摘要：为实现高信噪比、高光谱分辨率的光谱探测性能,在时间调制型傅里叶变换光谱仪中,需要控制反射镜往复精密摆动,完成干涉光程差的均匀扫描调制。首先分析了光谱探测性能对光程扫描控制性能要求间的关系;在此基础上,针对星载干涉仪对光程差扫描的高性能要求,给出了一种基于极点匹配的控制器设计方法。该方法借助于状态反馈设计结果,采用易于工程应用的前项和前馈环节加以有效实现,简化了控制器的设计与实现难度。通过仿真试验,验证了该方法的有效性。

摘要：隔振是一种航天器振动控制的重要方法,隔振器动力学特性的理论研究是隔振设计的重要基础。针对一种航天新型黏性流体微振动隔振器,基于非牛顿流体物理属性、隔振器宏观传热特性、运载火箭-卫星轴向振动特性,提出了发射段的隔振器及运载火箭-卫星-隔振器系统的非线性热-振耦合模型;通过自行设计基础激励试验测试平台,对不同环境温度下的流体阻尼系数和体积刚度系数进行测试,并将试验得到的阻尼、刚度数据输入隔振模型中进行仿真分析。研究结果表明,隔振系统具有时变性和非线性,流体黏性热导致共振频率漂移、共振幅值变化,隔振器性能与激励幅值、激励频率相关,需要采用新的“共振带”和“隔振带”的概念进行设计;理论模型和研究方法可为隔振器热振耦合特性评估、优化设计及工程应用提供理论依据和参考。

摘要：为满足国家高分专项遥感卫星焦面电路的力热稳定性要求,提出并设计了一种用于分散式热源精密控温的改进型环路热管(LHP),既实现了狭小空间内对多片焦面CCD器件的统一恒温控制,又兼顾了焦面结构与卫星舱板间的力学解耦功能。地面测试结果表明:该LHP的热负载携带能力及对分散式热源的精确控温效果良好。2015年9月份,将该控温用LHP成功应用于GF-9卫星遥感器CCD器件的飞行控温,截止目前已在轨运行超60个月,受控的4片CCD器件温度稳定性达±0.7℃/年,证明了该控温用LHP设计方法的正确性及工程可实现性,同时实现了我国自研控温用LHP在航天微重力环境下的首次长寿命应用。本文LHP的设计方法和在轨飞行数据,对后续LHP在航天热控领域的应用具有一定的参考价值。

摘要：利用有限远零位补偿方法检验非球面时,装调环节多,检验精度低。提出了无限远前后零位补偿结合的非球面检验系统,通过在待检镜球心前后位置处各放置一个补偿透镜,使像差在前后区间具有相关性。基于像差理论,对两片补偿透镜的光学参数进行了推导求解,分析了初始参量与归一化数据的关系,再利用光学软件对计算结果进行缩放与优化。在不同的前零位补偿透镜放大率下,设计了四个具有不同曲率半径的凹抛物面镜,并给出了非球面镜的最大口径和最大相对孔径。采用具有1/10口径比的补偿透镜,实现了口径为3.7 m、相对孔径为1/1.2的非球面镜面形检验,面形波前误差峰谷(PV)值优于0.1λ(λ=633 nm)。容差分析结果证明了检验系统的可行性。针对口径为500 mm、相对孔径为1/1的抛物面镜开展了原理实验,从可检验的最大非球面镜口径和实施难度方面对所提方法与常用方案进行了比较,前后零位补偿结合系统的设计面形波前误差PV值为0.061λ,面形波前误差均方根(RMS)值为0.009λ,实现了面形波前误差RMS值优于λ/40的检测精度。前后零位补偿结合的检验系统适用于具有4 m量级大口径、大相对孔径的非球面镜的高精度面形检测。

摘要：为提高空间同位素电源的效率和功率,满足深空探测、载人登月和火星登陆等航天任务对航天器能源的需求,梳理了空间自由活塞斯特林热电转换涉及的关键技术,设计了天宫空间站空间自由活塞斯特林热电转换装置的在轨试验方案,在轨开展了斯特林热电转换试验,验证了空间微重力环境下双活塞自由运动的间隙密封、双活塞相位保持等关键技术,获取了空间环境下双自由活塞精确的运动相位保持及漂移特性、动力学与热力学强耦合特性等关键参数。在轨试验结果表明,试验装置在轨运行性能良好,热电转换效率达到24.72%,为未来空间高效同位素电源等不依赖太阳能的能源技术应用奠定了基础。

摘要：力限振动试验可以缓解传统加速度控制振动试验在试验件共振频率处产生的振动"过试验"现象。计算力限条件是进行力限振动试验的前提。介绍了力限振动试验的基本原理,给出了计算力限条件的基本过程,采用二自由度系统模型详细推导了半经验系数的计算方法,基于此方法计算了某航天器有效载荷力限随机振动试验的力限条件。结果显示,该方法可合理确定力限振动试验的力限条件。

摘要：以嫦娥三号巡视器月面日食期间非稳态的温度遥测数据为基础,通过建立月壤及巡视器的传热模型,反演了日食期间月面温度的变化,并给出了符合巡视器温度遥测的月壤热物性参数取值范围。在此基础上,对月面热环境进行了分析研究。结果表明,本文反演的月壤平均导热系数大于常见取值,而比热却明显小于常见取值。采用反演的热物性值计算的月表温度与之前认识相符,但对月壤内部热环境有新发现,其温度梯度相对减小而恒温层厚度则明显增大。

摘要：微光相机可以获取从白天到夜晚星光照明条件下的大动态范围可见光目标的图像,辐射定标是确定微光相机辐射性能的关键环节,对于微光相机获取的遥感图像的定标化应用有十分重要的意义。对微光相机进行辐射定标的均匀辐射定标源的输出辐亮度范围需要覆盖1×10^(-9)～3×10^(-2) W/(cm^2·sr)。为了实现在如此大动态范围内对微光相机的高精度辐射定标,设计了在每一个输出辐亮度级次均具有不变光谱分布的均匀辐射定标源。介绍了微光辐射定标光源的设计,采用三积分球级联式的设计方式,解决了在跨越多个数量级的大动态范围情况下,辐射定标源各辐亮度级次仍能保持一致光谱分布的难题。另外,如此大动态范围内保证各个辐亮度级次下光谱辐亮度的测量精度具有很大难度,通过传递测量的方法解决了微光各级次下光谱辐亮度测量的问题,给出了大动态范围微光相机的辐射定标结果,微光相机辐射定标的不确定度达到了18%(k=2)。

摘要：为了制定可靠的组件冲击试验条件,需要预示航天器火工冲击环境。在分析了航天器火工冲击环境预示的三类方法,包括试验法、数值分析法和数据外推法的基础上,详细总结和分析了数据外推法的国内外研究进展,并通过理论推导提出了新的数据外推公式;以大量火工冲击测量数据为参照,通过对比分析证明该数据外推公式比NASA和ESA的数据外推公式在中高频段上具有更好的预示精度和数据包络性,并且在理论上具有更宽的适用范围。所介绍的火工冲击环境数据外推技术可用于航天器组件冲击环境的快速估算,并为制定冲击试验条件提供参考。

摘要：分时获取不同谱段的光谱信息是空间多光谱成像的前提。为了满足卫星相机多光谱成像中的光谱细分要求,设计了一种高精度、高稳定性分光器装置,通过周边安装的步进电机驱动大尺寸角接触球轴承实现滤光片频繁的切入切出运动。采用数值模型与模态试验方法验证机构的动力学特性,根据正弦扫频及随机振动试验分析滤光轮机构在卫星发射阶段的有效性,一种地面微振动试验用以描述滤光轮机构的在轨稳定性。数值分析与试验结果表明,旋转滤光轮机构满足发射安全性与在轨稳定性需求。这类周边驱动大尺寸薄壁轴承的新型旋转滤光轮为大口径卫星相机的空间应用提供了一种新途径。