整星
- GEO卫星热控能源优化设计方法研究及实践
耗均大大增加,对整星的能源供给提出了更高的要求;另一方面,卫星受质量及尺寸等限制,能够提供的能源总量有限,对各分系统提出了更为严苛的能源资源额度限定。因此,各分系统需要优化能源资源配置,以精准实现整星的能源平衡。卫星热控制分系统作为卫星一个重要的服务系统,任务是控制卫星设备和结构的温度在要求的范围内[1]。为保证卫星在全寿命期内既能满足高温工况下的散热需求,同时也能在低温工况下保持各单机满足温度指标,热控制分系统通常采用偏低温设计理念,对能源需求较高。现代
航天器工程 2023年6期2024-01-14
- 大型相控阵天线局部热试验验证技术
热试验与全阵面及整星热试验主要差异在于星体与天线阵面间的辐射换热和天线展开机构等引入的漏热源,前者可以结合仿真分析进行确定;后者可根据已有同类展开机构等漏热源测试数据进行确定,对于新型构件可以通过开展局部热试验确定。将局部真空热试验与整星真空热试验进行对比,基于局部真空热试验修正后热模型的计算结果与整星真空热试验测试结果进行对比,评估基于局部真空热试验验证技术的有效性,形成大型相控阵天线局部真空热试验验证方法。基于上述分析,大型有源相控阵天线局部热试验验证
航天器工程 2023年6期2024-01-14
- 小卫星星座批产研制模式设计与实践
小卫星批产模式在整星层面对于卫星总装、集成与测试（AIT）期间的多线程并行、流水线节拍式工作策划、总装、测试、环境试验与发射场技术等均需要基于批产需求开展专项设计与优化工作，且批产星研制、AIT、发射场等各阶段工作优化和效率提升均在其科研/首发星已开展全流程充分验证的前提下开展。1 小卫星批产研制模式概述常规小卫星或星座科研/首发正样卫星AIT 流程（以采用流程更加复杂的化学推进产品为例）如图1 所示，主要的工作项目包括结构、推进、管路部装，平台、载荷产品
航天器环境工程 2023年6期2024-01-08
- 微纳卫星火工冲击载荷缓冲装置设计及验证
离装置的研制以及整星系统级的降冲击技术研究对改善卫星的冲击环境，提高单机的工作可靠性至关重要。对于爆炸环境的减冲击措施，仅有少量文献。丁继峰等[6]对某卫星平台上冲击环境过大的问题设计了缓冲孔、缓冲垫和过渡段3种卫星系统级缓冲方案，通过实验结果表明，缓冲孔和过渡段方案缓冲效果更优，相比无缓冲方案衰减量提高了30%；严鲁涛等[7]制作了减冲击环样机，大幅衰减了冲击幅值，并讨论了阻尼层对结构动力学特性及减冲击特性的影响；CSA公司的Conor等研制了多种类型的
振动与冲击 2023年3期2023-02-22
- 高分多模卫星构型与总体布局设计及验证
置，另一方面减小整星转动惯量规模。敏捷成像带来卫星姿态的大幅度变化，也对星上天线等敏感器指向提出更高适应性要求，影响敏感器的布局设计。3)高图像定位精度需要卫星保证相机光轴稳定性为了实现高图像定位精度，对光轴稳定性提出更高要求。光轴稳定性包括两方面，即相机光轴自身在轨的稳定性和对相机光轴(整星)指向测量的准确性。相机光轴自身稳定性，受平台的影响包括平台结构的热变形影响，平台机构部件等转动带来的扰动影响。对相机光轴(整星)指向测量的要求提高，一方面提高测量装
航天器工程 2021年3期2021-07-03
- 高分多模卫星结构设计与验证
柱设计主承力柱是整星结构的主承力结构，采用铝合金机加成形，截面采用梯形。主承力柱进行了优化设计，以5 mm的截面尺寸，达到了整星4 t的承载需求。两舱主承力柱之间的连接采用了承力、精度保持的一体化设计，既满足了力学和装配要求，又简化了装配和连接操作。2.4 载荷适配结构设计载荷适配结构的设计是根据有效载荷的布局开展的，卫星通过载荷适配结构主要与相机有效载荷连接，载荷适配结构采用2A12铝合金机加制造，尺寸为1400 mm×1400 mm的方形结构。为满足高
航天器工程 2021年3期2021-07-03
- 卫星490NG发动机复材支架测调方法改进
G发动机安装面离整星基准面的距离为（75±0.2） mm，复材支架与490NG发动机相同。2.1.2 支架与承力筒接口状态490NG发动机复材支架与承力筒的接口形式与DFH-4平台卫星490NG发动机支架状态相同，通过3个连接角盒与承力筒侧壁上的M5孔套相连，角盒上Ф6.5 mm连接孔及Ф5 mm公差H9的定位孔在装配时配打，如图2所示。图2 支架与承力筒的连接设计与中心承力筒安装位置距离对接框基准面高度为346 mm，满足与运载接口要求中规定的发动机支架
中国新技术新产品 2021年4期2021-05-08
- 大型索网反射面天线空间动力学分析*
动力学分析。1 整星系统的有限元模型整星系统由两侧太阳翼、伸展臂、天线以及卫星本体组成。太阳翼分别位于卫星本体南北两侧，对称地连接在卫星本体上；伸展臂一端连接在卫星本体上，另一端与天线桁架相连。整星系统的有限元模型如图1所示。图1 整星系统有限元模型示意图利用ANSYS软件建立该整星有限元模型时，采用自底向上、分模块建模的方式[3]。首先通过结构参数分别建立好天线周边桁架、伸展臂和太阳翼帆板模块；然后根据天线网面的结构参数计算反射面节点坐标，将节点依次连成
电子机械工程 2021年2期2021-04-13
- 星用蓄电池组发射前搁置自放电率预估分析
分离自启上电后，整星无法上电或整星初次上电容量偏低，造成整星发射任务失败[3-4]。1 前期蓄电池组低自放电率1.1 指标要求在(20±5)℃环境温度下，整星系统正常连接状态，搁置15 d后，10 Ah额定容量的蓄电池组，其容量应不小于搁置前容量的95%，即自放电率不大于5%。1.2 蓄电池组本身自放电率根据蓄电池组测试记录可知，蓄电池单体自放电率最大不超过3.6%。由于该蓄电池组由7节同类蓄电池单体串联组成，因此蓄电池组自放电率最大不超过3.6%。同时，
电源技术 2021年1期2021-02-01
- 资源一号02D卫星双频GPS导航系统容错设计
路径上的误差，为整星提供高质量的导航应用，主要包括：①输出计算后的定位、定轨[4]数据等信息，为其他分系提供所需的测量数据；②利用高程图及算法，为可见近红外及高光谱相机提供成像任务所需的积分时间代码；③输出高精度微秒级别的脉冲信号和对应的绝对时间，为整星提供高精度时统基准；④输出原始测量及整星的辅助数据，提高事后精密定轨精度。低轨遥感卫星GPS导航系统内部采用单粒子敏感数字电路，并在轨长期处于高速运算状态。低轨遥感卫星运行的太空环境复杂，易发生单粒子翻转[
航天器工程 2020年6期2020-12-25
- 资源一号02D卫星研制进度管理措施及启示
抓短线项目，保证整星满足36个月的研制要求。(4)四个机制：复核复审机制、卫星健康状态检查机制、质量分析与闭环管理机制、风险分析与控制机制，保证整星质量受控。3 进度管理措施根据资源一号02D卫星研制特点，制定有针对性的进度管理策略，采取合理、可行的进度管理措施，有效地确保整星研制进度。具体的进度管理措施总结如下。3.1 识别短线，做好两个前移针对资源一号02D卫星研制周期短的研制要求，加快产品的投产进程。在卫星研制初期，确立了“最大限度利用产品化产品，一
航天器工程 2020年6期2020-11-28
- 某型快速响应微小卫星平台结构研制
能模块快速组装成整星[6～8]。随着MEMS技术的飞速发展，极大地降低了单机设备的体积、质量、功耗，大大缩短卫星研制周期[9～11]。批量生产的货架式单机设备，使得微小卫星快速集成成为可能。基于快速响应卫星单元模块化和接口标准化的设计思想，以某型可见光成像卫星为例，模块化设计卫星的平台结构，包括结构单元划分、整星结构集成、刚度设计、强度校核、力学试验等，验证了在3个月之内完成微小卫星平台结构研制的可行性。2 主要技术指标根据卫星目标任务及载荷需求，对卫星平
航天制造技术 2020年5期2020-11-10
- 一箭多星发射微小卫星构型设计
，由于对其它影响整星性能的因素考虑较少，一定程度上增加了整星的研制难度。因此，一箭多星发射卫星的构型在满足任务需求和运载火箭约束条件的前提下，如何通过合理的设计为星上仪器设备提供良好的温度和力学环境条件，并降低质量和研制难度，是当前急需解决的难点之一。从20世纪90年代至今，一箭多星发射组网技术日趋成熟，卫星构型也呈多样化发展的趋势。1993-1998年，美国摩托罗拉公司研制并陆续成功发射了铱星(Iridium)系统[2]，卫星采用底部安装的平面并行式布局
航天器工程 2020年5期2020-10-16
- 适用于多星并行测试的应答机设计方法与验证*
的功能和应答机在整星测试中起到的作用出发，总结了传统卫星测试中应答机的测试方法以及局限性，提出一种通过地面测试设备和星上应答机复用星上的遥控RS422 接口、遥测RS422 接口的方式实现多星并行测试的方法，突破了多星并行测试的瓶颈，并成功应用于某星座卫星的并行测试，提升了测试效率。1 应答机的设计1.1 功能测控应答机与地面测控系统、星务系统、天线系统一起配合完成星地测控任务，主要具有如下功能[6,7]：①向地面测控站发射下行载波多普勒跟踪信标，引导地面
遥测遥控 2020年3期2020-09-17
- 高分七号卫星控制力矩陀螺隔振装置设计
, CMG)用于整星姿态的控制。卫星在轨运行时，CMG一直处于高速旋转过程中，通过CMG角动量的改变来控制卫星姿态。CMG工作过程中，高速转子动、静不平衡和不可避免的装配误差将产生持续不断的微振动，从而对星上相机、星敏感器等敏感载荷带来不利影响[1-2]。现有研究和工程实践表明，CMG等运动部件产生的微振动，是影响高分辨率卫星整体性能的重要因素之一[3-4]。为抑制上述微振动对卫星性能的影响，对CMG等微振动源进行振动隔离是有效的保证措施[5-6]。文献[
航天器工程 2020年3期2020-07-15
- 中国新一代大型地球同步轨道卫星公用平台
——东方红五号卫星平台
展呈现超大型化、整星功率与有效载荷承载能力显著提高、多载荷适应以及升级与换代同步进行的趋势。随着中国国民经济发展、国防现代化建设和国际市场竞争需要，对地球同步轨道卫星公用平台提出了更高的要求，为满足国际竞争和未来市场发展需求，亟需开发中国新一代超大型地球同步轨道卫星公用平台—东五平台，以填补中国12kW 以上卫星平台型谱空缺，实现平台技术国际一流，系统提升中国卫星整体水平。目前，东五平台已完成开发。2 东五平台技术特点及能力东五平台为换代型平台，充分继承现
国际太空 2020年4期2020-05-22
- 高轨星载GNSS天线与平台结构一体化热耦合设计方法
度要求范围一般比整星的温度要求宽，因此星载天线的热控一般采取与整星隔热的方式单独考虑。虽然这种设计接口及界面清晰，但随着天线技术的发展，特别是伴随着天线性能的不断提高，对天线工作温度的要求越来越严苛。对于温度范围要求较窄的天线，单独进行热控就需要较多的资源(包括质量、能源等)，而此时整星产生的废热和其本身的大热容蓄热功能却不能被有效利用，从而整星设计不够优化。本文以更好保证天线最佳工作温度、缩短天线在轨高低温差、更节省整星资源为设计优化方向，提出了一种高轨
航天器工程 2020年2期2020-05-15
- 壁挂式主频可调变截面小卫星结构设计与验证
(如爆炸螺栓)将整星侧壁连接到运载火箭中心承力结构(上面级结构)上。为适应多星并联布局“一箭多星”发射小卫星模式下不同运载火箭上面级结构的刚度特性，避免卫星结构与上面级结构发生频率耦合，迫切需要设计壁挂式主频可调的小卫星结构并对该结构设计进行验证。1993～1998年，美国摩托罗拉公司研制并陆续成功发射了铱星系统(Iridium)[2-3]，整星设计为三棱柱等截面结构，采用“一箭五星”、“一箭七星”和“一箭双星”[3- 4]等发射模式及多星并联布局底部连接
宇航学报 2020年2期2020-03-13
- 海洋一号C/D卫星全球船舶自动识别系统设计与应用
析结果，在单机和整星层面采取电磁屏蔽措施，并对AIS天线进行优化设计。1 星地一体化AIS系统星地一体化AIS系统由地面系统、卫星和测控系统3大部分组成。地面系统包括船载AIS收发机(船舶)、岸基AIS收发机(AIS基站)、数据管理中心(用户)和数据接收站组成，主要负责船舶AIS信号在地面上的收发、处理和管理工作，数据接收站接收卫星下传的船舶报文信息。卫星负责接收、解调、采样和存储船舶发送的AIS信号，并将解调得到的船舶报文信息通过星地链路下传到数据接收站
航天器工程 2019年5期2019-11-12
- 基于累计加电时间的小卫星正样研制阶段可靠性问题统计及筛选评估方法
各型号已经上报的整星正样阶段加电测试期间出现的可靠性问题，可供作为分析依据的主要问题分属55 颗小卫星，所属平台相似度极高，可视为来自同一母体。其中去除原因不明、不可复现的问题，尚未完成归零、未查找出原因的问题，以及因为地面测试设备问题而导致的测试问题等非可靠性问题，共计220 个有效的可靠性问题，见表2。表 2 小卫星正样研制阶段可靠性问题统计（部分）Table 2 The reliability problem data of small satell
航天器环境工程 2019年5期2019-11-07
- 适应高温隔热屏安装的卫星1194A 接口质测适配器设计
闭卫星对接框上与整星支架车、质量特性测试（质测）支架（以下称为适配器）等支承工装对接的一圈44 套紧固件、3 个基准定位销装拆所需的操作空间[3]。因此，需要在质测时多次反复拆装、固定高温隔热屏，给总装操作带来很大不便，降低总装工作效率，增加磕碰邻近设备的风险。特别是卫星发射场加注完成后再钻入卫星底部进行高温隔热屏的固定操作，难度较大，使相关人员承担较大风险和压力。因此，有必要优化设计高温隔热屏安装后卫星与支承工装的适配接口，并给出相应工艺方案。同时，考虑
航天器环境工程 2019年5期2019-11-07
- 低轨微波遥感卫星磁设计及试验验证
，但最终均可通过整星磁补偿方法有效降低卫星磁矩，满足在轨磁矩指标要求。微波遥感卫星属中低轨道非自旋体类卫星，与其它常规类型卫星相比，除了一般常规卫星所具有及须控制的措施外，微波遥感卫星SAR天线载荷功率大(数千至数万瓦)，卫星星体和SAR天线阵等接地线数量多、引线长，星体及SAR天线载荷内外相关供电线路电流大、电流回路走向复杂。由电流回路产生的整星杂散磁矩(与线路数量及电流大小成正相关性)必然也很大，如不精心磁设计将引起卫星不同工况杂散磁矩量级及差异很大。
航天器工程 2019年3期2019-07-31
- 基于主控骨架体系的卫星三维协同设计技术研究
协同设计方法，以整星主控骨架为统一源头，将关键几何尺寸与基准纵向派生形成各专业骨架模型，利用各专业接口骨架模型实现接口信息横向传递，由此开展协同设计。该方法在某卫星工程研制中得到了全面应用，显著提高了整星三维协同设计效率和质量控制水平，具有较大的推广应用价值。卫星；三维协同设计；主控骨架1 引言卫星构型组成复杂、专业覆盖广泛，研制过程中技术状态变更、迭代、优化等高度交叉重叠，属于典型的跨专业、跨领域、跨单位协同开发的产品[1]。随着数字化技术的发展，基于三
航天制造技术 2019年3期2019-07-06
- 硬X射线调制望远镜卫星及有效载荷环境条件设计与试验验证
地面指向,增加了整星能源、测控、数传、热控难度。③载荷对力、热环境保障要求高。精密探测器抗冲击性能差,温度梯度范围广,温度控制精度要求高,平台对载荷的力学环境以及热环境保障难度大。本文探讨的重点问题是,通过合理的有效载荷、整星环境条件制定试验验证方案,确保对有效载荷、卫星设计、研制质量的充分考核,并降低有效载荷、卫星设计与验证难度与风险。1 卫星特点分析1.1 卫星平台特点分析HXMT卫星构型由服务舱、载荷舱和X射线望远镜3部分组成,其结构按照纵向串联方式
航天器工程 2018年5期2018-11-03
- 硬X射线调制望远镜卫星结构设计与验证
设计难点,开展了整星结构主传力路径设计,望远镜安装连接设计,大面积、高悬臂遮阳板结构设计,高刚度一体化动量轮安装支架结构设计等工作,并最终通过了整星力学仿真分析、地面试验及在轨飞行试验的验证。1 结构技术特点HXMT卫星结构组成如图1所示。其结构功能、性能等方面虽然与资源二号平台卫星基本相同,但是由于总体构型及有效载荷的较大差异,使其结构设计存在以下特点,需要在卫星结构研制过程中进行重点设计和验证。(1)卫星结构需要为有效载荷硬X射线调制望远镜提供良好的主
航天器工程 2018年5期2018-11-03
- 基于平台和载荷一体化敏捷光学卫星结构设计研究
感仪器结合，借助整星敏捷姿态机动的性能，可实现空间高分辨率快速成像，实现包括同轨多条带拼接成像和同轨立体成像等多种模式成像，提高载荷利用率。提高卫星的敏捷性能主要有两种方法：a) 一是配置大输出力矩的控制执行机构[2]，提高卫星的姿态机动性能，如采用使用大力矩动量轮或控制力矩陀螺；b) 二是从设计上减小卫星的固有惯量，缩小整星尺寸并使质量相对集中，在此基础上优化整星构型。在工程设计中，单纯使用大力矩执行机构，会过多消耗机、热、电等整星宝贵的设计资源，卫星构
制导与引信 2018年1期2018-10-29
- 误差十亿分之一秒？不行！
告，上面显示，在整星测试阶段，该单机的伪码相位一致性指标超出了不到一纳秒。一纳秒即十亿分之一秒，这是什么概念？在生活中，它没有概念。甚至对于绝大部分高精尖设备而言，它也短暂到可以忽略不计。但对于习惯了“纳秒级”工作的北斗人，这个问题无法容忍。“单机验收测试的时候结果很好啊，怎么会这样？”查不出原因，刘家兴觉得像脚踩了一根刺。这根刺必须拔掉。他做出了会给整个研制团队“找麻烦”的决定。刘家兴宣布，该产品在各阶段采用各种测试设备获得的数据，研制团队都要拿到，进行
世纪人物 2018年9期2018-09-04
- 三单元立方体卫星的结构特性分析
仿真计算，验证了整星模态频率满足刚度要求。基于仿真结果对PVC板进行了合理的改进，结果显示立方体卫星3个方向的一阶频率分别提高了36.8%、14.4%和36.3%，同时改善了PVC板的振动特性，为后续整星振动试验的开展及其他立方体卫星的结构设计提供了参考依据。立方体卫星；结构设计；有限元分析；模态分析0 引言随着微机械系统、新型材料等的发展，卫星有效载荷的尺寸减小，卫星呈现出微型化、批量化的趋势，特别是近几年具备研制周期短、发射成本低、模块化设计等显著特点
航天器环境工程 2018年2期2018-05-03
- 数字化技术在高分三号卫星总装设计中的应用
模拟技术和天线随整星一体化运输设计技术4项设计问题,通过数字化技术,分别应用数学建模、Pro/E质量特性计算、CATIA人机工程模拟和有限元分析等方法,对上述设计问题进行了分析,体现了数字化技术在卫星总装设计与实施过程中的应用,结果表明:试验数据满足且优于指标要求,实践效果良好。对于大型有效载荷卫星的总装设计技术具有一定的借鉴意义。高分三号卫星;总装设计;数字化技术1 引言近年来随着航天器有效载荷技术的飞速发展,大型相控阵天线(单翼长度大于5 m,双翼长度
航天器工程 2017年6期2017-12-25
- 亚太6C通信卫星三舱对接成功 将进入整星测试阶段
对接成功 将进入整星测试阶段近日，亚太6C卫星顺利完成卫星通信舱与推进舱和服务舱的对接。三舱对接成功，标志着卫星研制工作取得重要阶段性成果，卫星将进入整星测试阶段。亚太6C卫星是采用东方红四号高功率卫星平台的通信卫星，配备C、Ku、Ka频段共45路转发器，设计寿命15年。卫星在轨运行后，可通过其高功率转发器资源向亚太地区客户提供VSAT、视频广播、电视直播到户、移动网络基站传输等服务。截至目前，亚太6C卫星项目各项工作进展顺利，运载火箭方面，亚太6C卫星项
太空探索 2017年10期2017-11-30
- 一种超静卫星动力学建模及控制方法*
反映载荷质心相对整星质心平动和转动耦合因素的动力学建模方法。由于载荷质心存在平动位移，极易造成Stewart平台支杆行程饱和，甚至发生碰撞。为避免支杆行程饱和，设计了具有平动前馈补偿控制的载荷控制器和具有支杆去饱和控制的星体平台控制器。通过3种姿态控制模式验证了控制器的正确性。仿真结果表明，在星体平台姿态实现10″控制精度的基础上，通过Stewart平台高精度指向控制，实现载荷0.1″指向控制。星体平台和载荷控制器在3种姿态控制模式下都能够有效实现支杆去饱
航天控制 2017年5期2017-11-21
- 中国航天已完成55次国际商业发射服务
际竞争主要是通过整星出口和搭载这两个途径。21世纪以来，中国航天主要做的是整星发射，包括尼日利亚、巴基斯坦、白俄罗斯、老挝等国家，都接受了中国航天的发射服务，同时部分有航天雄心的国家，还在继续制造能够让中国航天发射的卫星。记者了解到，2016年全球共有17个国际商业航天发射订单，中国航天科技集团长城公司代表中国航天拿到了其中的兩个订单。今年到目前为止，全球市场只有4个新的国际商业航天发射订单，中国航天拿到了其中的一个订单。中国航天科技集团长城公司是中国经营
创新时代 2017年10期2017-11-09
- 低轨低倾角卫星总体适应性方案研究
-6]等，本文从整星角度系统地提出了多种低轨低倾角轨道总体适应性方案，并结合具体的载荷及任务约束进行了方案比较，最终给出了卫星总体方案选择建议。1 轨道光照特性分析低倾角轨道由于轨道面进动与地球公转方向相反，轨道面向西进动和太阳向东转动两者叠加，能相对较快地实现特定纬度带的完整覆盖，且访问同一地区的时间不断前移，具有更快重访和时间遍历特性。但同时太阳绕轨道面的转动导致了复杂变化光照特性，表现为轨道面光照角在一定范围内周期性震荡。以高度为1000km的轨道为
航天电子对抗 2017年3期2017-08-07
- 星载预应力可展开结构收拢状态的确定、分析与试验
求的难点，提出了整星“稳定”收拢状态的确定标准，并对其“稳定”收拢状态下结构的强度、刚度进行有限元分析和相关试验验证，为后续预应力可展开结构收拢状态的研究提供了借鉴。基于星载预应力可展开结构，通过试验研究了捆绳预紧力与收拢状态结构基频及平均熔断时间的关系并确定了捆绳预紧力；利用ANSYS对整星“稳定”收拢状态进行了有限元建模及强度、模态分析；通过振动台试验和锤击法测基频试验对比验证了有限元分析结果的合理性。预应力可展开机构；收拢状态；力学分析；基频模态；振
振动与冲击 2016年22期2016-12-12
- 基于形状记忆合金的卫星整体振动抑制实验
振器两种状况下的整星隔振实验以检验SMA隔振器的隔振效果。对比两种状况下的振动幅值响应曲线发现，SMA隔振器能够有效地隔离振动，表现为低频隔振效果不明显，而高频段隔振效果好。形状记忆合金；整星隔振；SMA隔振器；振动幅值航天器在发射过程中，需要承受复杂和恶劣的动力学环境[1-3]，比如整流罩的气动噪声、推进器发动机振动、火工装置的爆炸冲击等。这些动力学环境引起的振动对航天器及其局部元件有着极大影响。根据美国 NASA 报道，航天器的发射失败大多是由于发射过
沈阳航空航天大学学报 2016年4期2016-10-12
- 基于剪切阻尼的整星减振技术研究
）基于剪切阻尼的整星减振技术研究杨树涛1，董 锴1，徐庆红1，廉永正1，张业伟2（1. 北京宇航系统工程研究所，北京，100076；2. 哈尔滨工业大学航天学院，哈尔滨，150001）卫星在运载火箭飞行过程中经历复杂的振动冲击环境，恶劣的动力学环境给卫星的使用寿命带来不利影响，甚至导致卫星失效和破坏。通过对粘弹性阻尼材料的吸能减振原理的研究，提出基于剪切阻尼的整星减振结构设计方案，针对模拟卫星、适配器及整星减振装置组合体结构开展数值仿真预示和试验验证工作，
导弹与航天运载技术 2016年1期2016-05-18
- 整星状态下复杂卫星多天线组合测试
的最佳方式是进行整星天线辐射特性测试。确定星载天线安装位置时，根据天线的视场角和星体表面安装设备状态配合总体布局设计师给出初步布局，再进行整星天线辐射特性仿真分析，依据仿真结果和表面安装设备的重要程度作局部调整，最终给出正式布局状态。随着电磁场数值分析技术发展，对带电大尺寸载体的天线辐射特性仿真成为可能，但整星天线辐射特性测试仍有其必要性。首先，卫星一般装有多种不同的天线，由多家机构研制，而天线的性能指标是在整星状态下考核的，部分指标（如天线间隔离度）无法
上海航天 2015年3期2015-12-31
- 基于粒子群优化算法的整星有限元模型修正方法
样化极大地增加了整星级有限元模型修正的难度，因而需要在具体型号研制过程中科学合理地安排动力学试验、有限元建模、相关分析、模型修正以及修正结果对比分析等多项工作。目前航天器结构模型修正主要以模态数据和频响数据为基础，其中基于模态数据的模型修正方法应用较为广泛[1-3]，但在整星中的应用尚不多见。粒子群算法（particle swarm optimization,PSO）是以仿生学为基础的随机搜索算法，通过对鸟群觅食过程中的搜寻和聚集行为的模拟实现对问题的优化
航天器环境工程 2015年3期2015-12-23
- 一种通信卫星天线性能预测技术
局越来越拥挤，在整星构型布局中难免会因星体或其他结构部件的存在，造成散射影响。例如靠近卫星安装板的馈源和反射器会在星体上产生绕射和反射形式的散射，影响天线增益、极化，对EIRP和G／T值造成影响，特别是对存在增益梯度变化较大的滚降区的卫星影响更大，同时多副通信天线间存在耦合，造成卫星电磁兼容性问题，影响了卫星通信性能。目前，国内对整星条件下天线性能和耦合影响的工作较少，通信卫星天线设计阶段考虑整星影响时一般采用视场分析手段，而以电磁波等效为光线的视场分析对
航天器工程 2015年1期2015-12-19
- 大型卫星分舱段振动试验技术
动试验技术，基于整星和分舱段振动试验时的测试点加速度响应的幅值相对误差累积最小，推导了一种舱段振动试验输入加速度谱的计算方法。以某型号结构星为研究对象，对分舱段输入条件进行了预示，开展了整星和舱段的振动试验研究。试验结果的分析表明，试验结果和理论吻合良好，分舱段和整星振动试验的响应差异主要取决于整星和舱段的频响函数特性。用提出的方法计算的分舱段输入能够保证测试点分舱段振动试验时的响应与整星振动试验时的误差最小。振动与波；卫星；分舱段；振动试验；响应误差；舱
噪声与振动控制 2015年2期2015-12-03
- 大型挠性航天器刚柔耦合动特性分析
和中心平台组成的整星有限元模型并求出无约束边界条件下的固有频率和振型.通过有限元模型和Adams联合仿真建立航天器零次刚柔耦合动力学模型并求得姿态调整过程整星的位移和转角以及太阳帆板和可展开天线的动态响应.结果表明:整星的低阶模态特性主要体现在太阳帆板和天线连接杆的变形上，而天线结构无变形；航天器在进行姿态调整时，挠性部件在做大范围整体运动的同时发生显著的结构振动；航天器完成姿态调整后天线几何中心点在平衡位置附近继续振荡.桁架式可展开天线；模态特性；刚柔耦
哈尔滨工业大学学报 2015年5期2015-09-01
- 某微小卫星结构轻量化设计研究
计要求质量最轻：整星质量应尽可能低，且明显低于现以铝合金蒙皮铝蜂窝夹层板为主要结构的卫星的质量（现卫星总质量70.44kg）。刚度：运载对整星提出的横向、纵向和扭转方向的刚度要求为结构优化后的整星刚度不低于现设计方案的刚度。强度：根据卫星飞行极限载荷条件，共有6种极限工况（见表1），卫星的设计载荷为飞行极限载荷乘以1.5倍的安全系数。要求在过载条件下结构所受最大应力满足强度与稳定性要求，太阳能电池阵基板最大应变不大于1 000με。表1 卫星飞行极限载荷工
上海航天 2014年6期2014-12-31
- 基于热响应的卫星推进剂剩余量测量方法研究
骤如下：a）建立整星条件下推进剂储箱的详细热分析模型；b）计算不同剩余量下储箱加热过程中的温度变化数据，作为对比标准数据库；c）在轨实施对储箱加热动作，测量实际温度变化数据；d）比对轨实测温度数据与热分析计算数据，得到推进剂剩余量并进行误差分析。由上述步骤可知：热响应法测量推进剂剩余量的关键步骤是建立整星条件下推进剂储箱的详细热分析模型。根据储箱内部构造及热量传递的特点，热分析模型须包括以下特征：a）考虑微重力条件下推进剂在储箱内的空间分布；b）考虑整星在
上海航天 2014年3期2014-12-31
- 星载某设备高阻接地设计对整星电磁兼容性的影响
并需对设计变更对整星电磁兼容性能的影响进行仿真分析与试验验证。本文首先对所采用的高阻接地设计方法进行介绍和理论分析；然后利用电磁仿真软件CST 根据实际物理模型进行建模仿真，分析不同接地方式对整星屏蔽效能和传导特性的影响；最后在故障模 拟卫星平台上对采用直接接地与高阻接地对整星EMC 特性的影响进行比较验证试验。1 某设备高阻接地设计及其对EMC 影响 分析1.1 高阻接地设计某设备内部电源正母线对机壳的安全距离较小，存在对机壳短路的隐患。如果设备机壳直接
航天器环境工程 2014年5期2014-12-21
- 卫星在轨故障地面诊断系统设计
卫星各系统耦合的整星模拟器，利用卫星遥测与模拟器预测值形成残差，滤除遥测信息中已知的动态规律部分，缩小故障诊断阈值，提高故障检测的准确性，最后运用信号分析或机器学习的方法对残差实现诊断。诊断系统由遥测接口程序、整星模拟器、残差诊断程序、诊断调度程序、相关数据库和配套工具构成。从系统结构设计和算法的参数化设计两方面，分析了卫星故障地面诊断系统设计，并用建成的系统样机进行了验证。系统样机运行结果表明，这种方法和系统设计思路是可行、有效的。卫星故障诊断；整星模拟
航天器工程 2014年3期2014-07-19
- 六面体小微卫星散热面最优化设计
设备的高度集成，整星功率体积比密度变大，可能导致局部热流密度较大而导致局部温度较高；此外，由于小微卫星热容量小、比表面积大，更容易受到空间外热流的影响，导致整星温度水平波动较大。文献［5］对国内外部分小微卫星失效原因的分析结果表明：由于上述不利因素的影响，因而造成的热控系统整星失效数占所有小微卫星失效数的34%左右，远高于其它系统或者单机产品。因此，探索适应小微卫星自身特点的热控设计方法十分必要。吴文瑞等［6］以某太阳同步轨道卫星正六棱柱形卫星为例，建立以
航天器工程 2013年6期2013-12-29
- 2012年珠海航展掠影
于13.5kW的整星功率，可装载70台转发器，整星发射质量可达6000kg，服务寿命15年。其特点是应用多项国际先进技术、技术可靠性高、研制程序优化巴基斯坦-1R通信卫星模型。该卫星基于东方红-4卫星平台研制，设计寿命15年，发射质量5120kg，有效载荷质量485kg。通信载荷由18台Ku频段转发器和12台C频段转发器组成资源-1的02C星模型。该卫星是我国首颗按用户定制模式研制的光学业务遥感卫星，装有分辨率2.36m的全色相机和分辨率10m的多光谱相机
国际太空 2012年12期2012-08-14
- 基于压电堆和粘弹性材料的新型整星混合隔振系统
粘弹性材料的新型整星混合隔振系统李明明，方 勃，黄文虎(哈尔滨工业大学 航天学院，哈尔滨 150001)为了降低振动载荷对卫星的影响，采用压电堆和粘弹性材料作为主被动隔振元件，设计一种新型的整星混合隔振系统，并对其隔振原理进行理论分析。通过有限元方法建立该隔振系统的有限元模型并分析其频率响应特性，根据分析结果，运用特征系统实现算法获取系统的最小阶状态空间模型来设计控制器，完成离线仿真。在此基础上，对低柔性模拟卫星进行整星混合隔振试验。仿真和试验结果表明，整
振动与冲击 2012年16期2012-02-05
- 太阳电池阵布局对微小卫星结构特性影响
连接件，这将会对整星的结构特性产生一定的影响，而且仅凭设计者的经验很难判断这种影响程度，故必须对其进行有效的理论分析和试验验证。1 方案介绍该微小卫星共有6块体装式太阳电池阵，并将其固定在侧板上。方案1为初始方案。方案2是在方案1的基础上减少了8个用于固定的M5螺钉，增加了侧板上太阳电池片的数量（如图1所示），从而可提高平均输出功率。该微小卫星有2块侧板安装了太阳敏感器，为方便说明，将其定义为太阳电池板B，其余4块定义为太阳电池板A。表1列出了两种方案的电
航天器环境工程 2011年4期2011-06-08
- 用于整星隔振效果评价的隔振器影响系数指标研究
，国内外航天界对整星隔振理论和技术进行了一系列研究［2－4］，取得了一定成果。通常，在整星隔振系统设计时，对隔振器的参数设计一般围绕隔振效果展开。因此，确定隔振效果评价指标是隔振效果评价体系的关键内容。完整的隔振效果评价体系应包含两方面内容:一是对整星隔振系统的隔振效果进行理论分析和预测;二是对实际整星隔振效果进行测定。目前常用的隔振效果评价指标有传递率、插入损失、振级落差和功率流等。通常以振动传递率作为隔振效果的理论预测依据，但是对于实际系统的隔振效果，
振动与冲击 2011年3期2011-06-02
- 基于二级多点逼近算法的航天器结构优化设计
为设计变量,考虑整星模态频率和强度约束,建立了以结构重量最轻为目标的优化模型.应用二级多点逼近优化算法进行了结构优化计算,在每一个计算周期中,原结构优化问题先转化为具有较高精度的第 1级多点近似问题,该问题则通过可由对偶法快速求解的第 2级近似问题逼近.经过初步试算、设计改进和再优化 3个阶段,设置并进行了一系列的优化计算,逐步明确了设计的方向和各结构参数的取值范围,得到了合理的可行方案,为该卫星平台结构初样的详细设计提供了参考,同时表明所采用的优化方法适
北京航空航天大学学报 2011年2期2011-03-16
- 整星隔振平台的阻尼非线性对隔振性能影响的物理机理
阻尼特性，建立了整星隔振系统的非线性动力学模型，应用谐波平衡法得出从隔振器底端到卫星底端的振动传递率，利用简化等效动力学模型从物理机理上解释了实验现象，保证了航天器在发射过程中的安全性和可靠性。1 实验现象根据整星隔振平台设计的要求，课题组提出一种离型整星隔振平台，该隔振平台为嵌入式平台，与锥壳适配器串联，不改变卫星与运载火箭的接口。该隔振平台主要特点是能够满足多轴隔振的性能，结构简单，可靠性高，容易满足卫星发射要求。隔振平台的单个阻尼器是由粘弹性阻尼和两
振动与冲击 2011年10期2011-02-12