摘要：为解决星内各分系统间的干扰问题和保证小卫星在各种工作状态和条件下都能达到设备间、分系统间和整星系统的电磁兼容 ,结合小卫星的总体电路电磁兼容性设计 ,详细地论述了电磁干扰的来源和途径 ,以及为了解决星内各分系统间的传导干扰和空间敷设干扰而采取的具体措施 .所论述的小卫星总体电路电磁兼容性设计现已通过电测 ,电测结果表明设计合理、运行正常 。

摘要：提出一种软硬件结合的温度测量冗余设计方法。将小卫星的温度测量按组划分,相邻的几个传感器设置为一组,同组的传感器用Bayes数据融合的方法得到对每个温度点的温度估计,并以此为依据去判定每个温度测量点的温度测量是否有效,若判定为测量数据无效则启用备用传感器。该方法用软件实现了对测量数据是否有效的判定,再用有限的硬件备份提供冗余设计,使得备份传感器的数量大大减少。

摘要：考虑小卫星用反作用飞轮系统小型化的要求,提出了飞轮电机体积最小时的电枢尺寸确定方法,并设计了一种定子无铁芯式反作用飞轮系统。为防止磁路饱和,将多学科优化设计方法应用于飞轮转子结构和电机磁场联合设计中,并采用外罚函数法及序列二次规划算法(SQP)组合优化策略对飞轮系统进行多目标优化设计。选取飞轮转子质量最小和电机气隙磁通密度最大为优化目标,以最大等效应力、一阶共振频率、极转动惯量、磁饱和等作为约束条件,将iSIGHT软件作为优化平台,集成有限元软件ANSYS实现了优化过程,最后依据优化结果制造出飞轮样机。优化结果表明,优化后飞轮转子质量由0.73kg减小到0.67kg,减小了8.22%,气隙磁通密度由0.376T增大到0.401T,增大了6.65%。设计的优化方法提高了飞轮设计的合理性,推动了飞轮系统的小型化研究。

摘要：为了满足小卫星姿态控制飞轮系统热设计的要求,对飞轮系统的热特性进行了分析和试验验证。根据飞轮运行工况,分别对飞轮系统机械损耗和电控损耗进行了理论计算,确定了系统主要热源点的分布情况。然后,依据系统拓扑结构,建立了整机的等效热网络模型;采用有限元法,分别对飞轮相关组件和整机在卫星连续侧摆工况下的热特性进行了分析。最后,研制了实验样机,并对样机进行了热真空试验。在经过8h卫星连续侧摆机动工况下的实验结果表明:当环境温度为45.0℃时,监测点最后平衡温度约为57.8℃,相对于有限元分析结果的53.2℃,误差为8.6%,表明热分析结果与试验结果吻合度较好,可为姿态控制飞轮系统的热设计提供重要参考。

摘要：为探索低热惯性小卫星动态传热下的热控设计方法,首先建立双层集总参数模型,在得到温度时均量解析解的基础上,类比阻尼振荡系统,采用傅里叶变换法求解温度波动量解析解,从而建立周期变化外热流下温度动态变化与热控参数间的解析关系。以此为基础提出"最佳温度动态范围"热控设计新方法。对某型微小卫星进行"最佳温度动态范围"热控设计,并通过其在轨温度遥测量动态变化对该方法的准确性和可行性进行验证。

摘要：分析了小卫星捕获阶段的客观条件要求 ,重力梯度杆的指向要求 ,捕获阶段视为大角度机动问题 ,采用欧拉动力学和四元数方法描述 ,建立小卫星捕获阶段的动力学模型。控制器采用大角度机动拟 PD控制 ,拟PD控制器参数采用了简化分析和经验调试设计 ,同时分析设计了磁力矩器的磁偶极子 ,最后给出某小卫星姿态捕获仿真结果 ,经过几个轨道周期后可以实现一定精度的对地捕获 ,验证了本文的设计方法的可行性。

摘要：基于并行工程的开发理念,依据星上姿控系统的技术特点和开发流程,搭建了一个集任务分析、控制算法设计与优化、软硬件开发、分系统及整星仿真、测试和验收于一体的"小卫星姿控系统设计、分析与仿真测试一体化平台",实现"边设计边测试"的高级开发理念,可为小卫星姿控系统研制开发全过程提供一整套技术解决方案,对于减少整星集成测试出错及零部件返工、提高系统开发过程中的柔性、缩短系统开发周期具有重要意义。仿真试验结果表明,集成平台可大幅提高卫星姿控系统开发效率,对后续系列型号卫星姿控系统的研制开发也具有重要应用价值。

摘要：针对利用反作用飞轮作为执行机构的小卫星姿控系统,设计了基于xPC实时仿真环境、高精度单轴气浮转台、姿控计算机、光纤陀螺和反作用飞轮的卫星姿态控制系统半物理仿真实验平台,并利用该平台系统对使用反作用飞轮的小卫星姿态控制机动模式进行了半物理仿真验证,在50 s内使姿态机动了31.57°,且有较好的指向精度和稳定度。结果表明,根据光纤陀螺和反作用飞轮现有特性,用设计的姿态控制算法进行姿态机动能够满足控制系统性能指标。

摘要：为提高星务管理系统的可靠性,缩短研制周期,提出了一种可重构的星务计算机硬件平台.在硬件设计中充分利用电子设计自动化技术,通过在CPLD/FPGA上编程,设计出了星务计算机专用集成电路.可重构硬件平台能够利用功能模块复用技术,只需改变模块组的重新配置与任务调度就能满足星务计算机的动态或静态的硬件重构.可重构硬件平台可提高系统可靠性、稳定性,缩短研制周期.

摘要：小卫星自动化测试是提高测试效率、缩短研制周期、降低研制成本和保证可靠性的重要手段,数据判读是测试系统的重要组成部分.传统测试数据判读多依赖于测试人员的手工比对,效率较低,难以适应于实时性较高的小卫星系统测试.针对这一问题,设计了小卫星测试系统方案和数据在线判读模型,建立了测试数据的时间序列模型,在此基础上完成数据预测算法设计和判读方法设计.最后利用飞轮和陀螺的测试数据对该方法进行了工程验证.结果表明,设计的数据预测算法和判读方法兼顾测试数据自身特点和实时性要求,能在较小的先验数据集上全面地检测出数据异常,从而显著提高测试的全面性和准确性.