星箭
- 包带约束下的星箭连接环组合力学分析
是目前广泛采用的星箭连接方式。包带连接机构一般包括包带、卡块、分离弹簧、爆炸螺栓等。在卫星发射阶段,包带连接机构夹紧星箭连接环与火箭适配器;入轨后,包带在火工品等分离装置作用下解锁,实现星箭分离。包带约束以接触力的形式传递到星箭连接环上,形成压力与摩擦力,对星箭连接环的应力与变形有着不可忽视的影响。工程上,由于涉及复杂的非线性接触问题,星箭连接环的力学分析通常忽略包带约束的影响,仅考虑发射过载以简化分析,导致仿真分析不能完全覆盖实际工况。近年来,随着相关理
机械制造与自动化 2023年6期2024-01-03
- 机动模式下星箭组合体冲击振动研究
良路况）等特点，星箭组合体在转运的过程中，受其他力学环境条件影响较小［1］。不仅如此，卫星在出厂之前，均会经历力学试验考核，卫星结构能够承受运载火箭的轴向力学环境要求，星箭的垂直转运过程对星罩组合体的力学性能几乎无影响。而为了完成航天快速发射任务，卫星将会面临着十分恶劣的运输、储存等条件［2］。随着航天机动发射力量的组建，全域机动快速发射等任务会越来越多，而卫星能否适应远距离快速机动转运则是制约航天快速发射任务的关键因素，同时为了能够实现广域、远距、快速等
导弹与航天运载技术 2023年5期2023-12-17
- 国外星箭连接解锁装置技术与应用研究
100094)星箭连接解锁装置是指实现卫星与运载火箭解锁分离操作的系统,是影响卫星发射任务成败的关键环节,解锁时会产生高量级、高频率、短时间的冲击力,可能导致星上冲击敏感设备失效[1-2]。例如,美国太空探索技术(SpaceX)公司采用猎鹰-9运载火箭发射祖玛(Zuma)军事卫星时星箭分离失败,导致卫星不知所踪[3]。因此,星箭连接解锁装置技术是航天器设计的核心技术之一。星箭连接解锁装置技术自1957年人类发射首颗人造地球卫星以来已经历了3个阶段。第1个
航天器工程 2023年2期2023-05-31
- 基于BP神经网络的星箭界面动载荷识别
201109)星箭界面动态载荷指火箭发射过程中受到横向载荷的作用，在星箭连接界面上产生的弯矩和剪力，其载荷信息是地面验证试验和可靠性评价的重要依据[1]。虽然在星箭连接界面布置力传感器能够直接获取界面动载荷，但它会改变星箭结构的动力学特性，真实星箭结构一般不允许搭载力测量装置[2]；基于星箭耦合动力学模型开展耦合载荷分析，也能够获取界面处的动载荷，但是该方法需要准确的星箭耦合有限元分析模型、可靠的力学环境预示方法以及准确的火箭外载荷输入[3]。在卫星结构
振动与冲击 2023年5期2023-03-20
- 固液捆绑火箭星箭耦合分析技术研究
体设计中的难点。星箭耦合分析是预示火箭和卫星力学环境的重要方法。星箭耦合分析主要关注火箭飞行纵、横向载荷较为严酷的工况，例如发动机开机、关机、舱段分离、跨声速抖振最大动压（Maximum Dynamic Pressure，MDP）等。星箭耦合分析通常基于星箭耦合系统的有限元模型，在特定的外力输入下，通过频率响应分析或瞬态响应分析求解目标结构的频域或时域响应［1-2］。星箭系统有限元模型一般规模较大，考虑到求解效率，响应分析一般采用模态法，然后通过子结构内力
上海航天 2022年5期2022-12-03
- 一箭十六星，长征六号运载火箭发射成功
离控制方案，确保星箭接口的匹配协调。同时，由于多星发射对分离安全性要求高，分离设计难度大，为了将16颗卫星安全、准确地送入预定轨道，型号开展了数次多星分离安全性仿真、分析工作，从卫星布局、分离方案等方面进行优化设计，最终采用了分批分离的方案，通过分离前调整箭体姿态、增加姿控正推等措施，确保多星分离安全、保证入轨精度。针对16颗卫星在整流罩内布局紧凑、相互之间空间交错、对接安装空间狭小、操作难度较大等情况，型号合理安排星箭对接流程，并通过人机仿真、对接演练等
青岛画报·新青岛 2022年4期2022-11-29
- 亲历“太空快递”天舟四号发射实况
十五次在文昌拍摄星箭发射，也是难度最大的一次。发射期间，笔者始终不敢有半点懈怠，快速用手中的相机记录下这一次重要发射过程中的许多难忘瞬间。5月7日7时50分，搭载天舟四号货运飞船的长征七号遥五运载火箭组合体，在文昌航天发射场总装测试厂房开始垂直转运。随着偌大的长七火箭缓缓驶出总装测试厂房，道路两边都是喜气洋洋地前来送行的航天科技工作者和场内的相关工作人员队伍。大家身着统一的“中国航天”蓝色T恤，在锣鼓喧天中随同起步，党旗、国旗和参研单位的队旗迎风飘扬，红红
环球飞行 2022年5期2022-06-23
- “星链”堆叠式卫星连接与分离技术及应用
星分离，最常见的星箭分离方式是弹簧弹射式。这些卫星通过火工装置等物理分离机构固定在载荷支架上，在分离时刻，按照预定分离时序解锁，一个接一个地被分离弹簧推离火箭，实现分离。而“星链”卫星则采用了一种不同寻常的方法：在分离时刻，它缓慢旋转火箭的末级，然后释放了它的有效载荷，即一整堆打包的“星链”卫星初始转动角速度下逐渐分离。这些卫星组在距地440km处星箭分离，然后在接下来的几天内卫星用霍尔推进器爬升到550km 轨道，分散开来。根据图像视频分析，可能的分离过
国际太空 2022年4期2022-05-27
- 长征六号一箭16星发射成功
了多重挑战。由于星箭机械、电气接口数量众多，为满足多星卫星布局和控制路数要求，研制团队设计了多星布局承力筒和多星分离控制方案，确保星箭接口的匹配协调。同时，由于多星发射对分离安全性要求高，分离设计难度大，为了将16颗卫星安全、准确地送入预定轨道，型号开展了数次多星分离安全性仿真、分析工作，从卫星布局、分离方案等方面进行优化设计，最终采用了分批分离的方案，通过分离前调整箭体姿态、增加姿控正推等措施，确保多星分离安全、保证入轨精度。针对16颗卫星在整流罩内布局
中国科学探险 2022年11期2022-03-22
- 基于冲击响应谱变换的星箭力学环境等效频谱影响因素分析
行遥测，还是采用星箭耦合分析来确定该力学环境，都须首先获取物理量（如星箭界面或卫星内部的加速度响应）的时域信息。然而，航天工程上的地面研制试验通常是在频域内开展的，如正弦振动、随机振动和混响噪声等试验都采用频域试验条件。为了制定合理的频域试验条件，必须得到合理的力学环境频谱幅值。因此，需要将用于试验控制的物理量的时域信息转换为相应的频域量（即等效频谱），再对频谱进行一定的包络处理。运载火箭在点火、关机、级间分离、星箭分离过程以及航天器在着陆过程中受阻尼作用
航天器环境工程 2021年6期2022-01-07
- 星箭耦合力学分析中的卫星混合模型研究
动力学模型，进行星箭耦合系统的动特性响应分析，从而确定卫星所承受的载荷及动力学响应。用于星箭耦合分析的卫星模型通常以动态子结构方法的缩聚形式提供，即将有限元物理模型内部节点的刚度、质量信息缩聚在边界点上，采用有限元缩聚模型代替物理模型进行力学分析，一方面可以避免输出结构设计的技术细节，起到技术保密的作用；另一方面可以大大减少模型本身的自由度，有利于提高力学分析的计算效率。长期以来，我国卫星特点以“矮胖型”为主，以星箭界面载荷进行结构设计不会造成较严重的过试
上海航天 2021年6期2022-01-06
- 大型GEO 通信卫星平台转移轨道段热分析
点——抛整流罩、星箭分离、出地影时刻、南/北太阳电池阵受照时刻。抛整流罩和星箭分离是运载形成的2 个特征点，有不同的热边界条件，抛整流罩前运载和有效载荷之间的热交换将使热性能研究变得较为复杂；出地影时刻是卫星在转移轨道经历的一个自然热边界条件的特征点，它体现了卫星热边界状态的剧烈变化。南/北太阳电池阵受照时刻则是卫星在转移轨道的典型状态，在太阳电池阵尚未展开的条件下，由于太阳电池阵没有热控多层，卫星受照一侧处于对阳光的最大吸收状态，而与之对应的另一侧则处于
航天器环境工程 2021年5期2021-11-09
- 刚性包带式星箭连接装置解锁分离过程动力学分析
式和柔性包带式的星箭连接装置已无法满足其承载要求。新型刚性包带形式的连接装置,如图1所示。(以下简称刚性包带装置)采用环绕上、下端框的整根楔形截面圆弧包带作为连接装置，能够有效提升星箭连接刚度，具有重要的工程应用价值。国内外研究人员针对柔性包带轴向承载能力和分离过程的动力学运动规律已开展了较为深入的研究。秦朝烨等[1-4]对柔性包带连接的刚度、轴向振动响应和动力学特性进行了分析。白邵竣等[5]基于接触理论提出了柔性包带连接的非线性动力学有限元建模方法。谭雪
振动与冲击 2021年8期2021-04-28
- 大型高轨通信平台主动段热变形分析
了[5]，再进行星箭耦合的整星的温度场分析，在热分析的基础上完成整星的结构变形分析是复杂和困难的[6-7]。本文的研究结果为该类平台的热特性研究和平台应用提供借鉴。1 大型通信平台的结构与构型大型高轨通信卫星平台是一大类重要航天器，在欧洲主要有Astrium平台，如为2012年发射任务研制的W5A通信卫星[8]，美国的MUOS军用静止轨道移动通信卫星，俄罗斯快讯-AM8通信卫星如图1所示[9]，印度2013年发射的GSAT-6地球同步轨道通信卫星，尺寸2.
宇航学报 2021年2期2021-03-13
- 自串联发射双星的正弦振动试验方法
只有1个，因此在星箭接口控制文件中一般仅针对星箭界面给出低频正弦振动试验条件。卫星的正弦振动试验可以通过2种方式开展：第1种方式为双星系统振动试验，即把双星及星间连接与分离装置串联后作为一个整体开展系统级振动试验；第2种方式为单星分别开展振动试验，即下星、星间连接与分离装置以及上星分别开展正弦振动试验。第1 种试验方式的优点是界面清晰、试验条件明确、试验考核充分，能够在受力和加速度响应2个维度覆盖发射状态；缺点是试验控制难度较大，存在星间界面超载、上星载荷
航天器环境工程 2020年3期2020-11-04
- 壁挂式主频可调变截面小卫星结构设计与验证
底部连接方式下的星箭连接界面一般承受更大的载荷。因此，国内外更倾向于采用侧壁壁挂式连接方式(后文简称壁挂式)。壁挂式连接的卫星结构一般通过火工装置(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
宇航学报 2020年2期2020-03-13
- 利用非合作航天器双特征结构的相对姿态确定方法*
进行多边形检测。星箭对接环作为航天器上普遍存在的结构能够提供圆特征，Luckett等[8]分别利用点、线、圆特征进行相对定姿，并分析了利用三种特征的测量精度，实验表明基于圆特征的相对定姿精度最高且跟踪效果也更加鲁棒，也正因为这样，许多研究者都利用能够提供圆特征的星箭对接环结构进行定姿。Shiu和Ahmad[9]与Safaeerad等[10]详细推导了利用单个圆求解平面法向量的过程，证明了单圆定姿具有二值性。为了去除单圆定姿的虚假解，翟坤[11]采用激光雷达
飞控与探测 2020年1期2020-03-11
- 皮卫星星箭分离动力学模拟及其灵敏度分析
量轻，常规包带式星箭连接机构不能满足皮卫星星箭分离要求。早在20世纪90年代就有许多学者在研究皮卫星，但发现研究出来后找不到合适的星箭分离机构，大大延缓了皮卫星研究进程[2]。2000年2月7日两颗绳系皮卫星与“母”卫星OPAL分离进入太空，这标志着皮量级卫星时代的到来[3]。经过十来年的发展，国外主要有P-POD、XPOD、SPL、CSS、RAFT等型号皮卫星星箭分离机构[4-7]；国内，皮卫星星箭分离机构主要有浙江大学自主研发的“皮星一号A”、“皮星二
宇航学报 2019年12期2020-01-14
- “快舟一号甲”：首次实现卫星与火箭之间数据传输
箭之间数据传输。星箭分离后，火箭末级使用天基测控中继链路，为卫星提供了短时间的遥测服务。▲快舟一号甲固体运载火箭发射升空解读：由中国航天科工集团有限公司研制的快舟一号甲固体运载火箭，是一型主要为300千克级低轨小卫星提供发射服务的通用型火箭。它是目前国内最快发射纪录保持者，其履约周期为4到6个月，进发射中心7天内可具备发射条件，到发射场4小时内可实现发射。作为该火箭的第三次商业发射，本次发射重要亮点是完成了我国首次星箭通信空空链路对接试验。在卫星发射过程中
太空探索 2019年11期2019-11-15
- 星箭界面整星隔振设计及减振效果验证
，环境载荷直接从星箭界面传递到卫星，常常导致卫星的动力学环境超标，势必影响卫星的寿命，并且对卫星所携带仪器设备的设计提出了更高的要求。因此，十分有必要研究星箭界面减振技术来改善卫星在发射阶段的动力学环境[2]。目前主要的星箭界面减振技术包括以Stewart主动隔振平台为代表的整星主动隔振系统[3]，以磁流变阻尼器为代表的整星半主动隔振系统[4]，以及以附加被动阻尼器[1]、阻尼约束层[5]为代表的整星被动隔振系统。基于磁流变效应制成的磁流变阻尼器是一种性能
航天器环境工程 2019年5期2019-11-07
- 微纳卫星星箭分离试验技术及数据分析
热点[1-3]。星箭分离系统是卫星核心任务之一,既要确保在接到分离指令前卫星能与火箭可靠连接,还要确保在接到分离指令后卫星能与火箭可靠分离,同时又要满足分离后卫星与火箭的相对分离速度、卫星姿态等要求。其系统可靠性、动力学特性、分离冲击等将影响卫星及星上高精度仪器设备的性能,甚至关系到整个发射任务的成败。因此星箭分离技术是关系到微纳卫星成功发射、正常入轨的核心技术,对卫星总体性能有着重要影响。目前传统的星箭分离试验技术已相对成熟,主要有摆式法和自由落体法[4
上海航天 2019年4期2019-10-24
- 采用包带式星箭锁紧连接装置的对接框刚度匹配性研究
0 引 言包带式星箭锁紧连接是运载火箭和有效载荷常用的一种连接方式，其通过包带式星箭锁紧装置（简称星箭锁紧装置）实现运载火箭和卫星等有效载荷对接框的锁紧和解锁功能。星箭锁紧装置主要由包带、卡块、拉簧和爆炸螺栓等组成，其结构如图1所示。对接框由卫星框和火箭框两部分组成（卫星框在下文简称上框，火箭框在下文简称下框）。锁紧时，星箭锁紧装置通过爆炸螺栓提供预紧力，卡块在预紧力作用下夹紧对接框，实现有效载荷与运载火箭的可靠连接，同时对接框作为储能结构通过变形储存一部
导弹与航天运载技术 2019年4期2019-09-23
- “一箭七星”海上首发，213所再助长征十一成功发射
体现了213所某星箭分离火工系统和某太阳翼展开装置的高可靠性及良好的环境适应性。星箭分离火工系统用于实现星箭连接界面低冲击分离，太阳翼展开装置用于使太阳翼展开装置完成预定动作后为后续任务提供能量，极大程度地决定了发射任务的最终成败。213所始终以履行强军首责为己任，强化自身保障服务意识，以实际行动落实“设计精准、验证充分、数据详实、文件齐套、记录完整、流程规范、策劃到位、节点可控”的质量方针，以过硬的产品质量博得用户的信任，为我国商用航天事业的发展贡献自己
中国军转民 2019年7期2019-09-10
- 卫星星箭耦合力学分析模型二次缩聚方法
力学试验预示以及星箭耦合分析的重要基础。有限元缩聚技术是利用模态综合法[1-7]，将有限元物理模型内部节点的刚度、质量信息缩聚在边界点上，生成缩聚模型。采用有限元缩聚模型代替物理模型进行力学分析，一方面可以避免输出结构设计的技术细节，起到技术保密的作用；另一方面可以大大减少模型本身的自由度，有利于提高力学分析的计算效率。模态综合法在航天器设计制造中应用广泛：运载火箭的建模[8-9]，星箭耦合分析[10]，大型部件如航天相机、氦气瓶等的建模[11-12]，复
航天器环境工程 2019年4期2019-08-20
- 参加青马工程感悟
体会爱国情怀走近星箭特种玻璃的厂房，并没有看出这个企业有什么特别之处，直到听完它的历史，才明白那次到访的意义。从最开始的没有一张订单，到后来的盖片用于载人航天飞行器，若不能坚守初心，根本不可能坚持下来。2000年卢勇建立星箭，在无数次的请教、钻研和实验研发后，终于掌握了制造工艺，并通过坚定达到用于卫星的标准。可是达到标准却远远不够，一年时间里，他们没有接到一张订单，大量的研发投入让星箭入不敷出，连电费都是员工集资交齐的。在最困难的时候，星箭上下一心，终于熬
成功 2019年2期2019-03-18
- 上面级直接入轨卫星星箭供电接口设计与验证
而且需要太阳翼在星箭分离后立即展开，如果未正常展开几乎没有故障处置时间。如果能设计一种上面级直接入轨卫星星箭供电接口，既可以降低卫星的起飞质量，也可以解决上面级转移轨道段直至星箭分离时卫星用电难题，对提升卫星转移轨道段用电的可靠性和安全性有着重要意义。目前，我国已完成“一箭双星”上面级直接入轨的实践。本文首先分析了卫星转移轨道段星箭供电接口设计原则，在此基础上提出一种“一箭双星”上面级星箭电接口的设计方法，并对“一箭双星”上面级直接入轨的应用与验证情况进行
航天器工程 2019年1期2019-03-06
- 基于地球敏感器的地影下自旋卫星起旋转速确定
使用的[1].在星箭分离后，由星箭分离信号启动推力器喷气，使用“皮囊贮箱”中的燃料控制卫星绕自旋轴旋转到一定转速，建立自旋稳定状态，然后就可以切换到使用“锥形贮箱”的正常状态.由此可见，星箭分离后卫星可靠起旋至关重要，星箭分离后的起旋转速判断也是非常重要的.计算起旋转速就是测量自旋周期，属于姿态测量的一部分，一般是利用每旋转一周出现一次的信号进行测量，同时结合滤波技术可以得到更加精确的转速[2-3].在星箭分离时的转速测量主要用于起旋判断，其要求主要是及时
空间控制技术与应用 2019年1期2019-03-04
- 基于频域法的星箭连接分离装置的冲击载荷识别
201620)星箭连接分离装置位于卫星发射的关键部位，其稳定性对卫星的成功发射至关重要。星箭连接分离装置分离前需保持连接的绝对可靠，分离时必须迅速准确的分离，其过程会产生比较大的冲击载荷，火工分离装置分离过程中产生的加速度冲击甚至能达2 500g[1]。而其冲击载荷很大又难以直接测量，因此找到一种合适的星箭连接分离装置载荷识别方法，对其优化设计及稳定性分析都很有帮助，具有重要意义。冲击载荷识别是动力学分析的逆问题，动载荷识别方法主要分为时域法和频域法两种
振动与冲击 2018年17期2018-09-27
- 基于星箭对接环同心圆结构的卫星姿态估计方法
难度[1-2]。星箭对接环作为卫星普遍存在的结构，能够提供空间圆形特征，空间圆形通过摄像机映射到图像平面后会变成椭圆形，很多学者基于单目视觉利用圆及其投影特征的定姿方法进行了广泛的研究[3-6]。由于基于单目视觉对单个空间圆定姿具有二值性，且无法正确剔除虚假解，因此在基于星箭对接环的定姿方法中，都需要增加额外信息[7-11]。文献[7]采用激光雷达的测距信息来去除二值性，文献[8]则采用圆外一已知距离的点作为补充信息去除二值性，文献[9]在已知星箭对接环半
航天器工程 2018年2期2018-04-24
- 基于集总平均经验模态分解法(EEMD)的星箭解锁分离机构冲击响应分析
间分离广泛采用了星箭解锁分离机构，它是卫星发射的关键部件。星箭解锁分离机构分为火工分离和非火工分离两种方式，目前我国大部分分离装置都采用火工分离装置。火工分离装置结构简单，但解锁分离时会产生很大的冲击载荷，不利于火箭卫星的顺利发射[1]。火工分离装置由最初的点式分离装置发展到目前主流的包带式，国内很多专家学者对此做了大量相关研究，如Li等[2-3]对包带式分离装置的动力学特性及故障分析等方面的研究；包带式相比传统点式具有应用成熟、可靠性高、分离冲击相对较小
振动与冲击 2018年1期2018-02-27
- 快速响应卫星发射场快速测试技术
试验、卫星加注和星箭对接，星箭转运至发射区后进行发射区测试和卫星状态设置，最后完成发射。传统卫星发射场测试周期为35天～60天。快速响应卫星主要任务在于应对突发事件，达到快速集成、测试、发射和在轨应用的目的，一般要求卫星在1周内完成发射场测试工作具备发射条件。1天内完成发射和在轨测试工作具备在轨交付及应用的条件[8]。2 快速对接特点传统运载火箭在发射场的测试和发射工作具有两个特点：一是运载火箭采用固定的火箭发射工位及发射塔架进行发射；二是卫星与运载对接采
制导与引信 2017年2期2017-11-08
- 一箭多星发射的卫星振动环境分析与验证
直接发射入轨，在星箭耦合分析中发现星箭界面部分频点振动环境明显高于原设计要求，导致卫星可能需要采取改进设计以满足该变化。为进一步明确卫星的环境适应性，文章首先针对超限频点开展刚度匹配分析和响应分析，识别可能存在的风险，并对识别出的服务舱+Y板采取改进措施；其次，开展整星动力学分析、星箭耦合分析，分析验证卫星及其组件的适应性，并提出了改进的地面试验条件，结果表明地面试验能够包络星箭耦合分析结果，试验是充分的；最后，通过飞行试验验证，证明地面试验能够包络在轨飞
航天器环境工程 2017年3期2017-07-05
- 某平台卫星发射及在轨力学环境测量与分析
行了测量，获取了星箭界面及卫星结构典型位置在发射主动段的正弦振动响应、随机振动响应、冲击响应及在轨微振动的环境数据。将测量数据与星箭载荷耦合分析结果、地面力学试验结果进行了详细对比，结果表明：星箭载荷耦合分析的结果在星箭界面处横向相对准确，而纵向在有限频段准确，其他频段及星上分析结果均大于测量结果，即存在极大裕度；地面试验结果大于测量结果，意味着有较大的裁剪设计空间。测量数据对后续卫星模型修正、试验条件设计、相似平台卫星抗力学环境优化、部组件设计等均具有重
航天器环境工程 2017年3期2017-07-05
- 星箭解锁分离装置中摆臂的动力学分析
滨150001）星箭解锁分离装置中摆臂的动力学分析蒋青飞1，徐洋1，岳洪浩2，汪国元1，钱如峰1（1.东华大学机械工程学院，上海201620；2.哈尔滨工业大学机电工程学院，哈尔滨150001）在非火工甚低点式星箭解锁分离装置工作过程中，要求星箭分离在很短的时间内完成以及避免在星箭分离过程中产生较大的冲击力对其他重要的敏感元器件造成损害，因此在星箭解锁分离装置中摆臂旋转时间及由其与圆柱壳体碰撞产生的碰撞力对于整个分离过程的影响是不可忽略的。主要通过运用动力
噪声与振动控制 2017年2期2017-04-25
- 温度对包带式星箭连接分离装置预紧力的影响
)温度对包带式星箭连接分离装置预紧力的影响唐 杰1， 张 修 科1， 李 新 宽1， 韩 涵1， 白 瑞 祥2( 1.上海宇航系统工程研究所， 上海 201109；2.大连理工大学 工业装备结构分析国家重点实验室， 辽宁 大连 116024 )为有效评估温度对包带式星箭连接分离装置的预紧力的影响，基于传统包带预紧力计算方法，通过引入温度影响系数，提出了考虑温度效应的计算公式。由于包带式星箭连接边界条件的复杂性，温度影响系数难以通过理论计算准确得出，本文将
大连工业大学学报 2016年6期2016-12-16
- 微纳卫星标准接口连接分离机构技术研究
安装形式多样，对星箭连接分离机构提出了更高的要求。目前，微纳卫星的发射与运载器间尚无系列化通用标准接口，连接分离机构形式差异较大，通用性差。因此，每颗新卫星研制基本均需与运载器重新制定独立接口协议，研制一套全新的分离机构。这种情况下造成研制周期长、成本高，不利于微纳卫星的快速研制和部署。为了解决微纳卫星快速发射部署的需求，根据卫星的构型、质量、包络、连接分离方式等需求进行差异化设计，开展了系列化通用连接分离机构研究，以满足不同种类卫星发射任务的需求。本文以
国际太空 2016年8期2016-10-22
- 能量可调式小型化星箭弹簧分离装置结构设计及研究
能量可调式小型化星箭弹簧分离装置结构设计及研究任海辽唐杰宋林郁 康士朋李新宽 （上海宇航系统工程研究所）弹簧分离装置是星箭分离系统的重要组成部分，其性能直接影响星箭分离速度、分离姿态、分离安全性。针对2015年用长征-6火箭的“一箭二十星”发射小型化、轻量化和分离姿态可控的要求，我们提出了一种工作输出能量可调式小型化星箭弹簧分离装置，相比于常规弹簧分离装置，其质量减轻30%以上，高度降低40%以上，安装空间节省50%以上。针对卫星质心偏移问题，通过调节弹簧
国际太空 2016年9期2016-10-21
- 运载火箭末级主动离轨弹道优化设计技术
机一次点火结束时星箭分离，之后经过沉底、预冷等一系列动作，发动机二次启动消耗推进剂产生推力，火箭末级主动离轨。由于发动机二次点火受到发动机滑行时间的限制，计算时统一采用星箭分离后600 s开始主动离轨。除考虑冷氦排气、沉底发动机工作及预冷排气数据对火箭末级的影响外，还考虑地球扁率摄动对火箭末级的影响。2 弹道设计技术2.1 总体思路运载火箭末级主动离轨弹道设计总体方案创新点在于优化主动离轨点火姿态，流程如图1所示。图1 总体方案流程2.2 具体设计技术2.
导弹与航天运载技术 2016年5期2016-04-10
- 一种星箭动态界面力识别方法
形式，详细规定了星箭界面的三向载荷条件，这是卫星结构设计必须遵循的安全准则，同时也是对卫星整体进行力学环境试验考核的主要标准之一［1］。尤其是近年来，国内外认识到星箭连接试验夹具的机械阻抗与真实飞行构型中安装结构的机械阻抗存在很大的差异，仅采用加速度条件作为控制条件可能导致严重的“过试验”问题［2-4］，因此逐步开始重视在传统的加速度控制基础上增加界面力控制（力限控制）来解决振动试验输入问题［5-7］。综上，准确掌握星箭界面力载荷状态具有十分重要的工程意义
航天器工程 2015年1期2015-12-19
- 图强进取 报国为先—— 记宁波星箭航天机械有限公司
为先—— 记宁波星箭航天机械有限公司■ 骆阿雪宁波星箭航天公司作为“宁波市军民结合产业促进会”的发起单位，近年来一直为“星、箭、弹、机、舰”生产相关配套设备。公司先后承担了“神舟”载人航天、“嫦娥”探月等国家重点工程的发射配套任务，荣获国防科工委“国防科技工业配套先进单位”称号，是浙江省唯一受表彰的单位。2015年1月初，由星箭航天、中科院宁波材料研究所等8家单位发起的宁波市军民结合产业促进会正式成立。首期会员单位共46家，其中国有企业5家（军工科研生产单
中国军转民 2015年4期2015-11-26
- 航天器火工冲击载荷减缓设计及验证
越来越多地应用于星箭分离。在采用点式连接时，传力路径最短、最直接，可以减少隔板数量，具有更大的布局空间，而且更容易分舱操作[1]。同时，分离螺栓动作时，在安装结构处产生巨大的局部压力，并以高量级、高频响的应力波形式在航天器结构传播[2]。紧凑的布局和更短的传力路径使得外形尺寸与波长同量级的微型电子产品更易受到恶劣的火工冲击环境的影响，产生高频响应，从而对航天器电子设备和微机电设备产生危害[3]。文献[4]在调研国内外航天器火工冲击环境防护方案的基础上提出了
装备环境工程 2015年3期2015-05-28
- 支承舱减振性能分析
命．国内一般对于星箭界面振动环境的匹配主要通过加强卫星的结构，或者增加整星隔振装置来实现改善主动段飞行振动环境，两种途径均会带来重量的损失，造成飞行器研制成本增加，降低了载荷比，不利于运载火箭的市场竞争力［2－7，9－10］．运载火箭支承舱是航天器与火箭之间的重要连接结构，支承舱的振动特性是星箭力学环境设计的主要因素之一．本文阐述了一种基于支承舱振动特性研究的改善航天器力学环境的方法，通过动力学建模、材料级性能试验、支承舱结构材料对比、支承舱结构连接形式改
动力学与控制学报 2014年3期2014-09-17
- 提高地月转移轨道入轨段初轨精度的技术途径*
00030)针对星箭分离前、后两段数据处于不同的飞行轨道，经典的轨道计算方法无法实现两段外测数据联合参与定轨，入轨段初轨精度难以进一步提高的问题，通过分析星箭分离时刻轨道半长轴确定精度与测量误差、轨道偏心率之间的关系，提出了提高站址坐标测量精度、采用分布式船姿船位测量体制以提高姿态测量精度、采用卫星测高数据计算任务海域垂线偏差并对船姿数据进行修正、船载雷达测速数据的东平台影响修正、合理的数据预处理以及采用基于速度增量修正的定轨新方法等多种技术途径，并重点介
电讯技术 2014年6期2014-09-06
- 包带式星箭解锁装置预紧力影响因素分析
）1 引言包带式星箭解锁装置安装在卫星与火箭之间，用于两者的连接与解锁。在卫星地面运输以及发射过程中，星箭解锁装置应能确保卫星与火箭的可靠连接；当卫星发射至指定高度后，能按指令解除卫星与火箭之间的约束，为星箭分离作好准备［1］。包带式星箭解锁装置预紧力是星箭解锁装置重要的设计参数之一，直接决定着卫星与火箭之间连接的可靠性。预紧力的大小是依据卫星的质量特性和发射时的载荷确定的。由于包带与被连接件的材料不同，因此在星箭解锁装置安装后，其包带预紧力大小会受外界环
航天器工程 2013年2期2013-01-08
- 星箭分离前后的联合统计定轨方法✴
，傅敏辉，康德勇星箭分离前后的联合统计定轨方法✴李红艳，沐俊山，傅敏辉，康德勇（中国卫星海上测控部，江苏江阴214431）提出了利用星箭分离前后包括对火箭和卫星测量的多测段数据进行统计优化的定轨方法。在定轨过程中，分别采用了基于单位矢量的状态转移矩阵构造方法和有限差分法来计算状态转移矩阵，对两种方法的特点进行了分析，并对分段定轨和联合定轨在两种定轨方法下的计算结果进行了比较。计算结果表明，在星箭分离速度增量与实际情况一致的情况下，联合定轨的结果优于分段定轨
电讯技术 2011年12期2011-04-02