月壤侵彻环境下控制器温循与振动可靠性评估优化

相较于传统航天器,月壤探测器所经历的环境具有高冲击量级和结构小型化的特点,为提高月壤探测器在侵彻环境下的可靠性,需对其内部的控制器结构进行加固灌封设计。以控制器内部关键薄弱部位——超尺寸无引线封装(LCC)器件和堆叠组装(PoP)器件为研究对象,建立温循条件下的热应力有限元模型,重点关注焊点的应力和寿命。结果表明PoP器件的焊点应力和应变都很小,其寿命循环次数远超过200次,满足热学条件下的可靠性要求。对有一定风险的LCC器件进行工艺方案优化设计,对比不同灌封胶对其焊点的影响。经过分析可知:在热学温循条件中不同灌封胶直接影响LCC器件的焊点应力和寿命;在力学随机振动条件下,不同灌封胶对焊点应力影响很小,但相比无灌封胶情况,其焊点应力可大幅度减小。最终选用DB9002灌封胶,LCC器件在热学条件下的焊点最大应力约为53.1 MPa,焊点寿命为4515次,力学条件下的焊点最大应力约为7.16 MPa,其温循条件和振动条件下的可靠性均得到明显改善。

微纳卫星星箭分离试验技术及数据分析

针对国内微纳卫星星箭分离试验技术尚不成熟且无统一规范的现状,提出了一种适用于微纳卫星星箭分离技术验证的试验方案及数据处理方法。对现有的星箭分离技术进行了分析对比和选择,在此基础上,设计了一种新型的星箭分离试验系统,详述了试验流程和数据处理方法。以某微纳卫星为研究对象,进行了分离试验,有效获取了分离运动参数和冲击加速度响应数据。结果表明:分离参数和冲击响应满足试验大纲要求,验证了所提出的星箭分离试验技术的可行性。该试验系统基于现有的成熟技术和设备进行设计而成,具有装置简单、成本低、适应性好、精度高等特点,可用于后续工程实际。

小卫星星箭分离实验技术研究

针对国内小卫星星箭分离技术验证实验存在装置复杂、成本高、精度差和不可重复性等问题,在借鉴现有的大卫星星箭分离技术的基础上,提出一种解决小卫星星箭分离技术验证的实验系统方案和实验数据处理方法,利用该实验方案对某小卫星先后成功进行了电磁解锁和火工解锁分离实验。实验结果表明实验方案合理可行,实验数据处理方法能够有效完成分离运动参数识别提取和冲击响应分析,正式火工解锁实验中分离速度为0.5414 m/s,最大分离角速度为0.74°/s,满足产品实验大纲要求,实验数据为小卫星初始入轨姿态、抗力学设计及冲击实验条件的确定提供了参考依据。该实验系统基于现有的成熟技术和设备,具有装置简单、成本低、适应性好、精度高和可重复性等优点,可用于后续工程实际。

温循条件下电源模块的瞬态热力耦合研究及优化

针对电源模块在温度循环条件下工作的可靠性问题,以典型电源模块为研究对象,基于有限元分析软件建立温循条件下电源模块的瞬态温度分布模型和电源模块的瞬态热力耦合模型,着重分析芯片、玻璃绝缘子等易损区域。在此基础上以玻璃绝缘子的最大热应力和芯片的最高温度为优化目标,对电源模块进行遗传算法优化设计。结果表明,相比其他研究直接施加热载荷条件,采用瞬态热力耦合所得电源模块结果更准确,芯片温度为86.03℃,玻璃绝缘子的热应力为61.27 MPa。经过遗传算法优化的芯片温度为81.85℃,玻璃绝缘子的热应力为37.05 MPa,满足可靠性要求。证明遗传算法与仿真结合,可有效提高产品设计的可靠性。