复合材料在热真空下的尺寸稳定性测试方法

航天光学遥感器在轨运行时的环境与地面装调时有很大差异,对于采用复合材料的遥感器而言,在轨运行时由于材料受湿气解析的影响其几何尺寸将发生变化,进而影响遥感器的成像质量.因此,模拟在轨环境下复合材料几何尺寸稳定性测试,分析其在轨条件下的几何尺寸变形是十分必要的.提出了一种在热真空环境下,采用激光双频干涉原理对复合材料几何尺寸变形量的高精度测试方法,对该方法进行了方案验证与精度分析.针对采用碳纤维蒙皮/铝蜂窝夹层结构复合材料的某相机前镜筒进行了实际的热真空环境下几何尺寸变形量测试.结果表明,试验数据与理论数值在数量级上相同,提出的测试方案可行,为复合材料模拟在轨环境下几何尺寸变形量提供了一种测试手段.     

微型星敏热控设计及仿真

为了保证应用平台在轨任务期间的星敏感器正常工作,需要对其进行热设计。结合微型星敏感器组件的空间环境外热流、安装布局以及工作模式等条件,在热分析优化的流程上考虑了光机热等多种因素影响,设计了微型星敏感器组件的热控方案。该热控方案提出采用主动电加热以及遮光罩与星敏本体均温化的设计思路,解决了微型星敏感器组件在轨期间的空间热环境复杂、温度控制要求高、散热途径受限于安装结构等问题,保障了微型星敏感器组件有效、可靠的工作。建立了I-DEAS /TMG 有限元分析模型,开展了高、低温工况下的星敏感器组件的热控仿真,分析了星敏感器组件的温度分布以及均匀性等仿真结果,最后进行了地面试验,验证了热控方案的正确性,满足星敏感器组件热设计要求。文中工作可为后续在轨平台的微型星敏热设计提供参考。     

一种大尺寸CLCC器件CTE失配失效分析及优化研究

针对一种大尺寸CLCC器件在100次、-45 ℃~85 ℃温度循环实验后发生CTE失配失效的问题,提出了两种改进热膨胀系数(CTE)不匹配的优化方案,进行了仿真对比分析。基于较优的改进方案,采用有限元仿真及Engelmaier模型计算其疲劳寿命,完成了温度循环试验验证。仿真结果表明,在陶瓷中部钎焊参数合适的成形引线较好地缓解了氧化铝陶瓷与焊料、FR4基板的CTE失配问题,满足实际使用需求。本文研究对大尺寸氧化铝陶瓷封装设计有参考价值。     

关于卫星EMC设计和试验的几点思考

大型卫星一般射频峰值功率大,频谱分布广,针对卫星复杂的电磁环境,卫星研制应通过设备、分系统至整星自下而上逐级进行电磁兼容设计,采用空间隔离、频段隔离、接地和搭接、屏蔽处理、电缆网EMC设计、电路接口匹配滤波设计等多种设计手段,并通过合理有效的电磁兼容性试验验证,保证整星电磁兼容,确保卫星在轨长寿命期内高可靠运行。     

GEO星载激光通信终端二维转台伺服机构热设计

星载激光通信终端二维转台伺服机构是一种高精度指向调节机构,工作时对温度场稳定性及均匀性有较高要求,空间热环境剧烈变化是诱导其温度波动的外因。为达到在轨温度场精稳控制,提出了一种GEO星载经纬仪式激光通信终端二维转台伺服机构温控方案,通过机电热一体化结构设计选材、主动跟踪控温、散热及隔热设计等技术途径,实现了空间大尺寸的高精密二维转台伺服机构温度场稳定性与均匀性的精稳控制,并经过热试验与热分析综合验证,结果表明:工作轨道全寿命期间,伺服机构核心部件温度稳定控制在22.3～34.6℃范围内,温度场均匀性可控制在4℃以内。     

基于汉明码及闩锁检测电路的防辐射效应设计

恶劣的空间环境会诱发星上载荷的总剂量效应、单粒子效应、表面充放电效应等问题,导致星上设备在轨发生各种故障。为保证卫星寿命及载荷安全可靠运行,在设计过程中须对载荷进行系统化的防辐射设计。文中针对对航天器载荷影响最大的单粒子效应从电子技术方面给出了汉明码设计和闩锁检测电路设计。经过实践证明,该设计易于实现,能够有效解决单粒子翻转效应和单粒子锁定效应,有效保证星上载荷安全,提高可靠性和使用寿命。     

卫星导航星座在轨测试系统总体技术研究

卫星导航系统主要由空间段导航卫星、地面段运行控制系统和接收机组成。在轨测试是在导航卫星发射入轨后对其各项功能及指标进行全面检验,判断是否满足卫星导航系统运行的要求。导航卫星在轨测试设备具有与地面运行控制系统相同的信号体制和基本功能,专业用于导航卫星的在轨测试。介绍了导航卫星在轨测试设备的组成,简单分析了利用该设备进行导航卫星在轨测试的方法,提出了一套行之有效的针对导航卫星在轨测试的方案。     

试验卫星激光反射器的设计和试验

MS1和MS2试验星是我国首批设计寿命10年的中高轨导航卫星,为提高在轨精度和实现卫星精密定位,作为舱外有效载荷,两颗卫星均标配搭载了激光反射器。卫星激光反射器光学设计应考虑远场衍射等物理光学影响,不能仅考虑几何光学理论设计。以试验星反射器为例,基于角反射器光学远场衍射能量分布理论为基础,采用最大雷达截面法进行反射器尺寸优化,利用角度补偿法进行速差补偿角设计,对反射器表面加工精度、反射表面特性、切割方式等光学参数进行优化分析计算,并通过合理的机械结构和材料设计,解决了高量级力学环境、330℃高低温度交变、10年空间辐照寿命等环境适应性问题。试验星光学测试结果表明:参数设计合理,可实现远场环带能量在预定观测区域的最大化,在轨观测数据表明反射器工作正常,测距精度、测距范围等指标满足预期设计,理论设计和实践相符,这对今后同类激光反射器的设计具有借鉴和指导意义。     

离轴三反空间相机与卫星平台的优化连接方式

对于与卫星平台卧式安装的长焦距离轴三反空间相机,由于地面与在轨状态环境条件不同引起平台接口与相机产生温度差,导致相机视轴漂移影响成像质量。为解决此问题,提出了将柔性连接座、刚性连接座和可解锁连接座配合应用的优化连接方式,实现了相机与平台在轨状态3点静定柔性连接,并在运载阶段利用可解锁连接座提高相机基频。利用有限元方法对优化连接方式进行验证,平台接口温度降低15℃引起次镜角度变化为9.62(安装位置跨距1.2 m),满足光学设计要求;同时运载阶段相机在X、Y、Z三方向频率响应基频分别为120 Hz、120 Hz、110 Hz,与全刚性连接情况相比无明显降低。利用试验工装模拟平台进行温度变化替代试验,平台在温度提高15 ℃情况下,试验结果与仿真结果相符,且次镜转角实测值与仿真结果最大误差为9%。试验结果说明优化连接方式解决了卫星平台与相机在轨状态温度差引起的视轴漂移的问题,提高了相机的在轨环境适应性。     

空间望远镜次镜六自由度调整机构精密控制

为满足空间望远镜在轨主动光学控制需求,需要精密调整次镜相对于主镜的六自由度位姿,为此,针对6-PSS Stewart平台构型的次镜精密调整机构,设计完成了基于并联机器人关节空间方法的运动控制系统。以DSP和FPGA为核心处理器,编码器为反馈元件,集成电机三相桥为驱动元件,设计完成了次镜六自由度调整机构的运动控制电路。基于次镜调整机构的顶层逆运动学模型和底层连杆控制系统,设计完成了次镜六自由度调整机构的运动控制算法,该方法参数易于调整,利于工程实现,满足空间运动机构高可靠性调整需求。试验结果表明,该运动控制系统能够满足全行程内0.7 m （位移）和3（角度）运动调整精度需求,能够满足空间望远镜主动光学调整任务。     

多自由度热光学真空实验台的设计

针对某项目研制的相机结构特点和空间使用环境复杂性,在发射之前,为获取热光学调焦的规律,核对光机热集成仿真分析模型的正确性,检验输入与边界约束条件,因此要在地面模拟空间热真空环境,完成相机的热光学真空实验。由于相机在真空罐内的环境条件不利于工作人员在内部的操作,为此研制了热光学真空实验台,实现相机在真空罐态方便调节。对实验台的参数进行了计算分析。采用光栅尺或编码器实现闭环控制,润滑采用低挥发的真空润滑脂,实验台的转动精度达到6,移动精度达到0.02 mm,能够满足相机的实验调节要求。热光学真空实验台的研制不仅能够完成相机热光学实验的要求,而且在实验时间上大大节省,提高了实验效率,有利地保证相机实验的顺利完成。     

卫星光学载荷真空定标技术研究进展

为了提高卫星定量化应用水平,需要进一步提高卫星光学载荷的定标精度。当前载荷定标依然以地面定标为主,为了缩小在轨与地面因环境因素引起的定标误差,需要模拟在轨真实环境进行定标试验。针对当前发展迅速的光学载荷真空定标技术,描述了国内外发展现状,阐明了真空定标专业的概念与分类,并结合真空定标技术的应用现状,分析了真空光谱定标和辐射定标的系统组成和技术难点,最后就未来我国真空定标技术的发展提出了建议与展望。     

空间相机空间环境专项试验设计

为了确保空间相机在整个生存周期可靠地工作,根据空间环境的特点及空间相机的特性,提出了仿真空间相机空间环境的专项试验设计方案.方案包括光学性能验证试验,MTF性能测试,热真空环境下的温度调焦系数专项试验,考察碳纤维复合材料稳定性的结构性能验证试验,验证电子元器件是否满足相机功能和性能要求的电子学性能专项试验,验证活动机构...     

空间用元器件热真空试验评价方法研究

空间用元器件热真空试验是空间环境模拟试验中非常重要的一项试验,文章通过对空间用元器件热真空环境应力的分析,给出了不同轨道的温度范围以及不同真空度下空间用元器件的物理效应;对空间用元器件热真空试验评价方法进行了研究和探讨,在参照组件、分系统、整星热真空试验方法的基础上,提出了器件级热真空试验程序。介绍了已开展的DC/DC混合集成电路和双向收发器单片集成电路的热真空试验情况和试验结果。试验结果表明,通过热真空试验,可以对空间用元器件热真空环境下的性能和可靠性进行试验评价,为航天用户单位合理选用空间用元器件提供科学依据。     

基于轨迹一致性检测的空间碎片天基识别方法

针对空间碎片天基观测量与编目数据库在轨关联难题,建立天基光学相机对空间碎片的观测模型,分析在轨应用环境对观测信息的影响,基于碎片轨迹一致性检测设计识别方法。为适应在轨应用的需求,提出了DTW与轨迹形貌差异量化检验融合的空间碎片识别方法。首先,依据DTW原理筛选出与待检测真实轨迹形貌最接近的预报轨迹;进一步,将初选相似轨迹之间的形貌差异量化为轨迹间总误差的标准差;最后,通过统计量检验实现轨迹一致性确认,轨迹一致则碎片成功识别。对所提出方法与轨迹直线拟合参数误差检验识别法进行碎片识别稳定性的仿真与实验对比。结果表明:DTW与轨迹形貌差异量化检验融合识别法是一种更稳定的碎片识别方法,对仿真及实验中的全部碎片及低轨卫星均能实现稳定识别,较轨迹直线拟合参数误差检验识别法稳定性明显提升。文中提出方法具有不受碎片运动特性、观测环境等因素影响的特点,可在卫星感知与防护领域广泛应用。     

Hα太阳空间望远镜热设计

Hα太阳空间望远镜具有对日光谱成像及全日面成像功能,具有多功能、高度集成化的特点。它位于卫星载荷舱内,在轨姿态多变,并且具有连续观测的工作模式,焦平面组件及电单机工作热环境苛刻,对热设计提出较高要求。通过星载一体化设计及相机结构合理布局,在卫星舱板靠近相机处预留辐射散热通道,合理设计散热面将工作热耗快速导出,保证各部组件温度满足指标要求。搭建热平衡试验平台,对高低温工况下的热分析和热平衡试验及在轨数据进行对比,同一工况下各电单机最大温差≤4℃,对热设计的正确性进行了验证。保证了Hα太阳空间望远镜在复杂空间环境下的正常工作,对此类空间太阳望远镜热控设计具有一定的借鉴意义。     

基于DSP6455实时红外图像处理仿真平台设计

针对实际红外图像处理系统项目系统复杂、算法调试周期长的问题,考虑系统处理性能和实时性,设计了一种基于DSP6455,采用千兆以太网和RapidIO硬件接口的红外图像处理仿真平台。该平台解决了单纯用PC机仿真实时性差的问题,可以使DSP开发人员更早的进行算法仿真验证,同时可以弥补DSP开发环境下对图像数据分析能力不足的问题。红外单帧检测算法在该平台上实现,验证了该仿真平台的实时性。     

基于单反相机实现立体照相技术的研究

针对双镜立体照相技术的不足,提出了一种利用单反数码相机实现的立体照相方案,并设计出立体光圈结构其及控制电路。该技术通过单反相机快门信号对立体光圈的连续控制,可一次性摄取红蓝互补色立体图像和左、右眼视差图像。实验结果表明,利用该方案实现的立体照相机结构简单、操作方便、所摄图像无重影等特点,有利于立体照相技术的推广。     

永磁机构真空断路器状态监测系统的研究

结合智能电网及开关设备智能化的发展要求,本文设计了一套永磁机构真空断路器状态监测系统。该系统采用分布式结构,硬件方面以TMS320F2812为核心,选用高精度的直线位移传感器及霍尔电流传感器,设计了相应的信号转换电路及隔离电路;上位机则采用Visual Basic进行开发;二者相互配合完成对所需信号的采集、处理、存储、通信和显示。通过联机运行、调试,证明该系统能够安全可靠的运行,实现了高压断路器运动特性参数的采集、处理,并完成了对断路器分、合闸行程及电流特性曲线的测量、显示、存储等功能,这也为下一步断路器状态评估提供了获取试验数据的基础。摘要