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航天器充放电效应与防护研究进展

高电压技术 2019年第7期45卷 2108-2118页

作者：刘尚合胡小锋原青云谢喜宁陆军工程大学石家庄校区电磁环境效应国家级重点实验室

目前,随着我国"神舟"载人航天计划、探月工程、空间站等航天重大任务的逐步推进,航天器在发射和轨道运行过程中的充放电效应已成为航天器的重要电磁危害源,而充放电效应及防护技术研究是关系航天器可靠性和安全性的重要问题之一,因此,... 详细信息

目前,随着我国"神舟"载人航天计划、探月工程、空间站等航天重大任务的逐步推进,航天器在发射和轨道运行过程中的充放电效应已成为航天器的重要电磁危害源,而充放电效应及防护技术研究是关系航天器可靠性和安全性的重要问题之一,因此,该文从充放电效应对航天器的危害、航天器充放电机理、充放电效应防护技术等方面重点阐述研究进展,在综合分析航天器充放电效应及防护面临的新问题和新特点的基础上,对航天器充放电效应及防护研究的发展方向进行了展望。分析结果表明:航天器充放电效应与防护技术的研究热点集中在新环境、新技术、新平台、新要求及新载荷带来的航天器充放电新机理和新技术研究,而下一步重点研究工作主要有航天器充放电地面多源综合化模拟技术、充放电效应在轨监测技术、航天重大任务中充放电效应防护以及空间静电应用技术等,这些技术为提升航天器在轨安全性和可靠性提供了技术支撑。

关键词：航天器表面带电深层带电充放电效应防护技术静电危害

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航天器热控材料及应用研究进展

材料导报 2022年第22期36卷 64-69页

作者：向艳超高鸿文明赵啟伟北京空间飞行器总体设计部空间热控技术北京重点实验室北京100094 中国空间技术研究院北京100094

热控材料是实现航天器热控功能的重要介质,是航天器热控技术发展的基础。航天器热控系统中大量使用多层隔热材料、导热材料、热控涂层、界面材料等均是利用材料自身热物理特性实现航天器温度场的控制。本文从航天器热控材料工程应用角度... 详细信息

热控材料是实现航天器热控功能的重要介质,是航天器热控技术发展的基础。航天器热控系统中大量使用多层隔热材料、导热材料、热控涂层、界面材料等均是利用材料自身热物理特性实现航天器温度场的控制。本文从航天器热控材料工程应用角度,综述了航天器热控系统常用的隔热材料、高导热材料、涂层材料及界面材料等四类热控材料的研究与空间应用进展,分析了未来空间科学探测、低温推进剂在轨贮存等空间应用场景在深低温及高温环境下对热控技术的发展需求,提出了对深低温和高温环境下高效隔热材料、特种涂层材料等航天器热控材料的发展建议。

关键词：航天器热控材料隔热材料导热材料界面材料热控涂层

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航天器解体模型研究综述

宇航学报 2010年第1期31卷 14-23页

作者：柳森兰胜威李毅黄洁中国空气动力研究与发展中心超高速所绵阳621000

对国外航天器解体模型的发展历史、研究现状、数据来源、试验方法和关键技术等进行了介绍与总结。其中着重介绍了目前使用比较广泛的NASA EVOLVE4.0解体模型,以及针对此模型而开展的SOCIT4卫星碰撞试验。对国外目前的航天器解体模型的... 详细信息

对国外航天器解体模型的发展历史、研究现状、数据来源、试验方法和关键技术等进行了介绍与总结。其中着重介绍了目前使用比较广泛的NASA EVOLVE4.0解体模型,以及针对此模型而开展的SOCIT4卫星碰撞试验。对国外目前的航天器解体模型的优点和不足进行了分析,并对发展解体模型所涉及的关键技术,如超高速发射技术、碎片软回收技术和碎片特性测量技术等进行了介绍。最后,对于在我国开展航天器解体模型研究提出了建议。

关键词：航天器解体模型综述超高速碰撞空间碎片

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航天器现代集成制造系统研究

计算机集成制造系统-CIMS 2001年第8期7卷 1-6页

作者：白书清李伯虎谈凤奎贾振元北京航空航天大学自动控制系北京100083 航天机电集团第二研究院北京100854 大连理工大学机械工程系辽宁大连116023

介绍了已研究成功的航天器现代集成制造系统 (一期 )所建立的产品并行设计、制造与管理集成环境 ,以及所涉及的以团队工作为特征的项目管理模式、过程重组、企业集成框架、领域集成、CAD/CAM/ERP应用支撑工具间数据的集成、工艺优化等... 详细信息

介绍了已研究成功的航天器现代集成制造系统 (一期 )所建立的产品并行设计、制造与管理集成环境 ,以及所涉及的以团队工作为特征的项目管理模式、过程重组、企业集成框架、领域集成、CAD/CAM/ERP应用支撑工具间数据的集成、工艺优化等关键技术 ,简要阐述了二期航天器集成制造系统的概况。

关键词：航天器现代集成制造系统应用支撑工具 CIMS

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航天器返回地球的气动特性综述

航空学报 2015年第1期36卷 24-38页

作者：方方周璐李志辉中国空间技术研究院载人航天总体部北京100094 中国空间技术研究院钱学森空间技术实验室北京100094 中国空气动力研究与发展中心超高速空气动力研究所绵阳621000

航天器返回地球的飞行过程中,气动特性是实现将宇宙飞行速度减到落地前速度、保证再入飞行得到有效控制以及再入防热安全可靠的关键因素。针对简单旋成体气动外形、半弹道式再入控制、烧蚀防热类返回航天器,综述了返回地球过程中变化的... 详细信息

航天器返回地球的飞行过程中,气动特性是实现将宇宙飞行速度减到落地前速度、保证再入飞行得到有效控制以及再入防热安全可靠的关键因素。针对简单旋成体气动外形、半弹道式再入控制、烧蚀防热类返回航天器,综述了返回地球过程中变化的空气流域特性、航天器周围的气体绕流环境、空气与航天器作用产生的动力学与热效应等。系统地给出了该类航天器的再入气动特性参数与飞行性能的共性规律,包括:气动阻力与再入减速、气动升力与再入轨迹控制、配平攻角与飞行稳定性、气动加热与防热,以及再入过程中不同气动特性航天器、气象条件变化等对再入飞行性能的影响规律。为航天器开展返回飞行过程的跨流域气动性能工程研制提供设计参考。

关键词：航天器再入跨流域空气动力学再入减速飞行控制配平攻角

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航天器热平衡温度预测的粒子群算法

宇航学报 2016年第11期37卷 1378-1383页

作者：朱熙郭赣刘绍然刘波王晶北京卫星环境工程研究所北京100094 中国空间技术研究院通信卫星事业部北京100094

为解决航天器热平衡试验温度外推预测方法中存在的问题,提出了热平衡温度预测的粒子群优化算法。根据热平衡温度模型,建立待优化的目标函数以及热平衡温度粒子群算法的计算流程。依据某型号卫星热平衡试验的前期温度数据,对热平衡极限... 详细信息

为解决航天器热平衡试验温度外推预测方法中存在的问题,提出了热平衡温度预测的粒子群优化算法。根据热平衡温度模型,建立待优化的目标函数以及热平衡温度粒子群算法的计算流程。依据某型号卫星热平衡试验的前期温度数据,对热平衡极限温度以及瞬时温度进行预测,并与实测数据进行了比对。计算结果与实测数据相比具有较好的一致性,所提出的方法可有效地应用于航天器热平衡试验温度预测。

关键词：粒子群算法热平衡试验温度预测航天器

航天器可展开薄膜遮光罩机械设计的发展与展望

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宇航学报 2022年第7期43卷 839-852页

作者：刘志全操安博林秋红中国空间技术研究院总体设计部北京100094

从可展开薄膜遮光罩的几何构型、展开驱动技术、薄膜折痕设计和薄膜褶皱动力学分析四个方面论述了航天器可展开薄膜遮光罩机械设计的发展现状和特点,在分析比较的基础上对可展开薄膜遮光罩机械设计的发展趋势进行了展望,旨在为航天器可... 详细信息

从可展开薄膜遮光罩的几何构型、展开驱动技术、薄膜折痕设计和薄膜褶皱动力学分析四个方面论述了航天器可展开薄膜遮光罩机械设计的发展现状和特点,在分析比较的基础上对可展开薄膜遮光罩机械设计的发展趋势进行了展望,旨在为航天器可展开薄膜遮光罩的创新发展提供参考。

关键词：航天器薄膜遮光罩展开构型折纸

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航天器空间环境模拟器热沉热均匀性分析

中国空间科学技术 2006年第6期26卷 37-41页

作者：于涛刘敏邹定忠中国空间技术研究院北京100094

通过建立传热数学模型以及求解,给出了空间环境模拟器中热沉热均匀性优化的结果。和其他以肋片为基础的辐射器不同,空间模拟器热沉主要是要尽可能的提高其热均匀性。因此,通过改变热沉的几何参数(热沉肋片长度、肋片厚度和液氮管半径)... 详细信息

通过建立传热数学模型以及求解,给出了空间环境模拟器中热沉热均匀性优化的结果。和其他以肋片为基础的辐射器不同,空间模拟器热沉主要是要尽可能的提高其热均匀性。因此,通过改变热沉的几何参数(热沉肋片长度、肋片厚度和液氮管半径)以及物理参数(液氮流速),进行了详尽的热沉热均匀性分析。在分析中发现,随着热沉肋片厚度的增加和长度的减小,以及流管内流速的增大,其热均匀性都有提高,但是热沉支管半径变化对热沉均匀性的影响并没有肋片长度和厚度以及液氮流速的影响那么明显。最后,根据数值计算结果给出了热沉优化设计参数取值范围和参考意见。

关键词：热沉热均匀性空间环境仿真器数学模型航天器

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航天器相对姿态跟踪的非线性前馈控制

中国空间科学技术 2011年第6期31卷 15-20页

作者：铁钰嘉杨伟岳晓奎西北工业大学西安710072

针对航天器相对姿态跟踪过程中严重的非线性及控制器设计的复杂性,建立了基于修正罗德里格斯参数的航天器相对姿态运动学和动力学方程并根据Lyapunov直接法设计了非线性前馈控制律。设计的控制律不仅保证闭环系统稳定,还使得航天器相对... 详细信息

针对航天器相对姿态跟踪过程中严重的非线性及控制器设计的复杂性,建立了基于修正罗德里格斯参数的航天器相对姿态运动学和动力学方程并根据Lyapunov直接法设计了非线性前馈控制律。设计的控制律不仅保证闭环系统稳定,还使得航天器相对姿态跟踪误差快速收敛到零点邻域内。通过在Matlab/Simulink环境下对航天器相对姿态跟踪进行数值仿真,验证了建立模型和设计控制律的有效性。

关键词：修正罗德里格斯参数拉格朗日方程非线性控制姿态跟踪航天器