光学舱推进剂补加过程的热分析仿真与试验研究

推进剂补加是确保光学舱在轨长寿命工作的重要功能,补加过程面临的热环境条件比以往任务恶劣,全过程热控制十分必要。针对光学舱推进剂补加过程的复杂传热新问题,建立包含压气机、液冷模块和环路热管等部件的光学舱平台集成热数学模型,进行热分析仿真研究,并开展系统级热试验。对比高温和低温2种补加条件的瞬态热分析和热试验结果,研究传热关系和温度变化规律;针对热试验中垂直热管因重力因素从不运行至运行的瞬态过程,提出一种变热导率仿真方法;提出高温补加优化设计方案并进行在轨预示。结果表明:瞬态仿真结果与试验结果吻合良好,验证了热分析方法和仿真模型的准确性和有效性;在轨补加采用压气机本体预热并启动2套环路热管,压气机的最高温度≤34.1℃,预热总功耗50 Wh,满足指标要求。研究结果对于光学舱停靠空间站期间的推进剂补加流程设计具有一定参考价值。

航天器密封舱水分含量测量与除水工艺方法研究

航天器密封舱在进行真空热试验时处在真空容器内部,常规的水分含量测量和除水方法均无法满足密封舱除水要求。本文针对航天器密封舱在真空热试验时的除水难题,设计了一套适合密封舱内水分含量测量的装置,经过标定确保其满足真空环境下水蒸气含量的测量要求。设计的密封舱除水系统通过双向密封法兰与密封舱连接,可以在真空容器外完成对密封舱的除水。试验验证结果表明,该除水方法能够保证在真空热试验过程中密封舱内气体的露点温度低于0℃。

批产卫星磁试验流程优化方法

为了在确保验证有效性的同时提高批产卫星的磁试验效率,提出了一种优化批产卫星磁试验流程的方法.建立了与卫星磁试验国际标准相适应的卫星剩磁矩和杂散磁矩模型,揭示了批产卫星各星之间磁矩的相关性,并以此优化和重构了卫星磁试验流程.将优化后的流程应用于3种批产的卫星或部件的磁试验中,结果表明:该方法在整星磁试验中的有效性为85.7%,可将整星磁试验周期压缩92.6%;在部件磁试验中的有效性为100%,可将部件磁试验周期压缩53.8%,为未来批产卫星磁试验的流程优化和标准编制提供了理论参考.

基于狄拉克符号的异构模型集成方法

针对数字工程中异构模型集成仿真的问题,提出了一种基于狄拉克符号的系统建模方法。该方法可以屏蔽子系统的建模逻辑和模型实现差异,描述全系统的集成模型和动力学演化。利用类TNEA中间件提供的状态定义和方法调用机制,可以将异构模型映射为具有相同建模逻辑和软件接口的对象模型,构成数字主线,开展虚实融合系统集成试验。该方法可以支撑航天“簇”演进模式下的新技术快速插入、新系统原位替代和新状态快速验证,并针对数字航天开展全要素虚实融合试验,在虚拟环境中摸边探底,验证核心指标。

高灵敏微波载荷卫星出舱电缆及舱体屏蔽的EMC设计

针对高灵敏微波载荷卫星对舱板电磁屏蔽效能的高需求与出舱电缆对舱体屏蔽效能巨大破坏性之间的矛盾,文章首先提出航天器理想舱板(无出舱电缆)的电磁屏蔽效能分析方法,给出提高对于1 GHz以上干扰电磁波屏蔽效能的设计原则;然后分析出舱电缆成为影响航天器外舱板对P波段(150 MHz~1 GHz)电磁波屏蔽效能主要因素的机理,给出干扰电流与干扰场强关系计算公式;最后给出出舱电缆及舱体屏蔽的电磁兼容(EMC)设计方法,提出用接地电阻测量法验证出舱电缆屏蔽皮接地的有效性,为总体总装EMC实施找到关键控制手段,并通过整星试验数据确认此方法能有效提升整星EMC试验效率。

卫星三轴振动试验条件的等效制定方法

卫星主动段所承受的真实振动环境为多轴同时发生,目前的振动试验方法为单轴分别加载,是一种非真实近似方法.为了模拟真实的卫星振动环境,并缩短研制周期,提出了一种卫星三轴振动试验条件等效制定方法.利用有限元分析技术开展单轴仿真分析,基于单轴仿真结果和响应最大包络原则,将该问题转化为数学优化问题.引入遗传算法(geneticalgorithm,GA)等全局优化算法,搭建优化流程,实现三轴试验条件的合理化制定.该方法能够真实模拟主动段振动环境,使航天器考核更合理.

面向航天器大数据安全传输的发布/订阅系统设计

针对航天器试验任务过程监控的在轨故障诊断状态检测、健康状态评估与航天器寿命预测等多个环节中,海量试验数据在传输、共享、处理、分析、存储等过程中面临的巨大压力,构建面向航天器多源异构数据管理的分布式大数据发布/订阅系统(big-data publish/subscribe system,BPSS)框架。借助大数据与云平台技术,设计了一套航天器海量在轨试验数据传输、管理与缓存方案,对云节点实现主从调控与弹性扩容,并通过基于消息一致性的动态选举算法完成大规模发布/订阅任务,保证数据传输的安全性、一致性与计算效率,具备大数据订阅响应迅速、多源异构数据高吞吐稳定性、分布式组件部署灵活等优点。实地航天器数管实验结果表明,BPSS数据订阅的平均响应时延为0.05 s/GB,同时在单日吞吐量达到85 GB量级时,数据丢帧率控制在0.025%、数据破损率控制在0.018%,与其他开源的发布/订阅系统相比具备一定竞争力。

移动通信卫星转发器多通道幅相一致性测试方法

通过对热真空下移动通信卫星多通道幅相一致性测试误差进行分析,提出卫星转发器多通道幅相一致性测试方法。利用厂家数据和单机级测试数据,明确保证测试系统多通道幅相一致性所需的温度范围,制定幅相一致性测试系统的控温策略,即利用分片式红外笼、高精度恒温铝槽、罐外控温箱等对热真空罐内外测试链路进行精确控温。利用整星热试验验证热真空下转发器多通道幅相一致性测试方法的有效性,测试结果为幅度一致性[-0.12dB,+0.16dB]和相位一致性[-1.74°,+2.72°],优于幅度一致性[-0.30dB,+0.30dB]和相位一致性[-6.0°,+6.0°]的技术指标要求。文章提出的方法可应用于多种类型卫星的热真空试验。

摆动喷管与惯性器件超谐波耦合仿真研究

摆动喷管具有大惯量和强非线性特征,存在与惯性器件耦合的风险。建立了从指令输入到惯性器件响应输出的控制回路开环传递特性模型,用有限元方法模拟了摆动喷管非线性特征,发现了摆动喷管与惯性器件的超谐波共振耦合效应,同时讨论了几种改进措施的有效性和可行性,发现对作动器反馈信号进行幅值调制来降低耦合效应效果明显且易于应用实现。

载人航天器密封舱结构超高速撞击易损性

载人航天器密封舱是载人航天任务航天员在轨安全工作和生活的重要保障,为掌握载人航天器密封舱防护结构易损特性、准确获取密封舱防护结构易损性模型,基于二级轻气炮,开展了某载人航天器玄武岩/芳纶纤维填充式防护结构试验件撞击试验,获取了3类防护结构试验件撞击极限直径,完成了防护屏、填充层和舱壁结构撞击损伤特性分析,结果表明,相同撞击速度下,防护屏穿孔孔径与弹丸直径正相关,玄武岩/芳纶纤维填充层对弹丸和碎片云有较强破碎作用和能量分散作用,降低对密封舱结构损伤,沿主撞击方向碎片云能量是引起舱壁结构花瓣形裂纹穿孔的主要因素。针对试验数据,采用遗传算法和多元线性/非线性回归方法对NASA Christiansen方程、W-S穿孔方程进行修正,提升了预示精度,其中总体预测率从59.1%提升到100%,安全预测率从81.8%提升到100%,准确建立了适用于中国某大型载人航天器玄武岩/芳纶纤维填充式防护结构的撞击极限经验方程和穿孔经验方程等两类易损性模型,为在轨任务风险工程评估提供依据和奠定基础。

基于单值控制图算法的单组元推力器组件关键特性数据分析

针对单组元推力器组件产品的测试数据出现“合格/不包络”现象,为更好地了解产品特性,提前发现产品风险点,文章在聚焦单组元推力器6项关键特性参数的基础上,利用47台已成功飞行的推力器组件的关键特性地面测试数据构建成功飞行数据包络线,选取单值控制图算法对待分析推力器的地面测试数据进行包络分析,发现该推力器的部分特性参数出现“合格/不包络”的情况;进一步检查发现该推力器性能不满足交付要求。以上方法运算简单,操作便利,有助于提前发现产品在生产流程中的薄弱环节,从而可尽早开展相应风险分析,提高产品可靠性。

航天装备热噪声环境构建方法

航天器在再入大气层时或在大气层内高速飞行时,会遇到严酷的气动热噪声复合环境,导致结构出现热噪声疲劳破坏,严重影响航天器结构和设备的环境适应性和可靠性。为了验证航天器结构和设备设计的合理性,考核其环境适应性和可靠性,需要构建地面热噪声环境。笔者根据多年从事航天装备热噪声环境构建的实践经验,结合当前装备设计能力和试验技术的发展,对航天装备热噪声环境构建方法进行了总结和论述,为航天装备热噪声环境构建的全流程提供参考和指导。

火星环绕器全链路时间标定及发射日授时方法

根据火星环绕器的设计特点及器上配置,针对环绕器全链路时间标定进行了研究与验证,分析了环绕器器地时间传输路径,给出了适用于火星探测任务的环绕器全链路时间标定方法,介绍了用于时间标定的硬件设备、软件设计和系统组成。实际应用效果表明:火星环绕器全链路时间标定方法合理,发射日当天授时准确,地面测试数据得到了在轨运行的实际证实。对后续火星探测以及相关深空型号任务的探测器时间标定系统设计和标定方法具有良好的参考价值。

基于故障树分析的航天器加强梁胶接接头可靠性提升

针对某航天器舱体结构试验件在静力试验过程中发生的加强梁胶接接头脱开问题,通过对试验件设计和工艺技术状态进行分析,建立故障树;继而采用求取故障树最小割集和对研制过程进行排查的定性分析方法,确定造成故障的主要原因,并提出相应的改进措施。经地面试验和在轨飞行验证,证实故障定位准确,改进措施有效,能提高结构系统的可靠性。有关分析方法和措施可为航天器加强梁胶接接头结构设计和工艺改进提供参考。

火星环绕器高增益天线在轨热设计及波束指向影响分析

梳理了火星环绕器2.5 m口径高增益天线在热设计、–195℃超低温环境适应性及热变形指向偏差评估分析与验证方面存在的技术难点,开展了设计和验证工作。基于热设计状态对天线在轨工作过程中典型工况下的温度场和热变形分布进行了仿真分析,并研制了一套大口径反射面天线真空热变形测量系统,完成了热变形测试验证。基于热变形数据,采用半物理仿真分析方法对高增益天线热变形后的波束指向偏差进行了评估分析。结果表明,热变形导致的波束指向偏差最大为0.028°,增益损失不超过0.5 dB,指向偏差和增益损失均在设计裕度范围内。经在轨测试,天线增益指向性能测试值与预估值吻合,有效验证了天线热设计和验证方法的准确性。

航天综合匹配试验智慧管理平台设计

电气系统综合匹配试验中设备、场地、数据的记录和管理依赖人工开展,易出现漏记、错记、管理混乱等问题,且纸质记录给试验过程追溯、试验数据分析等工作带来极大困难。为满足型号常态化高密度任务需求,进一步推动综合试验“高质量、高效率、高效益”实施,结合未来测试模式发展的必然趋势,从系统架构设计的角度对智慧管理平台进行阐述。整合射频识别(Radio Frequency Identification,RFID)、图像识别、交互式电子技术手册(Interactive Electronic Technical Manual,IETM)等技术手段搭建智慧管理平台,实现对实验室各要素的综合智能管理,使测试过程可追溯,保证试验的可靠性,提高测试效率,减少人工参与环节,释放人力资源。

羲和卫星磁浮机构地面高精度分离测试研究

为满足“羲和”卫星在轨超高指向精度(优于5×10^(-4)(°))和超高姿态稳定度(5×10^(-4)(°)/s)要求,开展地面复杂环境下的磁浮机构高精度分离测试研究。分析地面测试的静态误差、动态误差和测量误差,以气浮系统变化、厂房环境和气浮平台精度为主要影响因素,试验验证了分析结果。提出了一种基于地面超静环境下的磁浮机构高精度分离测试方法,解决了传统测试方法难以满足卫星高精度分离测试的难题。

时间延迟积分CCD空间相机信噪比的影响因素

为了定量评估影响时间延迟积分(TDI)CCD空间相机信噪比的因素,研究了TDICCD空间相机成像机理和噪声来源,建立了相机的信噪比模型。分析了辐射亮度、积分级数、行频和系统增益(模拟增益)对信噪比的影响。搭建了实验室辐射定标系统,模拟了相机在轨工作时的辐射亮度条件。通过辐射定标对不同工作参数与相机信噪比的关系进行了验证。结果表明:对于TDICCD相机来说,光子散粒噪声、暗电流噪声和固定图形噪声在诸多噪声中起主导作用。相机的输出信号和信噪比均随着辐射亮度、积分级数和系统增益的增加而增大,随着行频的增加而减小。辐射亮度、积分级数、行频和系统增益对信噪比的影响量不同。具体来说,即当辐射亮度、积分级数和行频变化量分别为L倍、M倍、τ倍时,其导致的信噪比变化量略大于L1/2倍、M1/2倍、τ-1/2倍。系统增益只能在相对较小的范围内影响信噪比,且信噪比变化幅度随着增益的提高逐渐减小。

航天消光黑漆双向反射分布函数的测量与应用

为了了解经过消光黑漆(Z306)喷涂处理后航天相机遮光罩表面对杂散光的散射特性,对喷涂了Z306的铝板样品进行了双向反射分布函数(BRDF)测量和建模分析。通过测量获得了黑漆样片在0.65μm波段的BRDF值。结合Z306黑漆测量数据的散射特征,选择了适合粗糙黑漆表面的Microfacet-based模型,并对模型进行了修正。使用修正的Microfacet-based模型对测量数据处理并建模,得到了样片整个半球空间的BRDF数据,弥补了测量数据量少和测量误差带来的缺陷。将黑漆的BRDF数据代入软件,分析并进行了光学系统杂散光测试验证。结果表明:采用修正的Microfacet-based模型处理黑漆的BRDF后,分析光学系统杂散光(点扩散函数,PST)得到的结果与实际测量的杂散光(PST)的一致性很高,实测值与分析值比值的对数精度优于0.5。得到的结果证明了BRDF建模的必要性和数据处理的准确性,为光学系统的杂散光抑制提供了重要的保障。

基于气浮台的编队飞行地面试验建模与鲁棒控制器设计

为分析验证卫星编队飞行涉及的相对导航、制导与控制以及星间通信等问题,搭建了编队飞行的地面试验系统,采用了一块3m×4.5m的气浮平台和具有两个平动自由度和一个转动自由度的卫星仿真器分别来模拟低阻力的空间环境和编队飞行的卫星,相对导航采用了视觉相机和室内GPS两种方案,星间通信则通过蓝牙进行模拟。推导了描述仿真器间相对运动的包含参数不确定性的动力学模型,并基于此模型设计了带极点配置的鲁棒H∞控制算法,通过姿态同步和构型保持等仿真实验重点对编队飞行的相对导航、星间通信和相对状态控制进行分析验证,对实际的编队任务具有一定的参考和指导意义。