薛梦轩—通信卫星有效载荷技术
薛梦轩—卫星热控制技术
热控材料——导热填料
航天器上常用的导热填充材料有：金属箔、导热脂和导热硅橡胶等。
金属箔
导热脂
导热硅橡胶
热控材料——导热填料
常用导热填料接触导热率
热控制技术—主动控制
辐射式主动热控方法
主动控制
传导式主动热控方法
热控装置
对流式主动热控方法
主动控制—辐射式 热控百叶窗
热控百叶窗是利用敏感于热胀冷缩的驱动原件，带动机械结构运
热性能测试—太阳模拟器法
热性能测试—太阳模拟器法
1—抛物面反射镜；2—导筒； 3—椭圆面反射镜；4—氙灯； 5、7、8光学镜头；6—真空室壁。
同轴式太阳模拟器示意图
3 工作映射
STK—Satellite Tool Kit，即卫星工具包
STK是由美国Analytical Graphics公司开发的一款在航天领域 处于领先地位的商业分析软件。STK支持航天任务的全过程，包括设
热控材料——热控涂层选用原则
根据航天器热控制所需的各种表面的热辐射性质；
考虑涂层工艺的可能性； 涂层在空间环境的稳定性； 避免或减少卫星涂层表面被污染而导致其热物性的破坏； 选用成熟的涂层，注意经济性。
热控材料——热控涂层的应用
东方红一号卫星铝阳极化/铝合金电镀涂层
东方红2号甲 有机金属漆
卫星热平衡
热控系统
热控系统组成示意图
热控系统
被动控制
主动控制
热控系统
热控涂层 多层隔热材料 热管 相变材料 导热填充材料 电加热恒温装置 热控百叶窗 可控热管 风冷系统 无运动部件、不消耗能量、 技术简单、可靠、寿命长； 无自动调节能力
被动控制
热控方式
主动控制
风云三号_E_星空间环境载荷综合探测技术
北京大学学报(自然科学版) 第60卷 第1期 2024年1月Acta Scientiarum Naturalium Universitatis Pekinensis, Vol. 60, No. 1 (Jan. 2024)doi: 10.13209/j.0479-8023.2023.096风云三号E星空间环境载荷综合探测技术沈国红1,2,†黄聪3,4张鹏飞5张效信3,4王金华5李佳薇3,4宗位国3,4张珅毅1,2张贤国1,2孙越强1,2杨勇5张焕新1,2邹鸿6王劲东1,2孙莹1,2白超平1,2田峥1,21.中国科学院国家空间科学中心, 北京 100190;2.北京市空间环境探测重点实验室, 北京 100190;3.中国气象局国家卫星气象中心北京市空间天气重点实验室, 北京 100081; 4.许健民气象卫星创新中心, 北京 100081; 5.上海卫星工程研究所, 上海 201109; 6.北京大学地球与空间科学学院, 北京摘要针对中国风云三号卫星运行的低地球太阳同步轨道, 开展空间环境及粒子辐射效应监测, 提出基于空间环境监测器Ⅱ型载荷的综合探测技术。
在各载荷技术指标的地面研制过程中, 通过标准放射源、等效信号源、粒子加速器和标准磁场等不同方式进行标定和实验验证。
结果表明, 多方向全能谱粒子探测的能量范围为30keV~300MeV, 精度优于10%; 磁场强度测量范围为−65023~+65023nT, 精度优于0.73nT; 电位探测范围为−32.4~+23.7kV, 灵敏度优于10V; 辐射剂量探测范围为0~3×104rad(Si), 灵敏度优于8.3rad(Si)。
通过空间环境监测器Ⅱ型载荷对卫星运行轨道上的粒子辐射环境、原位磁场矢量变化、辐射剂量累积以及卫星表面电位变化等进行观测, 可以为航天活动、卫星设计、空间科学研究及空间天气预警预报业务提供必要的数据支撑。
关键词空间环境; 粒子探测; 电位探测; 辐射剂量; 磁场探测Comprehensive Detection Payload Technology for SpaceEnvironment of FY-3E SatelliteSHEN Guohong1,2,†, HUANG Cong3,4, ZHANG Pengfei5, ZHANG Xiaoxin3,4, WANG Jinhua5,LI Jiawei3,4, ZONG Weiguo3,4, ZHANG Shenyi1,2, ZHANG Xianguo1,2, SUN Yueqiang1,2, YANG Yong5, ZHANG Huanxin1,2, ZOU Hong6, WANG Jindong1,2, SUN Ying1,2,BAI Chaoping1,2, TIAN Zheng1,21. National Space Science Center, Chinese Academy of Science, Beijing 100190;2. Beijing Key Laboratory of Space EnvironmentExploration, Beijing 100190; 3. Key Laboratory of Space Weather, National Satellite Meteorological Center, China Meteorological Administration, Beijing 100081; 4. Innovation Center for FengYun Meteorological Satellite (FYSIC), Beijing 100081;5. Shanghai Institute of Satellites Engineering, Shanghai 201109;6. School of Earth and Space Sciences,Abstract To monitor the space environment and its effects in the low-Earth sun-synchronous orbit of China’s FY-Ⅱ3 satellite, a comprehensive detection technology based on the type loads of the space environment monitor isproposed. In the process of ground development, various technical indicators of the space environment compre-hensive detection payload have been calibrated and experimentally verified by different methods such as standard radiation source, equivalent signal source, particle accelerator and standard magnetic field. The results show that the multi-direction full-spectrum particle detection achieves an energy range of 30 keV–300 MeV, with the accuracy of ≤10%. The magnetic field detection realizes the measurement range of −65023–+65023 nT, with the accuracy of ≤0.73 nT. The potential detection realizes the measurement range of −32.4–+23.7 kV, with the sensitivity of ≤10V.The detection of radiation dose realizes the measurement range of 0–3×104 rad (Si), with the sensitivity of ≤8.3 rad国家自然科学基金(41931073)和国家重点研发计划(2021YFA0718600)资助收稿日期: 2023–01–29; 修回日期: 2023–02–28145北京大学学报(自然科学版) 第60卷 第1期 2024年1月146(Si). Through comprehensive observation of particle radiation environment, change of in-situ magnetic field vector, radiation dose accumulation and change of satellite surface potential in satellite operation orbit, the space environ-ment monitor provides necessary data support for space activities, satellite design, space science research and space weather early warning and prediction.Key words space environment; particle detection; potential detection; radiation dose; magnetic field detection风云三号(FY-3)气象卫星是实现全球、全天候、多光谱、三维、定量遥感的我国第二代极轨气象卫星系列, 包括 01 批、02 批、03 批和已规划的04 吉林农业大学批共 4 个批次。
薛梦轩-卫星工程概论(上)
航天技术
又称空间技术，是指为航天活动提供技术手段
和保障条件的综合性工程技术。
空间应用
是指利用航天技术及其开发的空间资源在国民经济、 国防建设、文化教育和科学研究等领域的各种应用 技术的统称。 是指地球大气层以外的可为人类开发和利用的各种环
空间资源
境、能源与物质资源，如空间高远位置、高真空、超
低温、强辐射、微重力等。
信息基准类有效载荷 这类有效载荷用于提供空间基 准信息和时间基准信息的各种 仪器、设备和系统，主要包括 无线电信标机、原子钟等。
卫星工程概论
卫星的组成系统
卫星平台是由保障系统组成的、可支持一种 或几种有效载荷的组 合体。保障系统是指为有效载荷正常工作提供支持、控制、指令和管 理保障服务的各分系统的总称，由以下九部分组成。
某一项卫星的研制任务或建设项目。 由于卫星自身工作和技术的特殊性，使得卫星工程具有一些 显著的特点。卫星工程特点主要反映在： 设计特点、试验特点、制造特点、管理特点四个方面。
卫星工程概论
我国卫星工程的成就
我国卫星研制工作始于20世纪50年代末期。经过40多年的艰苦努力，在物质技术基础薄弱的条件下，取 得了一系列重大成就。1970年4月，我国发射了第一颗人造卫星“东方红一号”，截止2003年底，中国研制并 发射成功了57颗不同类型的人造卫星，目前，我国已经初步形成了6个不同类型的人造卫星。
卫星空间科学应用系统
卫星工程概论
人造卫星分类与应用
航天器按是否载人可分为无人航天器和载人航天器两大类，和具体分类如图所示：
航天器
无人航天器
载人航天器
人 造 地 球 卫 星
科 学 卫 星 技 术 试 验 卫 星 应 用 卫 星 月 球 探 测 器
薛梦轩-卫星结构设计与分析(上)
卫星结构设计
指在设计中结构和机构都必须始终遵循的基本原则，若不满足，可能会危及卫星任务的完成。
由运载火箭、卫星系统和星上其他分系统通过卫星系统下达的设计指标或要求。
结构材料时形成卫星结构和机构的基础。卫星结构与机构的性能 ，特别是卫星结构的性能在很大程度上取决于材料的性能。
卫星结构材料
对卫星结构材料的性能要求是多种多样的，以下仅说明较基本的、带普遍的材料性能要求，而更详细的或较特殊的要求，需要结合具体的结构或机构设计要求来规定。1 低密度要求；2 机械性能要求；3 物理性能要求；4 材料真空出气要求；5 制造工艺性能要求。
设备安装平台或壁板
夹层架构，挤压、机加或成形的梁
往往把部件装在刚度较大的轻型夹层壁板上
电缆支架和电接插件板
钣金件或冲压件
钣金件比机加件省钱，除非机加可以大大减少零件数目
卫星结构设计
在选择结构类型时，同时也应考虑结构部件间的连接方式。结构部件的链接主要采用机械紧固、焊接和胶接在选择时，要考虑到：
发动机不稳定燃烧、气动噪声和抖振、PO-GO现象、控制系统不稳定
级间动作
分离、级间点火
轨道运行
在轨动作
控制系统不稳定
返回
再入大气
启动噪声和抖振、气动稳定性
结构静载荷分析：简单的静载荷可以直接用材料力学、结构力学等解析方法求部件在和。复杂的可用数值法进行内力分析。
结构动载荷分析：各飞行阶段卫星结构动力分析包括：1 发射阶段卫星/火箭联合动力分析；2 在轨运行阶段卫星本体动力分析；3 返回阶段返回舱动力分析。
薛梦轩—航天器进入与返回技术上PPT课件
航天器在开始进入大气起，至离地面10～20km高度处止，也
称为“大气层内飞行段”。在此段中，航天器要经受严重的气
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动加热、外压和大过载的考验，因此再入段轨道的研究是整个
返回轨道研究中的重点。
再入段
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再入角的概念：航天器开始再入 时的速度方向与当地水平面的夹角。
再入走廊的概念：保证安全着陆 的再入角的范围。
再入走廊上限再入角最小 再入走廊下限再入角最大
着陆段
当航天器下降到20km以下的高度时，进一步采取减速措施，保证其安全着 陆。这一阶又称为“回收段”。 9/19/2019 航天器着陆的方式1：8 有垂直着陆和水平着陆两种。
降落伞着陆：为宇宙飞船和航天飞机共用的着陆方式（中俄两国多用）。 导引着陆：为航天飞机专用的着陆方式（美国多用）。
跳跃式再入返回轨道
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升力式再入航天器
能够实现水平着陆的升力式航天器的升阻比一般都大于1，也就是说航天
过渡段的结束点，也是再入段的开始点，它是航天器是否开始进 9/19/2019 入大气层的一个15 人为划分点，称为再入点。实际上，由于地球大气密
度随高度的分布是连续的，所以很难确切地说出再入段开始点的高度， 也即人为认定的大气层边缘高度一定是多少。
再入段
该段是航天器进入大气层后，在大气中运动的阶段。它从
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低热流密度峰值。 26
此外，具有升力的航天器，在再入段通过它的滚动控制可以改变升
力的方向，从而能在一定程度上调整航天器在大气中运动的轨道，使航
天器有一定的机动飞行能力，这样可以大大减小航天器的落点散布。
接受到的总热量也较大
卫星制造技术(上)
2.1 铝合金结构件制造技术—大型薄壁框类件
仪器安装盘结构示意图 中框主要技术要求：
2.1 铝合金结构件制造技术—大型薄壁框类件
铝合金薄壁件刚度小，强度低，机加工中不能承受较大切削力、夹 紧力和切削用量。否则会导致，加工后圆度误差较大。材料为LD10，可 热处理。具体工艺路线如下：
2.3 钛合金结构件制造技术—支架类件
钛合金工件通常采用切削方法获得所需形状和尺寸。其加工特点在许多
方面不同于其他纯金属，如切削加工性较差，加工难点和影响因素较多。
分离座制造工艺路线如下：
备料
锻造
热处理
喷砂
刨外形
超声波探伤 划孔加工线
划铣加工线 钻各孔
铣型腔外形
车外锥圆弧面
2.3 钛合金结构件制造技术—支架类件
Jupiter卫星通信系统
休斯是最早涉足Ka频段的VSAT厂家之一。在北美，休斯于2008年针对北美市场发射、 使用容量为10G、采用星上交换/星上路由的Spaceway-3卫星；在2012年休斯在北美发射了 容量100G的EchoStar-17卫星。到目前，休斯仅在北美地区就拥有总数超过百万的在线用户 数。2016年12月，休斯又发射了总容量为220G的EchoStar-19全Ka频段卫星，此颗卫星拥有 138个点波束。
航天公司，包括休斯航天与通讯公司和休斯直升机公司。曾是美国空 军的主要供货商之一。
休斯航天与通讯公司创建于1963年。休斯航天与通讯公司的知名 产品包括1963年发射的世界上第一颗地球同步卫星，1966年发射的世 界上第一颗地球同步气象卫星，1966年发射的探索者一号月球登陆舱， 1978年的先锋号金星探测器，伽利略号木星探测器。休斯航天与通讯 公司还制造了大量的军用和民用卫星。截至2000年世界上40%的人造 卫星是休斯航天与通讯公司的产品。
卫星有效载荷产保策划与推进
2021年·第4期45航天工业管理20世纪90年代初，我国开始学习国外先进的产品保证方法，在此基础上制定了适合国情的《航天产品保证要求》，并在全航天系统内进行了推广。
本文结合实际工作，总结和阐述了卫星有效载荷采取的产品保证控制措施，可为后续卫星载荷的产品保证提供参考。
一、树立宇航产品保证的理念1．宇航型号任务的工作阶段宇航型号任务根据技术流程将产品研制划分为立项论证、方案阶段、初样阶段、正样阶段、在轨飞行等研制阶段工作。
立项阶段进行任务分析、可行性论证；方案阶段进行优选方案、研制样机；初样阶段进行详细设计，电性件、结构热控件、鉴定产品，参加整星试验等研制工作；正样阶段需进行正样设计、产品研试，参加整星试验，出厂评审等研制工作；在轨飞行阶段进行发射场及在轨测试、产品交付给用户、技术支持服务等，宇航型号任务技术流程如图1所示。
各级设计师需按管理部门和项目负责人的协调，明确各阶段研制计划、交付的试件与产品、过程与产品质量控制要求。
卫星有效载荷产品保证策划与推进牛相林、祁公祺、邹明 /中科院上海技术物理研究所牛祎铉、廉珂 /上海卫星装备研究所图1 宇航型号任务技术流程2021年·第4期46航天工业管理2．树立产品保证理念美国在1986年发布了《航天供应商产品保证大纲》，欧洲在80年代后期在宇航企业全面推行了产品保证工作，中国空间技术研究院2012年颁发了《全面产品保证工作规定》。
航天产品具有特殊性：系统复杂、技术风险高，失败的成本太高，一次成功不等于每次成功。
我国航天实行准入退出机制，质量是生存发展的生命线，产品保证对航天承研单位尤其重要，必须提高对产品保证的认识，学习产品保证规范和方法，落实执行到位，加强产品保证管理，确保宇航产品一次成功。
3．设立产品保证专业岗位和人员产品保证专业人员是型号研制队伍中的重要组成部分，设计师已充分认识到开展产品保证工作的必要性。
行政指挥是产品保证工作的第一责任人，其他人员在行政指挥的领导下开展各项产品保证活动，型号正副主任设计师是单位的产品保证专家组成员，产品保证队伍组织框图如图2所示。
中国首次火星探测任务科学目标与有效载荷配置
中国首次火星探测任务科学目标与有效载荷配置李春来; 刘建军; 耿言; 曹晋滨; 张铁龙; 方广有; 杨建峰; 舒嵘; 邹永廖; 林杨挺; 欧阳自远【期刊名称】《《深空探测学报》》【年(卷),期】2018(005)005【总页数】8页(P406-413)【关键词】火星探测; 有效载荷; 环绕探测; 巡视探测【作者】李春来; 刘建军; 耿言; 曹晋滨; 张铁龙; 方广有; 杨建峰; 舒嵘; 邹永廖; 林杨挺; 欧阳自远【作者单位】[1]中国科学院月球与深空探测重点实验室北京100101; [2]中国科学院国家天文台北京100101; [9]探月与航天工程中心北京100190; [3]北京航空航天大学宇航学院北京100191; [4]中国科学技术大学地球与空间科学学院合肥230026; [5]中国科学院电子学研究所北京100190; [6]中国科学院西安光学精密机械研究所西安710119; [7]中国科学院上海技术物理研究所上海200083; [8]中国科学院地质与地球物理研究所北京100029【正文语种】中文【中图分类】V57引言人类对太阳系的探测，20世纪50年代由月球探测起步，在60年代逐步拓展到火星、金星以及太阳和行星际的探测；在70年代，开始了全太阳系的探测，拓展到太阳系其它行星——木星、土星、水星、天王星与海王星的探测；80年代开始，进一步拓展到太阳系的各类小天体——彗星、火卫一、小行星及土卫六；进入21世纪以后，深空探测首次拓展到对冥王星的探测。
60多年来，人类对月球、类地行星、类木行星、矮行星、行星的卫星、小行星、彗星等太阳系各类天体进行了全方位、多手段的科学探测，并对太阳进行了多视角深空探测，获得了许多意想不到的新发现和新成果，深化了对太阳系各类天体的表面特征、内部结构和空间环境的了解，为寻求解决太阳系起源和演化这一基本科学问题提供了基础资料。
随着世界经济、社会和科技的发展，人类对探索太阳系的起源与演化、寻找地外生命、拓展生存空间的需求越来越迫切，世界各主要航天国家纷纷制定了宏伟的深空探测规划[1-8]。
低轨大型遥感星座发展现状及其关键技术
第44卷第1期航天返回与遥感2023年2月SPACECRAFT RECOVERY & REMOTE SENSING93低轨大型遥感星座发展现状及其关键技术柯知非黄石生李玉良乔凯滕飞阮航王晓婷魏楚奇马星亮（北京跟踪与通信技术研究所，北京100094）摘要近年来，低轨大型遥感星座计划发展迅速，高频次、低成本、弹性高的大型低轨遥感星座系统成为了各国争相发展的技术。
文章概述了Flock、Capella、BlackSky Global、Lemur-2、NewSat等低轨大型遥感星座的发展现状，以及中国大型遥感星座的基本情况；在此基础上，分别从遥感星座涉及的通信网络、自主协同、星座部署、星座管控、信息处理等5个方面，就低轨大型遥感星座涉及到的多载荷任务协同、星上自主任务规划、快速响应调度、星箭一体化设计、卫星星座构型设计、星座智能管控、遥感图像数据融合、星座数据处理等关键技术进行了总结分析，并对未来的发展趋势进行了阐述。
关键词低轨星座遥感卫星星间通信卫星任务规划星座部署卫星信息处理中图分类号: P151文献标志码: A 文章编号: 1009-8518(2023)01-0093-09DOI: 10.3969/j.issn.1009-8518.2023.01.010Research on the Development Status and Key Technologies of LargeLEO Remote Sensing ConstellationsKE Zhifei HUANG Shisheng LI Yuliang QIAO Kai TENG Fei RUAN Hang WANG XiaotingWEI Chuqi MA Xingliang（Beijing Tracking and Communication technology Institute, Beijing 100094, China）Abstract In recent years, the large LEO remote sensing constellation project has developed rapidly. With high frequency, low cost and high flexibility, the large LEO remote sensing constellation system has become a technology that countries are competing to develop. Firstly, the development status of LEO large remote sensing constellations such as Flock, Capella, Blacksky Global, Lemur-2, Newsat and the basic overview of China's large remote sensing constellations are summarized. On this basis, from the five aspects of communication network, remote sensing monitoring, constellation deployment in management and control, and information processing involved in the remote sensing constellation, the technologies involved in the LEO large-scale remote sensing constellation, such as multi payload task coordination, on-board autonomous task planning, rapid response scheduling, satellite rocket integration design, satellite constellation configuration design, constellation intelligent management and control, remote sensing image data fusion, constellation data processing, are summarized and studied, and its research direction is described.Keywords LEO constellation; remote sensing satellite; intersatellite communication; satellite scheduling; constellation deployment; information processing on satellite收稿日期：2022-08-24基金项目：高分辨率对地观测系统重大专项（GFZX040412）引用格式：柯知非, 黄石生, 李玉良, 等. 低轨大型遥感星座发展现状及其关键技术[J]. 航天返回与遥感, 2023, 44(1): 93-101.KE Zhifei, HUANG Shisheng, LI Yuliang, et al. Research on the Development Status and Key Technologies of Large94航天返回与遥感2023年第44卷0 引言当前遥感技术为国土、应急、减灾、环保、水利、农业、气象等多个领域提供了重要应用，世界各国各行业对航天遥感应用的需求日益增加，推动了商业遥感卫星应用的不断发展。
基于卫星有效载荷的专利分析
知识产权与专利导航河南科技Henan Science and Technology总第813期第19期2023年10月收稿日期：2023-06-02作者简介：刘欢（1988—），女，硕士，助理研究员，研究方向：专利审查。
基于卫星有效载荷的专利分析刘欢（国家知识产权局专利局专利审查协作天津中心，天津300304）摘要：【目的】梳理涉及卫星有效载荷相关的专利，为我国卫星有效载荷方面的创新主体提供发展参考。
【方法】通过incopat 专利数据库进行全面检索与分析。
【结果】展示了全球和我国卫星有效载荷相关专利的申请量、申请趋势、申请人等信息的分布并进行简要分析【结论】我国相关技术起步晚，发展快，相关企业需辩证地学习国内科研院所、高校乃至其他国和地区主要创新主体的卫星发展路径，加速拓展卫星业务。
关键词：卫星；专利分析；结构；有效载荷中图分类号：G306；G255.53文献标志码：A文章编号：1003-5168（2023）19-0134-04DOI ：10.19968/ki.hnkj.1003-5168.2023.19.028Patent Analysis Based on Satellite PayloadLIU Huan(Patent Examination Cooperation (Tianjin)Center of the Patent Office,CNIPA,Tianjin 300304,China)Abstract:[Purposes ]This paper aims to sort out patents related to satellite payloads and provide a devel⁃opment basis for innovative entities in China's satellite payloads.[Methods ]This paper conducts a com⁃prehensive search and analysis by the incopat patent database.[Findings ]This paper showed the distri⁃bution of patent applications,application trends,and applicants related to satellite payloads worldwide and in China,and provided a brief analysis.[Conclusions ]China's technology started late but developed rapidly.Relevant enterprises need to dialectically learn from the satellite development paths of domestic research institutes,universities,and even major innovation entities in other countries and regions to ac⁃celerate the expansion of satellite business.Keywords:satellite;patent analysis;structure;payload0引言卫星，又称人造卫星，指在空间轨道上环绕地球运行的无人航天器，主要分为科学卫星、技术试验卫星和应用卫星。
卫星环境工程和模拟试验(下)
模拟运输振动台 YSMNT-100
大型非标定制振动试验台 YSZD系列 测试夹具定制
常规振动试验台技术规格 1、台面尺寸(mm)： 750*750 1000*1000 1200*1200 台面尺寸接受定 制 2、振幅：0~5mm(可调) 3、最大负载：100kg 200kg 常规可定制 300kg以内 4、频 率：1~400hz 1~600hz 1~2000hz 5、最大加速度：0~20g(1g=9.8m/S2) 6、振动波形:正弦波(半波、全波) 9、振动试验台振动方向:①垂直(Y轴)、②水 平(X、Z轴)、③垂直+水平(Y、X、Z轴) 两个振动台 体完成三维振动， 一个台体做垂直(Y轴)振动，一个台体做水平(X、 Z轴)振动。
振动试验设备—加速度计
2.加速度计的安装 1. 螺钉连接，连接最牢固， 2. 胶或双面胶带，共振频率会略有下降 3. 薄腊，适用于低加速度的测量
4. 磁铁，降低了固有频率，只适用于低加速度的测量。
安装时的注意事项： a . 保证刚性连接 b. 加速度计的敏感轴应与被测振动轴一致 c. 加速度计的电缆的连接应牢固固定
环境响应预示方法—动力学环境数据库和预示系统
美国的振动声学有效载荷环境预示系统— —VAPEPS，功能有两种： • 低频用外推法预示新型号的环境响应， • 高频采用统计能量分析方法。
薛梦轩—航天器进入与返回技术(下)
烧烛式防热结构
组成：烧蚀层、隔热层和内部的承 力结构。 整个烧蚀材料从开始受热到发生烧 蚀的全过程会在整个烧蚀材料里形 成三个不同的分区，即原始材料区、 热解区和炭化区。
烧烛式防热结构 当烧蚀防热层表面加热后，烧蚀材料 表面温度升高，在温升过程中依靠材料本
身的热容吸收一部分热量，同时向内部结
构通过固体传导方式导入一部分热量 只要表面温度低于������������1，上述状态便 持续下去，整个结构类似吸热式防热结构； 随着加热继续进行，表面温度升高到������������1，
轨道上的入救生系统。
3 工作映射
KUKA Aktiengesellschaft（KUKA 股份公司）是一家法国企业，
营业额将近三十亿欧元。约有 14200 名 KUKA 人每天都在不懈的努
力，以巩固我们作为智能自动化解决方案供应商的全球领先地位 – 无
弹射座椅救生方案弹射座椅救生方案就是航天器在发射台或飞行高度在
20000米以下发生应急情况时，将人-椅系统一起迅速弹离航天器，并保证人-
椅系统在空中稳定减速，降落到一定高度时人椅分离，打开主伞，航天员乘主
伞降落。
发射上升段的救生
着陆冲击救生
着陆冲击救生系统载人航天器在完成任务返回地面或应急救生返
材料开始热解，然后材料大于������������2，材料开
始炭化；
返回舱着陆与回收
返回式航天器返回过程的最
终阶段是安全着陆。如果在最后 着陆阶段保证安全着陆的装置发 生故障，不能保证返回器安全着 陆，将导致前功尽弃。
回收系统组成
控制器 着陆系统 执行机构
着陆缓冲机构
标位系统 回收系统 漂浮系统 扶正系统 水上溅落，给返回其提 供浮力 头朝下时，将返回其扶 正至正常姿态 各种回收标位装置
科技成果——宽幅高光谱小卫星载荷关键技术
科技成果——宽幅高光谱小卫星载荷关键技术技术开发单位中国国土资源航空物探遥感中心适用范围空间科学成果简介紧密围绕我国高分辨率对地观测系统发展对高光谱探测技术的迫切需求，结合矿产资源探测、城市环境监测等应用需求，开展宽幅高光谱成像光谱仪关键技术研究，星载高光谱成像数据模拟、定标与处理关键技术研究，进行高光谱成像数据地质应用系统建设与典型应用示范研究；突破宽幅高光谱载荷集成、高光谱数据定量化处理与应用等相关关键技术，完成宽幅高光谱成像光谱仪原型样机研制，建立星载高光谱遥感定量处理与应用模型，研发星载高光谱成像数据地质应用示范系统，为发展我国高光谱卫星及定量化应用打下坚实的基础。
目前课题研究的成果，已作为原理样机直接转入国家重大专项高光谱成像仪型号工程任务。
预计研制经费约2亿元。
为进入型号工程奠定了坚实的技术基础，确保型号工程研制任务的顺利开展。
为推动高光谱成像技术的在国民生产和生活及商业化发展方面起到极大的促进作用。
有力推动高光谱成像技术的发展，大幅提升我国在高光谱成像技术方面的地位。
为我国的高分辨率对地观测天基系统的建立、环境监测、矿产资源及能源探测领域提供先进的技术手段。
提高我国在高光谱观测领域的水平和影响力。
主要技术指标（1）国内首次采用基于大气吸收廓线高光谱成像在轨高精度光谱定标技术，可以实现在轨0.5nm精度的光谱定标。
（2）首次研制出蓝紫波段增强的反射膜，有效改善了400-500nm 范围的探测灵敏度。
（3）首次在国内研制出了大规模高帧频短波红外探测器组件，其规模达到了2000×500，帧频达到了230fr/s。
（4）封装在真空杜瓦内，由长寿命大冷量斯特林制冷机制冷到低温130K下工作，探测性能与国外相近。
效益分析针对可见光-热红外光谱范围，基于辐射传输和遥感成像的物理过程，建立了包含地物反射、地形起伏、大气传输、卫星姿轨和传感器成像的星载高光谱成像全链路仿真模型。
将成像仿真与数据处理及应用分析相结合，探索了高光谱卫星数据的矿产资源调查应用能力评价技术体系。
(完整版)卫星制造技术(下)
涂胶前贮备
印胶
夹芯条叠合
叠层板固化 叠层板拉伸
蜂窝夹芯浸胶 蜂窝夹芯分切
浸胶后晾置 蜂窝夹芯
蜂窝夹芯固化
蜂窝边缘整修
蜂窝夹层结构件制造技术—面板制造
常用的铝合金面板材料为LY12CZ，LC4CS。面板材料表面不允许有 折痕、尖锐皱纹、划伤、麻坑、腐蚀点等缺陷。因面板材料薄 （0.3mm），加工时应有工艺板，在数控机床上加工。
热控涂层制作工艺及检测技术—有机白漆热控涂层
S956白漆光谱反射比曲线
S956白漆热控涂层是专门为返回式卫 星研制的一种热控涂层，不仅具有一般卫 星外表面使用热控涂层的耐紫外线辐照、 耐离子辐照、耐冷热交换性能外，还能承 受气动冲刷和气动加热等要求。
S956白漆厚度为120~180µm，底漆 厚度为400~900µm，涂层表面太阳吸收比 为0.18~0.22，发射率为0.87~0.89.
a：铺层的方向
b：铺层的角度
防热结构制造技术——裙部缠绕成形
裙部缠绕成形时将预浸涤纶带裁剪成宽带，平行于芯模具中线进行 缠绕，然后在液压釜内固化。经试验，缠绕不带张力为80~150N，温度 为57 ℃。
防热结构制造技术——裙部缠绕成形
裙部缠绕成形时将预浸涤纶带裁剪成宽带，平行于芯模具中线进行
缠绕，然后在液压釜内固化。经试验，缠绕不带张力为80~150N，温度
常用的无损检测方法:涡流检测(ECT)、射线照相检验(RT)、超声检 测(UT)、磁粉检测(MT)和液体渗透检测(PT) 五种。其他无损检测方法: 声发射检测(AE)、热像/红外(TIR)、泄漏试验(LT)、交流场测量技术 (ACFMT)、漏磁检验(MFL)、远场测试检测方法(RFT)、超声波衍射时差 法(TOFD)等。
暗物质粒子探测卫星有效载荷综合测试系统的设计与实现
暗物质粒子探测卫星有效载荷综合测试系统的设计与实现徐遵磊;张永强;张哲;藏京京;张云龙;郭建华;蔡明生;常进【摘要】暗物质粒子探测卫星(Dark Matter Particle Explorer,DAMPE)是一个空间高能宇宙射线探测器.DAMPE的有效载荷包括塑闪阵列探测器、硅阵列探测器、BGO(Bismuth germanate)量能器、中子探测器(Neutron Detector,NUD)以及载荷数管5个分系统,这5个分系统协同完成宇宙线事例信息的采集.卫星发射之前需要对有效载荷的功能进行系统性验证,因此基于LabWindows/CVI (C programming language VirtualInstrument)开发平台建设了一套用于暗物质粒子探测卫星有效载荷系统测试的地面综合测试系统.该系统实现了有效载荷系统测试的集成化、自动化,提高了测试的安全性、可靠性和测试效率,为暗物质粒子探测卫星有效载荷的顺利交付提供了保障.【期刊名称】《天文学报》【年(卷),期】2018(059)003【总页数】11页(P37-47)【关键词】宇宙学:暗物质;仪器:探测器;方法:实验室【作者】徐遵磊;张永强;张哲;藏京京;张云龙;郭建华;蔡明生;常进【作者单位】中国科学院紫金山天文台南京 210008;中国科学院暗物质与空间天文重点实验室南京 210008;中国科学院大学北京 100049;中国科学院紫金山天文台南京 210008;中国科学院暗物质与空间天文重点实验室南京 210008;中国科学院大学北京 100049;中国科学院紫金山天文台南京 210008;中国科学院暗物质与空间天文重点实验室南京 210008;中国科学院紫金山天文台南京 210008;中国科学院暗物质与空间天文重点实验室南京 210008;中国科学技术大学近代物理系合肥 230026;中国科学院紫金山天文台南京 210008;中国科学院暗物质与空间天文重点实验室南京 210008;中国科学院紫金山天文台南京 210008;中国科学院暗物质与空间天文重点实验室南京 210008;中国科学院紫金山天文台南京 210008;中国科学院暗物质与空间天文重点实验室南京 210008【正文语种】中文【中图分类】P1711 引言暗物质粒子探测卫星(Dark Matter Particle Explorer,DAMPE)[1−2]主要科学目标是通过观测高能宇宙射线来寻找暗物质粒子存在的证据,并开展宇宙射线起源及空间天文等方面的研究[3−4].暗物质粒子探测卫星有效载荷[1−2](以下简称有效载荷)包含4个探测器分系统,自上而下分别为塑闪阵列探测器(Plastic Scintillation Detector,PSD)、硅阵列探测器(Silicon-Tungsten tracKer converter detector,STK)、BGO(Bismuth germanate)量能器和中子探测器(Neutron Detector,NUD).位于顶部的塑闪阵列探测器主要用于入射粒子电荷的测量以及作为反符合探测器区分带电粒子和伽玛射线;硅阵列探测器用于提供高位置分辨的径迹以及测量入射粒子的电荷[5];BGO量能器测量入射粒子的能量,并根据入射粒子在BGO量能器中簇射行为的不同区分电子和质子;位于底部的中子探测器辅助BGO量能器区分电子和质子[6−7].除了4个探测器之外,有效载荷还包括一个载荷数管分系统.有效载荷结构如图1所示,各分系统之间有多种硬件接口、复杂的控制流和数据流,同时有效载荷有多种系统工作模式来完成各种功能.载荷数管分系统(包括载荷管理器、载荷数据处理器和DC-DC(Direct Current-Direct Current)电源机箱)作为有效载荷与卫星平台之间的桥梁,接收卫星平台发来的控制命令并分发到各个探测器分系统,采集存储各个探测器分系统的状态信息和科学数据发送给卫星平台,从而实现对有效载荷各个探测器分系统的管理,同时为各个探测器分系统提供二次电源[8].5个分系统作为一个整体协同工作,在触发逻辑[9−10]控制下完成一次事例信息的采集和存储.图1 有效载荷结构图Fig.1 Payload structure diagram为了确保有效载荷作为一个整体正常工作,在发射前需要研制一套综合测试系统(以下简称综测系统)模拟卫星平台对有效载荷各种功能进行系统性测试.本文基于虚拟仪器技术研制了有效载荷综测系统,介绍了其功能和软硬件设计,并将该系统应用到有效载荷研制的各个阶段.2 系统需求分析及设计2.1 需求分析有效载荷系统测试的目的是验证有效载荷各分系统、有效载荷与卫星平台之间的各种接口和通讯协议、各分系统软硬件功能,同时借助宇宙线对探测器性能进行标定. 为了完成模拟卫星平台这项任务,综测系统需要具备以下主要功能:(1)支持有效载荷与卫星平台之间的硬件接口.(2)支持对有效载荷各种指令和配置参数的管理.(3)实现有效载荷与卫星平台之间的1553B总线通讯协议及1553B总线的监听功能.(4)能够接收有效载荷的遥测参数和科学数据,对各种数据包存储并进行相应的解析和分级处理.(5)需要实现对载荷所有状态信息的显示和分析功能,用于帮助测试人员对载荷状态和测试中出现的故障进行分析判断.(6)为了对探测器的功能进行验证,需要重建采集到的宇宙线事例信息并进行判读.2.2 系统设计有效载荷测试期间放置在洁净厂房,参加测试的人员都在控制室,且测试系统需要多台设备协同工作才能满足测试需求,因此这里将测试系统构建成一个分布式局域网络系统,各测试设备间的通讯依靠TCP/IP(Transmission ControlProtocol/Internet Protocol)协议完成.综测系统构成和数据流如图2所示,共包含6个部分:载荷控制前端、数据接收前端、控制中心、数据存储服务器、多个载荷状态监视和科学数据判读终端.图2 综测系统构成和数据流Fig.2 Constitution of the integrated test system and the data flow控制中心是整个综测系统的管理核心,所有对有效载荷以及其他测试设备的命令和配置文件均由这里发出,同时负责整个综测系统的管理和提供各种人机操作界面;有效载荷控制前端负责综测系统与有效载荷之间的控制接口,接收控制中心的命令并发送给载荷,采集载荷遥测参数并发送给数据存储服务器;数据接收前端接收载荷高速LVDS(Low-Voltage differential Signaling)链路上发送的原始数据流,其中包含了载荷的工程参数和科学数据,在本地备份后转发给数据存储服务器;数据存储服务器接收原始数据流和遥测参数,存储解析后供各种终端设备访问;载荷状态监视终端访问数据存储服务器中的载荷遥测参数和工程参数,提供载荷状态监视界面;科学数据判读终端访问数据存储服务器中的科学数据,提供科学数据判读软件并输出判读结果.3 功能实现3.1 控制中心控制中心的主要功能是管理各种命令和配置参数、接收并显示各种测试状态以及日志管理等,需要提供相应的人机界面.Lab Windows/CVI(C programminglanguage Virtual Instrument)平台[11]是美国NI(National Instruments)公司利用虚拟仪器技术开发的集成了ANSIC(American National Standards Institute C)的软件开发平台,面向计算机测控领域,提供了丰富的函数面板和库函数.我们开发了基于Lab Windows/CVI平台的控制中心用户界面,该界面支持测试过程中需要的命令发送按钮、文件获取接口和测试状态反馈显示等.控制中心运行流程如图3所示,软件初始化完成后,开始接收并显示系统运行状态信息,对异常信息进行报警,提供日志管理功能,随后等待执行界面上各种操作.同时综测系统作为一个一体化的测试系统,控制中心定期向各个设备广播时间进行校时,保证所有设备在测试中有统一的时间.图3 控制中心工作流程Fig.3 Work flow of control center用户界面提供了有效载荷遥控指令、数据注入文件的发送按钮,能够生成各种指令和载荷配置参数文件.控制中心作为综测系统管理中心,需要对其他测试设备的运行进行管理,包括设备的初始化管理、启动与停止数据接收等,这些功能通过在操作面板设定操作按钮实现.在有效载荷测试过程中对于模飞等测试用例,需要按照载荷在轨时的运行状态进行模拟测试,不同设备的开关机和指令的注入有时间要求,控制中心需要运行自动化的测试序列来保证模飞测试的真实性.首先根据测试细则中的相应用例编辑好自动化测试序列文件,其中包括要注入的指令包目录、不同指令包的注入时间和顺序等信息.测试序列管理模块读取该文件并执行相应动作,同时设置开始、暂停以及停止等功能并显示当前执行位置和状态.3.2 载荷控制前端载荷控制前端的功能包括:采集载荷遥测参数并发送给数据存储服务器、对有效载荷开关机的遥控指令控制、给有效载荷发送校时秒脉冲、实现1553B总线协议和总线监听功能、支持与控制中心之间的命令和状态交互.根据需求,这里选取由NI公司的PXIe(PCI extensions for Instrumentation-Express)机箱加各种功能板卡的硬件结构来完成各种功能.机箱采用NI公司生产的PXIe-1062Q 8槽位机箱,支持PXI(PCI extensions for Instrumentation)和PXIe 总线的板卡;遥控功能板卡采用凌华公司生产的CPCI(Compact Peripheral Component Interconnect)-7230;遥测和秒脉冲功能采用NI公司生产的PXIe-6363多功能DAQ(Data Acquisition)板卡;1553B总线控制器模拟器采用NI公司生产的4通道多功能板卡.载荷控制前端软件在Lab Windows/CVI平台下开发,用于控制各个硬件板卡.载荷控制前端工作流程如图4所示,设备初始化完成后给控制中心上传初始化状态等信息,随后启动各项任务.具体步骤如下:启动定时器,发送符合占空比要求的秒脉冲;定时采集数管遥测参数上传给数据存储服务器;消息接收线程负责接收并解析控制中心发来的命令,如果是遥控指令则直接执行,如果是数据注入则将相应指令传递给1553B总线协议栈线程;1553B总线协议栈管理用来传递遥测参数、指令包和配置参数等信息的10个发送子地址、14个接收子地址以及5 bit的矢量字;1553B总线监听线程用于记录1553B总线上每一条消息,启动总线监听后开始数据获取,并对读取的数据解析分类.图4 载荷控制前端工作流程Fig.4 Work flow of payload control front-end device3.3 数据接收与存储数据接收与存储由数据接收前端和数据存储服务器共同完成.数据接收前端实时接收有效载荷LVDS链路过来的77Mbps原始二进制bit流并转发至数据存储服务器存储,bit流中包括有效载荷的科学数据和工程参数.为了满足接收过程中的高可靠性要求,数据接收前端选用配备PXIe 7965R高性能数据处理板卡的NI PXIe机箱.控制中心的控制指令通过数据存储服务器转发给数据接收前端,数据接收前端接收到相应指令后开始接收来自载荷的数据,并经过网络发送给数据存储服务器进行存储,工作原理图如图5所示.图5 数据接收前端工作原理框图Fig.5 Working principle diagram of the data receive front-end控制指令包括如下4条:发送A通道数据、发送B通道数据、停止发送数据和校时.数据存储服务器接收到“校时”指令后,会将此时间码存储,作为最近接收到的数据时间标签,并将此时间码即时转发给数据接收前端,数据接收前端也把此时间码作为数据时间标签;数据存储服务器接收到“发送A/B通道数据”指令后,会开启数据接收通道等待接收数据,并立即将“发送A/B通道数据”指令发送给数据接收前端,数据接收前端调用FPGA(Field Programmable Gate Array)数据接收程序,接收载荷发送的数据后转发给数据存储服务器;一段时间后,当数据存储服务器接收到“停止发送”指令后,会先将“停止发送”指令发送给数据接收前端,并在等待2s后关闭数据接收通道,并按照最近接收到的时间码存储数据文件在本机上,数据接收前端接收到“停止发送”指令后,会立即停止发送数据,并关闭FPGA数据接收程序,并按照最近接收到的时间码存储数据文件在本机上.数据存储服务器对原始二进制数据文件进行解析,根据虚拟信道标识符和应用过程标识符进行分包,可以对是否去扰、是否为RS(Reed-solomon)译码、是否校验科学数据、解析结果存储位置等进行配置.在数据包解析和分包过程中,如果发现错包将产生错误报告,可以具体定位错误包所在文件位置.程序的处理结果分为两种,一是不同等级的数据类文件,二是解包过程报告类文件.3.4 有效载荷状态监视测试过程中通过载荷的遥测参数和工程参数判断载荷的状态是一项重要任务,能够帮助在载荷发射前及时发现可能存在的问题.监视软件的功能包括两大部分:(1)遥测参数和工程参数的处理和存储;(2)支持参数的查询与显示.根据功能需求将监视软件划分为3个部分:数据库、数据处理中心和监视终端,其中,数据库完成所有遥测参数、实时工程参数和回放工程参数的存储和查询功能;数据处理中心完成所有参数的接收解析和处理功能;监视终端完成所有参数的图形化、文件显示和与用户的交互功能.数据库基于MySql(my structure quest language)建立,数据处理中心和监视终端基于Java开发,可以跨平台部署.测试过程中需要多位测试人员同时对参数进行判读,因此监视软件采用C/S(Client/Server)架构,其中数据库和数据处理中心布置在数据存储服务器中,若干个监测终端分布在若干台终端机上,监视软件工作流程如图6所示.对实时遥测参数测试时,数据处理中心接收载荷控制前端定时发送的载荷遥测参数源包,对源包实时解包解析处理得到遥测参数数据后,以时间码作为主键,存入数据库的相应表中.解析处理过程中对数据值超阈异常等情况进行判别,超阈异常信息也存入数据库相应表中.监测终端与数据库通过TCP/IP协议建立连接,同时对遥测参数相应表进行轮询,发现新数据后即获取到本地,对数据值通过图表等形式实时显示出来,超阈异常信息通过变色等方式报警.另外用户也可以通过终端访问数据库实现对历史遥测参数的查询.对于工程参数,数据存储服务器对接收到的二进制原始传输帧文件进行解包后得到科学数据源包文件和工程参数源包文件,数据处理中心可通过手动或者定时自动的方式对工程参数源包进行解析处理,得到工程参数数据后,以时间码作为主键,存入数据库的相应表中,解析处理过程中对数据值超阈异常等情况进行判别,超阈异常信息也存入数据库相应表中.用户通过终端访问数据库实现对工程参数的查询.遥测参数和工程参数数据涉及载荷多个分系统,种类多样,且数量达到数千个,频繁读取和长时间保存对于存储的数据库系统来说都会形成一定的负担.因此,为保证数据完整性以及测试稳定性,需要从数据库结构设计及存储备份策略上进行相应考虑.首先,数据库系统通过建立动态连接池,降低频繁读写的负载;其次,根据工程参数归属分系统和数据类型的不同,分别建立相应的数据表和索引,提高检索效率;最后,根据测试系统的运行特点,制定数据库备份策略,在每次综合测试结束后,及时对数据库数据进行整体备份和清理,如果测试时间持续较长,即通过数据库分表等操作,分散数据库运行压力.图6 载荷状态监视软件工作流程Fig.6 Work flow of the payload status monitor software3.5 科学数据处理有效载荷的地面测试除了验证有效载荷各分系统之间的各种接口、通讯协议以及分系统的软硬件功能,还要对探测器进行标定测试.在地面由于受到地球大气的遮挡,绝大部分的高能宇宙线粒子在地球大气中发生了簇射而无法到达地面.在簇射的产物中,只有穿透力较强的µ子才能到达地面.因此,暗物质粒子探测卫星的地面测试,主要是借助µ子对探测器进行标定和测试.测试中需要覆盖所有探测器,由于篇幅限制,在此仅以BGO量能器的一根晶体为例介绍一些基本的标定结果,其余探测器均相互独立且行为类似.地面接收到的µ子在探测器中主要通过最小电离能损(MIPs)[12]沉积能量,用µ子测量的主要目的是测试探测器对带电粒子能量沉积测量的功能性,测试探测器从粒子损失能量产生荧光至电子学信号的读出以及重建整个物理事例的过程.µ子的MIPs事例在探测器单元中的能量沉积并不是高斯的形式,而是在高斯的高能端存在很长的尾巴.这一现象可以利用朗道卷积高斯函数来描述.µ子MIPs的能量沉积测量结果如图7所示,图中蓝点为试验测量的结果,红色线为朗道卷积高斯拟合的结果. 基线和噪声是探测器读出电子学性能的一项重要指标,它反映了电子学读出系统的稳定性.在地面测试中,基线和噪声的测试使用了电子学自带的周期性触发信号.在统计上,探测器读出电子学通道的信号满足高斯分布,高斯均值为通道的基线,标准差为通道的噪声.图8为典型的基线噪声的事例分布.从图中可以看出:电子学通道典型的噪声在7道ADC(Analog-to-Digital Converter)左右,远小于上图中MIPs事例几百道ADC的信号.图7 BGO量能器第1层第10根晶体正端的MIPs能谱及朗道卷积高斯函数拟合.图中蓝点为MIPs信号的ADC读出,红线为拟合结果.Fig.7 MIPs energy spectrum and Landau convolution Gauss function fitting of the BGO first layer tenth bar positive end.Blue point is the ADC readout of MIPs,and red line means the fitting result.图8 BGO量能器第1层第10根晶体正端打拿极8的基线及高斯函数拟合.图中蓝线为基线的ADC读出,红线为拟合结果.Fig.8 Pedestal and Gauss function fitting of the BGO first layer tenth bar positive end Dynode 8.Blue point is the ADC readout of Pedestal,and red line means the fitting result.探测器的前端读出电子学线性也是能量测量的一项重要性能指标,因此专门设计了电子学线性刻度电路,其主要功能是可以产生固定大小的信号,这些已知的信号与电子学读出信号的关系反映了电子学线性.测量结果如图9所示,从图中可以看出探测器具有很好的电子学线性的特点.图9 BGO量能器第1层第10根晶体正端打拿极8的电子学线性刻度及拟合.图中黑点为特定电荷输入下的ADC输出,红线为拟合结果.Fig.9 Electronics linear calibration and fitting of the BGO first layer tenth bar positive end Dynode 8.The black point is the ADC output under the specific charge input,and red line means the fitting result.4 总结本文介绍了基于Lab Windows/CVI开发平台研制的暗物质粒子探测卫星有效载荷综合测试系统.该系统具有运行控制与管理、数据采集存储、载荷监视和数据分析等功能,有很高的自动化程度和可靠性,减轻了测试人员工作强度,满足了有效载荷测试的所有需求.暗物质粒子探测卫星有效载荷综合测试系统应用到了载荷研制的各个阶段,保障了载荷的顺利研制和交付,目前暗物质粒子探测卫星已经成功发射并在轨稳定运行.参考文献【相关文献】[1]Chang J.Ch JSS,2014,34:550[2]Chang J,Ambrosi G,An Q,et al.APh,2017,95:6[3]Fan Y Z,Zhang B,Chang J.IJM PD,2010,19:2011[4]Liang Y F,Shen Z Q,Li X,et al.PhRv D,2016,93:103525[5]鲁同所,雷仕俊,藏京京,等.天文学报,2016,57:353[6]何明,马涛,常进,等.天文学报,2016,57:1[7]He M,Ma T,Chang J,et al.Ch A&A,2016,40:474[8]Guo J H,Xu Z L,Cai M S,et al.Proceedings of the 32nd International Cosmic Ray Conference,2011,5:252[9]张磊,郭建华,张永强.天文学报,2014,55:522[10]Zhang L,Guo J H,Zhang Y Q.Ch A&A,2015,39:380[11]王建新,隋美丽.Lab Windows/CVI虚拟仪器设计技术.北京:化学工业出版社,2013[12]谢一冈,陈昌,王曼,等.粒子探测器与数据获取.北京:科学出版社,2003。
薛梦轩-卫星结构设计与分析(下)
舱门设计： 舱门需要有一定的强度和刚 度。舱门与舱口之间，需要 密封。一般舱门采用以下几 种结构：半硬壳式结构、整 体壁板结构和蜂窝夹层结构。
壳体材料选择： 目前密封舱壳体主要选用铝 合金和钛合金。最高工作温 度不超过200℃时采用铝合 金，超过200℃采用钛合金。
舱段连接设计： 密封舱与其他舱段的连接， 有可拆式和不可拆式两种连 接方式。不可拆式常采用铆 接方式连接，可拆式常采用 螺接方式连接。
框架半结构作为卫星主城里结构
的一部分，承受着很大的载荷， 在满足一般设计要求上，还应满 足一些特殊设计要求： 1 不但具有较高的整体强度，并具
框架板式结构
分离的舱体结构形成为一个整体。 2 可作为大型设备支撑结构部件。 3 作为分离藏的接口界面。 4 作为分离的舱体在地面装配、 测试及运输的支撑界面，并承受 其中载荷舱的载荷
在卫星结构中，壳体主承力结构有两大类：一类是中心承力筒，它是一个筒形（圆柱、或圆柱与圆锥的组合）结构，位于卫星的中央，
与运载火箭对接，是卫星上主要承载的机构件；另一类是舱段壳体，结构舱段壳体是一个独立的回转形结构，舱段内的其他结构及星载设备 均在其内部进行连接和安装，其可承受卫星的全部或部分载荷。
中心承力筒结构
筒体的开口设计： 筒体开始设计中，最普遍的办 法是在开口处使用口框予以加 强。为了保证结构的可靠性， 需要进行足够的试验。
密封舱结构
Capsule Construction
4
密封舱结构
密封舱结构概述
航天器的密封舱是指为了宇航员或舱内有效载荷等仪器设备 的需要，在运行时需要维持一定压力的舱段，密封舱结构是密封 舱的主要部件。以下对密封舱结构的功能、组成及设计要求做简
3
2 1
薛梦轩—气象卫星有效载荷
气象卫星有效载—空间分辨率
光学遥感器： L为地面空间分辨率，H为卫星高度 微波遥感器： 侦察卫星空间分辨率为几米量级 资源卫星空间分辨率为几十米量级
海洋卫星空间分辨率为千米级量级
气象卫星空间分辨率为几百米—几十千米量级
气象卫星有效载—空间分辨率
气象卫星有效载—极轨气象卫星
极轨气象卫星也叫太阳同步轨
2 主要内容
气象卫星有效载—主要性能参数
光谱范围
光谱特性
谱段宽度和数目 光谱分辨率
测量精度
辐射度量特性 辐射分辨率（灵敏度、信噪比）
动态范围
视场角 几何特性
空间分辨率
调制传递函数
气象卫星有效载—光谱特性
高分一号的的分辨率是2m，怎么看清罂粟呢？
气象卫星有效载—光谱特性
气象卫星有效载—光谱特性
静止气象卫星—大气垂直探测仪
大气垂直探测仪通过对大气 的三维结构探测，获取大气温度、 湿度的垂直分布和臭氧总含量等 信息。
风云四号配置的干涉式大气垂直探测仪，因其工作机制对外界微小振动干扰极其敏 感，一个细小的振动—哪怕只是在卫星边上吹一口气，就会导致产生无法甄别或消除的 谱线，使得光谱性能退化。
高精度三维模型
照片级模型贴图
火焰、雨、雪等粒子特效
灵活多变的物体运动模式
DreamMap的产品特性 ： 四、灵活的方案标绘功能
支持飞机、坦克、舰艇等9类，近百型
实体模型标绘 支持军标符号标绘 支持集结、进攻、进攻放行、燕尾曲 箭标、分队战斗行动、突击、钳击、 徒步行军、作战分界线、歼击、伏击、 反坦克阵地、要点、防御线等矢量符
遥感——识别——转发——接收——转发
各种光学、微波遥感观测仪器：观测来自地球、太阳各种
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- 3、如文档侵犯您的权益，请联系客服反馈,我们会尽快为您处理(人工客服工作时间：9:00-18:30)。
NI总部设于美国德克萨斯州的奥斯汀市，在40个国家中设有分支机构，共拥
有5,200多名员工。在过去连续十二年里，《财富》杂志评选NI为全美最适合工作
的100家公司之一。作为最大的海外分支机构之一，NI中国拥有完善的产品销售、
技术支持、售后服务和强大的研发团队。
TestStand是一款旨在帮助测试和验证工程师快速
通信卫星有效载荷技术
汇报人：薛梦轩
目
录 1 电源概述 2 主要内容
3 工作映射
1 概述
通信卫星
通信卫星是在地球上，包括地面、水面和大气层中的无线电通 信站之间，利用人造卫星作为中继站进行通信，用于这一目的卫星 叫通信卫星。 通信距离远、覆盖面积大 灵活性和普遍性强 卫星通信的特点 宽域复杂网络构成能力 移动性好 安全可靠性高 通信容量大、建设成本低、能传递业务种类多
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术。
通信卫星有效载荷主要技术指标—通信天线设计技术
喇叭天线 结构简单、早期广泛 使用但增益很小，十 几分贝，难以缩小覆 盖区域，辐射能量分 散，不利于通信容量 的提高 抛物面天线 使用抛物面天线，大 大提高了通信天线的 增益，覆盖区域也因 此减小，但重量有所 增加。 多馈源赋形天线
实质是将各溃源对应 的覆盖区域在地面上
接收机的备份：一般采用2：1的冷备份
即设置两个接收机，一个工作，另一个备份。也有
的采用4:2备份。
末级功率放大器的备份：不同转发器由不同的备 份方式，有2:1、3:2、6:4、10:8等
通信卫星有效载荷主要技术指标—末级功率放大器
所谓末级顾名思义就是电路的最后一级， 也就是紧挨输出的那一级。早期一般采用 行波管，其可靠性较低且需要较多备份。 到80年代，固态放大器崛起，其优越的可 靠性使得应用广泛。当前，因为行波管的 可靠性和固态放大器不相上下，重量和功
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系统的连接提供了可扩展的插件。 您可以使用易用的
操作界面将测试系统部署到生产环境中。
VeriStand是一款用于激励生成、数据采集和
计算通道等实时测试应用且具有自定义通道换算 功能的软件。 功能特点: 测试嵌入式软件，包括硬件在环测试测试嵌入 式软件，包括硬件在环测试
总相移：反映了转发器相位与输入功率的非线性关系。
通信卫星有效载荷主要技术指标—通信转发器的技术性能
调幅调相变换：转发器输入信号上的调幅信号，经转发器
传输后，在输出信号上会产生相应的调相信号。
杂波：由转发器内部电子元器件产生的信号。
无源互调：一般发生在末级功放之后，与通信天线无源互 调原理相同。 徽放电：一般发生在末级功放之后，与通信天线徽放电原 理相同。
等效全向辐射功率
玻尔兹曼常数
通信带宽
通信卫星有效载荷主要技术指标—饱和功率通量密度
（6）
通信带宽
等效全向辐射功率
玻尔兹曼常数
Ws直接影响卫星通信系统中载波功率的大小，其值越大，所需地面站发射功率也越 大，有利于增大链路载噪比；显然这一参数需要与地球站发射功率综合考虑，才能 寻求最佳状态
通信卫星有效载荷主要技术指标—通信天线的技术性能
换关系与部件见得重量功耗之间的矛盾。
通信卫星有效载荷主要技术指标—滤波技术
早期的输入/输出滤波多采用奇偶数信道相隔的分配方法，保证相邻信道间隔。 1、2、3…….12
东方红三号滤波实例
4MHz变到44MHz，且设计简单
1、3、5…….11
2、4、6……..12
随着滤波技术的发展，邻接型滤波器和滤波合路器应用越来越广泛，其可以显著 的减轻部件重量和降低信号的传输损耗。
通信卫星有效载荷主要技术指标—馈线低耗技术
输入馈线和输出馈线的损耗对通信转发器整体性能影响很大。 输入馈线对Ws和G/T都有直接影响，尤其对G/T的影响将直接影响卫 星通信容量。
接收机等效噪声温度
馈线损耗
天线接收等效噪声温度
可见Lr和Tr越小，越有利于提高通信容量。
输出馈线损耗影响EIRP的值：
转发ቤተ መጻሕፍቲ ባይዱ输出功率
通信卫星有效载荷主要技术指标—整体技术性能
对卫星通信系统而言，主要技术指标是通信容量。一般可用山农定理来描述，即：
——（1）
通信容量
通信带宽
通信系统信噪比
可见，对通信系统而言，其通信容量（C），与通信带宽（B）成正比，且随系统信 噪比（S/N）的增大而增大。
通信卫星有效载荷主要技术指标—整体技术性能
叠加，形成所期望的
波束覆盖。一般需要 叠加几个到十几个， 因此重量增加很多。 赋形反射面技术
通信卫星有效载荷主要技术指标—通信接收机设计技术
——（7）
整个转发器的噪声系数 Fn和Gn分别对应第n级不见得噪声系数和增益
可见，整个转发器的噪声系数实际主要取决于接收机的噪声系数。当接收机的增益 足够大时，则完全取决于接收机的噪声系数。
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输出馈线损耗
发射天线功率
通信卫星有效载荷主要技术指标—可靠性设计技术
一般情况下，对有效载荷的可靠性要求都在0.9以上，可转发器内很多部件都是 有源的，对设计寿命8~15年的通信卫星而言，不采取特殊措施显然不行。 为了解决这一问题，除了和卫星平台一样选择长寿命、高可靠元器件以外，通 常的办法是对关键部件设置热备份或冷备份。
耗成了最关键的取舍因素。
通信卫星有效载荷主要技术指标—其他设计技术
低功耗技术：
在选择末级功放时，在重量受限不严重时， 一般优先选择行波管放大器；在重量受限 严重时，只能选择固态放大器。行波管放
大器具有50-60%的功率转换效率，但重
量比固态放大器重60-100%；
低重量技术：
3 工作映射
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卫星通信系统在地面设备（接收和发射设备、天线、通信体制等）一定的情况下， 其通信系统信噪比为：
——（2） 系统总载噪比 有关参数
通信卫星有效载荷主要技术指标—整体技术性能
结合公式（1）和公式（2）可见，通信系统的通信容量与整个系统的载噪比成正比。 而通信系统的载噪比为： ——（3）
上行载噪比
下行载噪比 所有噪声相对应的载噪比
工作原理
通信卫星变频方式
卫星电源系统设计
通信卫星有效载荷组成
接收机、输入多工器、增益控制部件 、功率放大器、输出多工器、必要的 电源转换设备等
上 行 链 路
下 行 链 路
接收天线、发射天线，多幅、多频段
2 几种电池
通信卫星有效载荷主要技术指标
在工程实践中，往往将有效载荷分为天线和转发器两部分，用户关心 的也是这两部分。因此我们关心的有效载荷主要技术指标可分为三个方面： 有效载荷整体性能；通信天线性能；通信转发器性能。
可见，提高线路总载噪比（C/N）t的有效途径是提高上述三种载噪比，即提高链路 的信号功率并减少各部分噪声
通信卫星有效载荷主要技术指标—品质因数
——（4） 通信地球站到卫星 间的电波传播损耗
等效全向辐射功率
玻尔兹曼常数
通信带宽
通信卫星有效载荷主要技术指标—等效全向辐射功率
——（5） 卫星到通信地球站 间的电波传播损耗
通信卫星有效载荷主要技术指标—通信转发器的技术性能
通信转发器的技术性能一般决定这通信系统质量的好坏，其幅度和相位 失真代表了整个有效载荷的失真，转发器的技术指标主要有以下几方面： 增益：是指通信转发器对信号的放大倍数。 增益调整范围：在转发器中，一般会配置衰减器，来调节 通信网性能，补偿随时间的增长，转发器增益的降低。
通信天线的性能对整个通信系统的影响很大，对一般通信卫星天线，其 技术指标主要有以下几个方面：
覆盖区：在这一区域内，天线的增益大于一定的数值，满
足卫星通信网络的需求。 频率范围：一般通信卫星频段由C、Ku、Ka等；军用通信 一般用UHF、X频段；星际通信链路一般用S频段。 覆盖区内增益：增益，指的是天线在某一特定方向上接收
通信卫星有效载荷主要技术指标—统一频率源设计技术
问题： 卫星上通信转发器已经不能使用简单的接收机变换频率技术，而必须同时具有 更多的频率变换功能，且频率变换的性能指标要求很高。 解决方案： 每个变频部件自带本振显然会浪费宝贵的重量和功率资源，在这种情况下，普 遍采用同一频率源技术，即星上通信转发器中所有变频部件的本振信号都来自同一 个晶体或原子频标，只是根据需要倍频到不同的频率。可以很好地解决复杂频率变