息及地心距作为自主导航系统的状态模型和观测模型,构建了非线性导航系统模型。其次,给出了全弧段自主导航算法,在日月可见弧段采用非线性容积卡尔曼滤波实现航天器自主导航,在星蚀时段利用航天器轨道动力学模型进行高精度轨道预报。最后,给出了数值仿真算例。结果表明,基于日地月天文信息的航天器全弧段自主导航精度保持在2km以内,能够满足其自主导航的要求。     

航天器环境试验和航天产品的质量与可靠性保证

介绍了航天器验证和试验标准近年来的发展现状 ,指出了这些标准在各国航天器验证中所起到的作用 ,同时讨论了在航天器研制中环境试验和可靠性试验的关系。由于航天器的特点 ,在整个验证工作中 ,环境试验和可靠性试验应该是统一的。通过全面的验证工作 ,特别是大量的环境试验 ,航天器的环境适应性和可靠性得到了保证。总的看法是 ,这些标准 ,只要应用得当 ,将能保证航天器的性能要求和在轨可靠性。     

论航天器的环境试验和可靠性

讨论了航天器环境试验在提高航天器可靠性中所起的作用,环境试验和可靠性试验之间的关系;介绍了国外航天器环境试验的要求及应用情况;并对如何更好地发挥环境试验的作用提出一些建议。     

航天器复合材料结构用胶粘剂的选择分析

本文从实用角度分析了在航天器复合材料结构胶接成型中所用胶粘剂的选择原则。针对航天器复合材料结构的使用环境,分别从设计要求、耐温性和工艺等方面分析了一些胶粘剂的适用性。