海外热议神十

6月11日，搭载着3名航天员的神舟十号飞船在中国酒泉卫星发射中心成功发射。国内外舆论对此高度关注，一时间好评如潮；6月26日，神舟十号飞船返回舱顺利着陆，又一次引发媒体评论热潮……     

“神九”返回舱开舱搭载物品亮相

7月1日上午,神舟九号载人飞船返回舱在北京航天城内的“娘家”——中国空间技术研究院开舱,伴随“神九”3名航天员飞天返回的搭载物品一一亮相。     

多用途飞船返回舱虚拟振动试验研究

利用虚拟振动试验软件系统、多用途飞船返回舱的有限元模型和"神舟一号"返回舱的历史试验数据,对多用途飞船返回舱进行虚拟正弦和随机振动试验,考核了返回舱经受动力学环境的能力,研究发现设计方案在一阶共振区响应过大,存在较大的设计缺陷,经过多次迭代优化设计后的模型满足设计要求。研究结果为多用途飞船返回舱的设计和优化提供了依据。     

神舟十一号与天宫二号交会对接效果图

正2016年9月15日、10月17日,天官二号空间实验室与神舟十一号载人飞船分别在酒泉卫星发射中心成功发射,10月19日在轨成功对接。11月18日,搭载两名航天员的飞船返回舱成功回收。这次飞行任务创造了中国航天员太空驻留时间的新纪录。     

中国新一代载人飞船返回舱热控设计优化研究

文章针对新一代载人飞船返回舱再入过程气动热环境和返回舱传热特性,建立了气动热环境下返回舱动态耦合传热集总参数模型,能够描述返回舱防热层内侧蜂窝板、舱体、设备和舱内空气间的导热、对流及辐射动态耦合换热过程.文章应用该模型对典型新一代载人飞船返回舱气动热环境下的传热特性进行了分析,提出了防热烧蚀层内侧铝蜂窝板表面包覆多层隔...     

神舟5号搭载物亮相

除了中国飞天第一人杨利伟外,神舟5号载人飞船返回舱内还搭载有什么物品?这一谜底10月18日在中国航天科技集团公司北京空间技术研制试验中心揭晓。 神舟5号载人飞船返回舱从内蒙古中部主着陆场运抵北京后,18日回到她的诞生地举行隆重的开舱仪式,伴随着飞天英雄杨利伟邀游太空20多个小时的舱内搭载物品也一一亮相。     

为返回舱“科学减肥”8.7公斤——中国运载火箭技术研究院703所承担返回舱防热材料及结构研制任务纪实

中国航天科技集团公司中国运载火箭技术研究院703所承担着神舟一号飞船到神舟九号飞船返回舱防热材料及结构的研制生产任务。神舟九号和天宫一号的成功交会对接是首次载人交会对接,意义更为重大。神舟九号需要增加微波雷达、激光雷达、CCD传感器等交会测量设备以及对接机构、燃料等,为此在火箭运载能力固定的前提下,只能通过飞船减重来满足要求。该所通过科学设计,在神七的基础上为神九返回舱成功"减肥"8.7公斤,充分满足了设计要求。     

载人飞船返回舱的飞行动力学特性与分析（上）

论述了载人飞船返回舱的飞行动力学之特点是其主要研究内容，以一种典型的载人飞船返回舱之构型作为实例，说明返回舱沿其再入轨道飞行时一些特征参数的变化规律，较为详细地分析了返回舱的气动特性、质量特性、旋转角速度、再入角、再入速度以及地转风对其再入轨道运动特性的影响，由此所得到的一些普遍规律，对当今世界上普遍采用的钝头轴对称旋成体外形的载人飞船返回舱之气动外形设计、结构设计、舱载设备／乘员的安装、控制规律     

返回舱内部湿度分布数值模拟研究

飞船返回舱内部湿度的高低对其内部设备的正常工作有很大影响。由于受自然对流的影响,地面试验很难模拟湿度分布。本文利用数值模拟的方法,通过设定速度、浓度梯度最大原则,合理筛选并简化舱内设备,从而克服返回舱设备布局复杂、难于建模的困难,模拟研究了返回舱内部的流动和湿度分布。     

多体回收小型返回舱

把有些航天器(如空间站和侦察卫星等)上的物品返回地面,有两种方法可选用:一种是搭载天地往返运输系统返回,另一种是利用航天器上设置的专用返回舱返回。TAURUS和FAST是德国在80年代末设想的两种多体回收小型返回舱。它们预先装在空间站的贮存库中,需要时即可携带待返物品离开空间站、再入大气层并返回地面。文中主要介绍TAURUS返回舱的运行程序及主要构件(有效载荷舱、弹射装置及辅助设施等)。     

有效载荷机柜结构优化设计

有效载荷机柜是载人航天器密封舱内安装有效载荷的重要结构,在设计上既要具备一定的刚度保证,以满足发射力学环境要求,又要通过减轻自身重量来提高有效载荷发射能力。文章根据载人航天器密封舱的基本结构设计要求,完成了有效载荷机柜结构的基线设计,进行了有效载荷机柜的有限元建模和模态分析,以减重为目标,刚度为约束条件,完成了有效载荷机柜结构优化设计,并基于敏感度分析得到了有效载荷机柜结构设计参数对其刚度的影响关系。文章的分析思路和研究结果对工程设计具有指导意义。     

Efficient payload processing: the opposite side of frequent space shuttle launches

The planned rate of up to 40 Space Shuttle missions per year from the Kennedy Space Center requires a matching payload processing capability that must be efficient and economical. Five facilities are being converted to handle spacecraft assembly and checkout, two to handle explosives and other dangerous spacecraft components, and one for total payload integration. New handling and transporting equipment is being built, and new procedures established. This paper presents an overview of the processing cycles of the two presently known types of payloads, their integration into Shuttle-ready cargos, and the installation of the cargo into the Space Shuttle Orbiter.     

天基监测空间碎片有效载荷效能评估方法研究

介绍了用于天基空间碎片监测的主要载荷,包括可见光监测相机、微波雷达和激光雷达。根据评价指标体系,按照评价指标设计的原则,设计出评价指标的体系结构,建立基于AHP（采用层次分析法）的综合指标评估模型。利用评估模型实现对三种监测载荷进行评价分析,选择出效能最优的有效载荷。为天基监测载荷评估提供科学依据与评估方法。     

星载激光雷达高精高稳探测卫星系统保证技术

激光雷达探测精度高,具备全天时工作和垂直探测能力,在大气环境天基遥感领域应用广泛。基于CO_2柱线浓度激光遥感探测原理,分析了积分路径差分吸收星载激光雷达测量系统的激光波长、能量精度和稳定性及光轴指向精度等关键指标要求和功能模块配置,重点开展了星载激光雷达光机头部稳定安装、良好机热环境保障及星敏载荷一体化布局等整星层面系统设计保证,仿真结果初步表明设计方案可行。同时,提出了激光雷达波长、能量精度及稳定性实时监测、卫星对地光轴指向高精度测定和星地载荷光轴指向测量误差标定的地面试验验证要求,以确保系统设计的有效性,为激光雷达遥感卫星的研制提供了技术参考。     

Multiobjective optimization applied to structural sizing of low cost university-class microsatellite projects

In recent years, there has been continuing interest in the participation of university research groups in space technology studies by means of their own microsatellites. The involvement in such projects has some inherent challenges, such as limited budget and facilities. Also, due to the fact that the main objective of these projects is for educational purposes, usually there are uncertainties regarding their in orbit mission and scientific payloads at the early phases of the project. On the other hand, there are predetermined limitations for their mass and volume budgets owing to the fact that most of them are launched as an auxiliary payload in which the launch cost is reduced considerably. The satellite structure subsystem is the one which is most affected by the launcher constraints. This can affect different aspects, including dimensions, strength and frequency requirements. In this paper, the main focus is on developing a structural design sizing tool containing not only the primary structures properties as variables but also the system level variables such as payload mass budget and satellite total mass and dimensions. This approach enables the design team to obtain better insight into the design in an extended design envelope. The structural design sizing tool is based on analytical structural design formulas and appropriate assumptions including both static and dynamic models of the satellite. Finally, a Genetic Algorithm (GA) multiobjective optimization is applied to the design space. The result is a Pareto-optimal based on two objectives, minimum satellite total mass and maximum payload mass budget, which gives a useful insight to the design team at the early phases of the design.     

The dynamics of the space shuttle orbiter with a flexible payload

The Space Shuttle Orbiter will be used as an orbital base for near-term space operations. Its payloads will range from compact satellites to large, flexible antennas. This paper addresses the problem of the dynamics and control of the Orbiter with a flexible payload. Two different cases are presented as examples. The first is a long, slender beam which might be used as an element in a large orbiting structure. The second is a compact satellite mounted on a spin table in the Orbiter payload bay. The closed loop limit cycles are determined for the first payload and the open loop eigenvalues are calculated for the second. Models of both payloads are mechanized in a simulation with the Shuttle on-orbit autopilot. The vehicle is put through a series of representative maneuvers and its behavior analyzed. The degree of interaction for each payload is determined and strategies are discussed for its reduction.     

基于材料优化设计的某卫星结构热变形控制

为在不改变结构形式和卫星构型的前提下减小某卫星有效载荷安装界面热变形,用有限元法分析了初始方案的变形及其原因,通过材料优化设计确定了新的设计方案。经在轨飞行试验验证,新方案的热变形控制方法的热变形满足指标要求。     

国外深空探测光学遥感载荷发展现状与启示

文章对国外近十几年来的深空探测光学遥感载荷的发展情况进行了介绍,并按科学目标进行了分类。总结了深空探测光学遥感载荷的发展趋势与启示,为深空探测光学遥感载荷的发展提出了几点建议。     

通信卫星灵活载荷技术综述

通信卫星逐步由高轨地球同步轨道卫星向高、中、低轨结合的全球覆盖卫星方向发展,多业务和多重覆盖的发展趋势对通信卫星的灵活性提出了更高的要求。通信卫星配备灵活载荷已经成为重要发展方向,对面向个人用户的高通量通信卫星及高、中、低轨结合的组网通信卫星来说尤为重要。配备灵活载荷的通信卫星能实现端到端业务,能灵活调整覆盖区,实现灵活组网,并提升资源利用率。分析了国内外通信卫星灵活载荷的发展动态,介绍了通信卫星灵活载荷的技术特点,并给出了有效载荷方案,最后阐述了通信卫星灵活载荷发展的关键技术及发展思路。     

基于微振动隔离技术的平台载荷一体化设计

针对大口径高分辨率相机对卫星平台结构、安装包络、振动环境等方面的要求,提出了一种基于微振动隔离技术的平台载荷一体化设计与分析方法。通过在卫星平台与载荷安装基板之间的一体化结构中增加柔性连接单元,利用系统刚度和能量耦合的原理对一体化结构平台的系统性能进行设计和仿真分析,并在此基础上,开展了平台载荷一体化结构地面模拟试验研究。结果表明：文章提出的基于微振动隔离技术的平台载荷一体化设计在满足载荷安装要求的同时,还能够将卫星平台传递至载荷基板的振动响应衰减80%以上,从而有效地确保载荷的主要性能。