摘要：开展了对载人航天器维修性设计体系的研究,明确了载人航天器维修性设计体系构成,包括维修性设计、维修性验证、维修性评价和维修性管理。维修性设计包括维修原则确定、维修需求分析、维修任务规划、维修模式设计等;维修性验证包括维修试验规划、分析仿真验证、实物试验验证和在轨飞行验证;维修性评价包括飞行工程师评价和航天员评价;维修性管理将维修性设计、验证、评价工作进行有机衔接并在工程上实施。本文可以作为载人航天器在轨维修性设计工作的参考。

摘要：航天器在飞行过程中 ,经常发生各种故障 ,因此需要充分进行地面模拟试验 .在航天器地面热试验的故障分析过程中 ,除了形成了可供故障诊断用的规则以外 ,还得到了许多具体的事例 .后者很难用规则来准确地描述 ,但却是人类专家最珍贵的经验 ,必须加以利用 .据此提出了基于事例推理和基于规则推理的混合推理机制 ,给出了具体的流程图 。

摘要：航天器在热平衡试验中经常会暴露设计制造上的缺陷,因此有必要对它进行实时的故障诊断。同时热平衡试验经验较少,所以采用了一种基于模型的故障诊断方法。应用了一种新的热平衡试验温度预测的数学模型,与试验数据相比较,结果令人满意;在此基础上,模拟了热平衡试验中由于太阳电池翼故障而出现的温度场异常情况,并且和正常情况比较,给出了故障诊断的方法。

摘要：在总结神舟载人飞船测控模式发展演进规律的基础上,基于当前国内外低轨卫星星座蓬勃发展的趋势,文章提出了一种基于低轨互联网星座进行载人飞船测控的模式构想,通过对初步互联网星座方案构想下开展神舟载人飞船测控能力的仿真分析,得出该测控模式可将飞船最长站外时间降低至2 min,大幅提升应急处理能力和测控系统冗余,减少传统地面测站和中继资源占用,从而降低测控成本,提高测控效益,是未来测控模式演进的选择之一。

摘要：受控对象的动态特性是卫星热控系统设计的基础 ,为了更加简便地进行卫星热控系统的动态特性计算 ,根据卫星各部分的温度变化特点及它们之间的热量传输关系 ,将其划分为外壳、辐射器、舱内环境、关键仪器设备以及相变蓄热装置 5个集总参数热控环节 ,建立起各热控环节温度变化的数学模型 .应用这一模型可以十分简便地计算内部热源强度及空间外热流变化时卫星各热控环节的温度变化趋势 ,其计算过程较常规的卫星瞬态温度场计算简单、方便 ,满足了对卫星热控系统进行仿真研究和控制策略优化的迫切需要 。

摘要：基于天宫一号目标飞行器载人环境控制任务的新特点,以航天员的"舒适性"为设计目标,天宫一号进行了大气环境控制设计、噪声控制设计、辐射控制设计以及组合体热支持设计等载人环境设计,将组合体密封舱内的大气总压、温湿度、风速、气体成分、噪声以及辐射水平控制在人体舒适性范围内,天宫一号飞行任务表明,其载人环境系统设计正确,为飞行任务期间航天员的身体健康和工作效率提供有力保障.

摘要：为了改善微型航天器的温度控制效果,介绍了一种应用热电制冷器的主动温度控制系统,建立了这种温度控制系统受控对象及辐射器温度变化的动态特性模型,并对受控对象内部热源功率发生变化时的温度控制效果进行了仿真分析。仿真结果表明:热电制冷器和PI控制器相结合可以简便有效地完成微型航天器内部电子设备的温度控制任务,动态特性模型为这种温度控制系统的优化设计提供了简便的数学模型。

摘要：文章分析了航天器分布式系统仿真平台的特点和需求,根据分布式集成仿真平台多操作系统、混合架构、分布式结构、模型管理、试验设计、仿真运行、数据管理的技术特点和功能需求,对相应关键技术进行了攻关,制定了实施方案,在此基础上完成了相关设计和实现。平台能够适应全数学与半物理2种仿真工况,满足航天器系统方案设计全面仿真验证需求,并可方便接入商业或自研软件。最后通过仿真实例对平台的功能性能及通用性进行了验证。

摘要：行星保护是指在深空探测任务中,通过采取一定的预防和控制手段,避免地球和地外星球之间发生交叉生物污染的活动,这对于地球生物安全和生命起源探索均具有重要的意义。文章明确了行星保护概念应包括避免地球的物质污染地外星球(正向污染)和避免带回的地外星球物质污染地球(逆向污染)。对已有的行星保护任务类别进行分析,重点讨论了行星探测任务中的生物污染防控环节及其特点,如正向污染中的选材、生产、运输、发射、飞行等环节,以及逆向污染中的样品采集、返回、运输、研究和销毁环节。最后,从正向污染、逆向污染及策略3个角度,提出了行星保护的实施建议,如探索灭菌方法、建立材料数据库、无菌总装及返回样品的密封、保存、隔离、销毁等。

摘要：原子氧是影响低地球轨道航天器在轨性能的重要空间环境因素之一,其氧化性对航天器表面材料及舱外组件造成损伤,严重影响航天器在轨寿命。针对此问题提出了一种原子氧仿真分析方法,以此对长期低轨运行的载人航天器模型在轨期间表面遭受到的原子氧累积通量进行分析,仿真结果与NASA实测飞行数据比较,二者吻合很好。本仿真计算方法可用于低轨飞行器原子氧防护设计,仿真结果可作为试验依据。