太阳电池阵极月轨道在轨热分析

以极月轨道上太阳电池阵作为研究对象,详细分析了该轨道上电池阵所得各外热流的确定方法.以此为基础,对太阳电池阵进行在轨温度数值模拟,得到月球轨道上电池阵所得外热流以及温度的周期分布.计算结果与地球卫星的相应数据进行比较,明确了月球轨道上电池阵所得外热流以及温度的周期分布特点,为月球卫星上太阳电池阵以及整个卫星的设计提供了有利的数据参考.      

向月球飞行轨道的若干特性研究

利用圆锥曲线拼接技术,研究从地球圆形停泊轨道飞向月球的轨道及月球卫星轨道的轨道特性.当地月转移轨道平面与月球轨道平面共面时,月心轨道和地月转移轨道射入条件的关系可用一组代数方程描述;不共面时,可用一组超越方程迭代求解.数字仿真得到了有益结论.      

美国正在研制绕月卫星--月球勘测轨道器

全球已经掀起了探月热，欧洲的SMART-1已进入月球轨道；中国正在研制嫦娥-1号卫星；印度将通过月球初航1号卫星考察月球。而在美国，自从2004年1月布什宣布新太空设想以来，美国航宇局制定出了一系列具体的探测计划，其中包括无人月球探测计划，该计划的第1个项目已经确定，就是美国新型绕月卫星——“月球勘测轨道器”，该卫星计划于2008年10月15日发射，它将是美国重返月球迈出的第一步，向来来人类探索更远的宇宙空间铺平道路。     

一种兼顾不同轨道姿态的卫星热控优化设计方法

分析了传统卫星的热控设计方案,提出一种能够同时满足太阳同步轨道和倾斜轨道条件的卫星热设计优化方法.基于该优化方法对某卫星在两种轨道条件下进行了热仿真分析,并对太阳同步轨道条件下的卫星进行热平衡试验和在轨验证.研究结果表明,采用该优化方法可减少倾斜轨道条件下卫星热设计的地面试验验证,缩短卫星研制周期并显著节约成本.研究结果可为卫星热控设计优化提供参考.      

月球卫星轨道设计优化

利用带谐项J2和J3对月球卫星轨道进行了优化设计．首先分析了月球卫星轨道摄动因素对轨道的影响，其次推导了对应于J2和J3项的冻结轨道计算公式，并通过对仅包含月球引力场模型的运动微分方程，直接积分计算轨道的变化进行了验证．最后，通过合理选择初始轨道的偏心率e0和近月点幅角ω0，对月球卫星极轨道进行了优化设计，给出了设计公式并进行了仿真．结果表明，这种优化设计方法是很有效的．     

向月飞行轨道的若干特性研究

利用圆锥曲线拼接技术，研究从地球圆形停泊轨道飞向月球的轨道及月球卫星轨道的轨道特性，当地月转移轩道平面与月轨道平面共面时，月心轨道和地月转移轨道射入条件的关系可用一组代数方程描述，不共面时，可用一组超越方程迭代求解，数字仿真得到了有益结论。     

嫦娥-1的奔月之路

中国已经发射过各种轨道的人造地球卫星,但是还没有发射过人造月球卫星.从地球到月球不但距离遥远,将近4×105km,而且月球自身还在围绕地球进行公转,平均运动速度为1.023km/s.因此,如何让嫦娥-1月球探测卫星与运动着的月球精确交会,并按绕月的工作轨道运行是非常困难的事情.在世界探月历史上,曾多次发生探测器距离月球很远飞过,与月球"失之交臂",也曾发生过探测器未能进入环月轨道而撞到月球表面上"粉身碎骨".由此可见,嫦娥-1飞行轨道的设计是整个工程中一项必须突破的关键技术.     

月球卫星的精密定轨

发射月球卫星是探测月球的一个重要途径,而且为了找水,多采用极轨方式.由于作为中心天体的月球与地球有所不同,导致月球卫星的运动及其相应的轨道摄动解亦有明显差异.在这种背景下,本文选择采用一组适用于0≤e<1和0°≤i<180°的无奇点根数、充分利用数值法和分析法各自特点的定轨方法,给出月球卫星的精密定轨方案,并以测距的模拟资料进行了实算,计算结果与理论分析相符,有实用前景.     

日本的月球—A探测器

月球-A（LUNAR－A）是日本宇宙科学研究所（ISAS）研制的一颗重540kg、采用自旋稳定的新型月球探测器，计划于1997～1998年间用M－5火箭发射到月球轨道上。探测器上配备3个由月震仪和热流量计等组成的穿测器（penetraton），用于穿入月表，以地球物理学的方式查测月球内部结构，为开展月球起源、进化等研究创造条件，提供可靠数据。LUNAR－A上还安装了轻型、高精度的摄像机，用于对准月球摄像，获得大量的月面信息，对月面进行研究。1991年1自24日，ISAS已成功地发射了飞天号月球探测器（第14号科学卫星）。它上面载有一颗子卫星“…     

中国绕月探测工程功勋火箭——长征-3A

1 引言 □□2007年10月24日,长征-3A火箭把我国首颗月球探测卫星嫦娥-1准确送入预定轨道.嫦娥-1顺利进入月球轨道并传回了月面图像,标志着中国首个月球探测任务取得圆满成功.     

自适应多层结构的热防护与热响应

提出了一个自适应多层结构的概念，有机硅热防护材料是具有这种多层结构的雏形材料。文章以有机硅材料为例，实验结果为依据，讨论了有机硅在加热过程中形成多层结构的机理；给出了这种多层结构热响应特性的数值模拟方法。算例计算表明，数值模拟与实验结果基本相符。     

通信卫星隔热屏热控涂层的研制及应用

介绍了ＧＤ２及ＧＤ２Ａ两种涂料型热控涂层的组成、工艺、性能，并讨论了影响涂层性能的因素。实验结果表明，涂层性能稳定并达到了热控设计的要求。这两种涂层已成功地应用于中国通信卫星的隔热屏上。     

真空同心管套的热分析

真空同心管套涉及传导、辐射等传热方式,其中低压气体的热传导非常复杂,是分析问题的关键。对处于不同隔热措施的真空同心管套内辐射换热和气体导热予以准确的描述,建立了传热模型。并在考虑材料真空放气的情况下,计算了管套的当量导热系数。所用方法和技术可用于空间热物理等领域中类似问题。     

组合光学太阳反射镜的热辐射性能测量

用量热计法测量了通信广播卫星上用的光学太阳反射镜（ＯＳＲ）的太阳吸收比αｓ和半球发射率εＨ。为了准确计算卫星的温度分布,测量的是组合ＯＳＲ样品的热辐射性能。作为对比,同时还用量热计法和光谱法测量了单片ＯＳＲ的太阳吸收比,并且对各个测量结果及其差异进行了分析。分析表明,不应当将单片ＯＳＲ的法向太阳吸收比αｓ作为设计参数,否则将在温度计算中引起较大误差。     

DQ—1气球卫星热设计

文章介绍了中国气球卫星的热设计与热试验。根据气球卫星的特性,讨论了无源热控制方法在热设计中的应用。说明热试验数据同热计算数据基本一致,气球卫星的温度满足设计要求。     

返回式卫星的热控设计

介绍我国返回式卫星热控设计方案。根据我国返回式卫星的特点,描述了热惯性法在热设计中的应用。地面热试验数据与飞行遥测温度数据比较表明,两者一致性良好,热控系统工作正常,星体与星内仪器温度均较好地处于所要求的范围内。     

航天器实验模型的热网络分析

采用航天器热控系统设计中常用的热分析计算方法——节点网络法,对一航天器实验模型进行了温度计算,并将计算结果与实验数据进行了比较。采用修正后的网络系数,大部分仪器温度计算值与实验值差值的绝对值在３℃以内,少数在３℃～５℃之间,极个别超过５℃。     

纯辐射换热航天器系统比缩热负载试验方法

首先讨论了纯辐射换热的航天器系统温度场在恒定热源情况下具有渐近稳定特性，然后据此提出了对该系统可采用比缩热负载进行热模拟试验的方法。     

提高卫星热控系统的可靠性对策

为提高卫星（特别是长寿命卫星）热控系统的可靠性,探讨了在热控设计中涉及该系统与卫星总体关系和空间环境影响等方面应采取的对策,特别是对一些长寿命卫星常用的星体外表面涂层的性能衰退现象作了较深入的介绍;对今后关于热控系统可靠性的研究提出了建议。     

航天器热网络模型及其系数修正方法

叙述了目前航天器热网络模型与航天器实际换热之间的偏差,提出了利用航天器稳态热平衡试验结果进行热网络模型及其系数修正的方法。通过对某仪器舱热平衡试验数据的处理,实现了对该仪器舱热网络模型及其系数的修正,并对修正的结果进行了讨论。