激光无线能量传输在轨应用方法

根据分离模块航天器系统特点和任务需求,结合无线能量传输的技术能力和水平,开展激光无线能量传输在分离模块航天器系统中应用方法研究,设计了一种基于激光相控阵技术的多光束激光能量发射天线以及由其组成的激光无线能量系统方案,包括航天器编队、能量转换、激光发射等方式,对未来的激光能量传输的在轨应用具有参考价值。     

环境C卫星热系统设计与在轨验证

根据环境C卫星的自身特性, 采用以被动式热控制为主和主动热控制为辅的控制方式, 对环境C卫星进行热系统设计. 通过研究环境C卫星的热控设计原则、热设计状态及已解决的关键问题, 对其在轨飞行温度数据进行了分析. 在轨飞行遥测结果表明, 环境C卫星热控系统方案合理, 工作稳定, 性能良好. 星上设备温度环境很好地满足了设计要求.      

载人航天器座舱环境控制系统建模与性能分析

文章以航天器座舱大气环境控制系统为研究对象引出了该系统主要部件的数学控制方程,基于建模语言Modelica建立了重用性高、易于扩展和使用高效的环境控制系统模型库,并阐述了基本的建模方法。利用模型库构建了典型的航天器座舱大气环境控制系统,对温湿度控制、供气调压和二氧化碳净化的性能及其控制方法进行仿真分析,提出了主动温湿度综合控制方法。仿真分析结果表明:供气调压、大气净化和温湿度控制之间存在紧密耦合、互相影响的关系;主动温度控制方法虽然适合温湿度控制,但主动温湿度综合控制方法的性能优于前者;航天员活动状态对各分系统有显著影响,设计和运行管理过程中要重点考虑其动态变化。文中所建模型库和分析结论为载人航天器座舱大气环境控制系统设计改进和运行管理提供了有效的工具及方法 。     

利用气动力的大气制动过程中近心点高度控制

针对大气制动轨道转移过程中出现的近心点下降问题,给出了一种利用气动力实现近心点高度控制的方法.设计了以倾侧角为控制变量的大气内飞行控制律,并参考相关星际探测任务进行了仿真验证.通过改变倾侧角调整气动力在高度方向上的分量来实现对制动轨道近心点高度的控制,并根据当前近心点高度与预定近心点高度自动调整反馈增益.在整个大气制动过程中本方法无需燃料消耗即可有效地限制近心点下降并最终减少下降量,同时使飞行过程中的最大动压和最大热流密度逐渐降低,保证了航天器的安全.      

载人航天器的精细化软件研制技术管理方法

载人航天器软件研制具有技术新、难度大、新研配置项多等特点,必须研究一种新型的软件技术管理方法,以确保软件产品质量受控。文章介绍的精细化管理方法是在现有软件研制规范的基础上,通过软件研制工作的阶段化以及软件管理工作的划分,实现了软件的精细化管理。“天宫一号”目标飞行器软件研制工作的实践证明:该方法符合载人航天器型号研制的实际,可保证软件产品质量满足飞行任务要求。     

自动判读系统在载人航天器电测中的应用

为提高载人航天器电测的效率和准确性,文章引入自动判读系统。该系统判读知识表达可支持多种运算符和函数,知识覆盖面广;推理机的设计充分考虑了载人航天器测试的特点,数据判读准确性高,实时性好。系统目前已实现参数判读、指令判读、事件判读和指令监视等功能,在后续载人航天器电测中将发挥更重要的作用。     

航天器大型密封舱垂直进舱工装设计

文章根据大型密封舱总装过程中垂直进舱的实际需求,结合航天器大型密封舱的结构和布局特点,介绍了进舱吊篮、分段式组合梯和电机驱动3种垂直进舱工装方案。在比较这3种方案优缺点的基础上,又从舱外总装平台特点、对密封舱舱体的影响、总装环境适应性和垂直进舱方案安全性等进行了分析。本进舱工装方案可为未来航天器大型密封舱垂直进舱工装的设计提供借鉴。     

典型装配工艺模块化的应用研究

航天器类产品具有派生型号多、生产批量小等特点,因而存在工艺设计重复工作量大、效率低等问题。研究了基于典型工艺模块化的参数化工艺设计方法。通过合理选择装配单元划分特征,给出了有效的典型装配单元划分及鉴别方案,提出了基于典型工艺应用规划装配流程的方法,并以“天宫一号”热控多层组件制作为实例进行了应用过程分析。在“天宫一号”总装工艺设计过程应用的实际效果证明该方法切实可行,能够提高工艺设计效率。     

利用载人航天器进行热控涂层舱外搭载试验研究

为了解空间环境对热控涂层性能的影响,文章设计了舱外热控涂层搭载试验方案,包括试验件配置、在轨试验和回收方法。试验件在轨试验期间安放在载人航天器密封舱前舱门外,暴露于空间环境中;在实现对接、建立组合体后,航天员不需太空行走即可实施对搭载试验件的回收及再次安装等操作。该方案若成功应用并回收试验件至地面,我国将首次获得热控涂层空间飞行试验数据。     

“天宫一号”目标飞行器结构模态试验方法

“天宫一号”目标飞行器结构初样模态试验的激励方式、模态参数的识别方法及试验结果的评估等都有其独到的地方。多点激励模态试验的关键在于激励位置的选择及考核输入激励力的相关性,识别耦合紧密的模态结果重点在于参数识别算法。文章从模态试验原理出发,对多点激励在“天宫一号”目标飞行器结构初样模态试验中的应用及耦合紧密的模态试验结果的识别方法进行了探讨和分析。