实践5号卫星有效载荷机箱结构设计和工艺(1)
有效载荷方案
有效载荷方案第1篇有效载荷方案一、方案背景随着我国航天事业的飞速发展，有效载荷技术在各类航天器中发挥着日益重要的作用。
为确保有效载荷的稳定运行与高效利用，结合项目需求，制定本方案。
本方案旨在规范有效载荷的选型、设计、制造、测试及运维等环节，确保合法合规，提高航天器整体性能。
二、方案目标1. 确保有效载荷选型的科学性、合理性和先进性；2. 保证有效载荷设计与制造质量，满足性能指标要求；3. 规范有效载荷测试流程，确保测试覆盖全面、结果可靠；4. 提高有效载荷运维效率，降低故障率。
三、方案内容1. 有效载荷选型（1）根据项目需求，明确有效载荷的功能、性能、质量、体积、功耗等指标要求；（2）开展国内外相关技术调研，分析现有技术的优缺点，筛选符合要求的有效载荷技术；（3）组织专家评审，对候选有效载荷技术进行评估，确定最终选型。
2. 有效载荷设计（1）依据选型结果，开展有效载荷详细设计，明确设计输入；（2）遵循国家及行业标准，确保设计合法合规；（3）采用模块化、通用化设计原则，提高设计可靠性和可维护性；（4）开展设计评审，确保设计输出满足项目需求。
3. 有效载荷制造（1）选择具备资质的制造商，签订制造合同；（2）监督制造商按照设计文件和标准工艺进行生产；（3）对关键工序和重要部件进行质量把关，确保制造质量；（4）组织中间验收，对制造过程进行质量控制。
4. 有效载荷测试（1）制定详细的测试方案，包括测试项目、方法、设备、人员等；（2）按照测试方案开展有效载荷功能、性能、环境适应性等测试；（3）对测试数据进行分析，评估有效载荷性能指标；（4）编制测试报告，总结测试结果，为后续改进提供依据。
5. 有效载荷运维（1）制定有效载荷运维规程，明确运维职责、流程和措施；（2）建立故障诊断和应急处理机制，提高故障处理效率；（3）定期开展运维培训，提高运维人员技能水平；（4）收集运维数据，进行数据分析，优化运维策略。
四、方案实施与监督1. 设立项目组，明确各阶段责任人；2. 制定详细实施计划，明确时间节点、任务要求和验收标准；3. 强化过程监督，对关键环节进行质量控制；4. 定期组织项目汇报，及时解决项目实施过程中的问题；5. 验收合格后，对项目进行总结，形成经验教训。
1U~5U 通用工业机箱的设计与应用
1U~5U 通用工业机箱的设计与应用伏怀文【摘要】为降低产品成本，提高产品质量，提出了通用化、模块化和标准化的工业机箱设计理念。
分析了目前1U~5U 通用工业机箱的需求特点和不同种类之间的区别，确定了产品总体设计方案，阐述了产品造型设计和结构分件方案。
为了统一机箱尺寸，对机箱内部空间进行了功能分区，简化了设计、制造和装配流程。
介绍了机箱零部件设计的若干关键问题，阐述了提高零部件的工艺性和产品的可靠性的相应措施。
实际产品应用情况表明，通用工业机箱设计具有结构简单、性价比高、可靠性好和通用性强的优点。
%In order to reduce the product costs and improve product quality,a design concept of industrial chassis that is generalized,modularized and standardized was proposed.The demand characteristics of present 1U ~ 5U general industrial case and the difference of kinds of cases were analyzed,the overall product design program was determined,product model-ing design and structure separate program were expounded.For the case of unifying the size of different cases,the case in-ternal space was separated according to the function of related modules,which making the process of the design,manufac-ture and assemble simplified.The key problems of chassis parts design which can improve the technological property of structure and product reliability were introduced.The application situation of product showed that the general industrial chassis has the advantages of simple structure,high cost performance,the good reliability,and high universality.【期刊名称】《新技术新工艺》【年(卷),期】2014(000)011【总页数】4页(P42-45)【关键词】1U~5U;通用;机箱;设计;应用【作者】伏怀文【作者单位】国电南京自动化股份有限公司，江苏南京 210032【正文语种】中文【中图分类】TH12随着工业和民用电气机箱类产品的快速发展，对1U(高约44.45 mm，宽约482.6 mm)和2U(高为1U的2倍，宽度不变)等标准规格机箱(以下简称机箱)产品的需求量越来越大；因此，研制出具有市场竞争力的机箱产品具有重要意义。
高分五号卫星方案设计与技术特点
第３６卷２０１９年增刊上 海 航 天ＡＥＲＯＳＰＡＣＥ ＳＨＡＮＧＨＡＩ高分五号卫星方案设计与技术特点孙允珠１，蒋光伟１，李云端２，叶 翔２，温 渊２，姜 通２，曹 琼２，杨 勇２（１．上海航天技术研究院，上海２０１１０９；２．上海卫星工程研究所，上海２０１１０９） 摘 要：高分五号卫星是我国首颗大气陆地综合高光谱观测卫星，是国家高分辨率对地观测系统重大专项项目，是实现我国高光谱观测能力的重要标志。
卫星运行于高度７０５ｋｍ、交点地方时１３∶３０的太阳同步轨道，装载了６台有效载荷，观测谱段覆盖范围从紫外到长波红外谱段（０．２４～１３．３μｍ），最高光谱分辨率达０．０３ｃｍ－１。
卫星具备高光谱与全谱段对地成像、大气掩星与天底观测、大气多角度偏振探测、海洋耀斑观测等观测手段，具备在轨定标功能，绝对辐射定标精度优于５％，光谱定标精度最高可达０．００８ｃｍ－１。
卫星可为我国大气、水、生态环境监测，自然资源调查，气候变化研究等提供国产高光谱数据产品。
本文概述了高分五号卫星的总体设计方案，总结了卫星的主要技术特点及创新点，并对卫星的应用前景进行了展望。
关键词：卫星遥感；高光谱观测；全谱段观测；大气环境监测；陆地综合观测；高精度探测中图分类号：ＴＮ ９１１．７３；ＴＰ ３９１．９ 文献标志码：Ａ ＤＯＩ：１０．１９３２８／ｊ．ｃｎｋｉ．１００６－１６３０．２０１９．Ｓ．００１ＧＦ－５Ｓａｔｅｌｌｉｔｅ Ｓｙｓｔｅｍ Ｄｅｓｉｇｎ ａｎｄ Ｔｅｃｈｎｏｌｏｇｉｃａｌ ＣｈａｒａｃｔｅｒｉｓｔｉｃｓＳＵＮ Ｙｕｎｚｈｕ１，ＪＩＡＮＧ Ｇｕａｎｇｗｅｉ １，ＬＩ Ｙｕｎｄｕａｎ２，ＹＥ Ｘｉａｎｇ２，ＷＥＮ Ｙｕａｎ２，ＪＩＡＮＧ Ｔｏｎｇ２，ＣＡＯ Ｑｉｏｎｇ２，ＹＡＮＧ Ｙｏｎｇ２（１．Ｓｈａｎｇｈａｉ Ａｃａｄｅｍｙ ｏｆ Ｓｐａｃｅｆｌｉｇｈｔ Ｔｅｃｈｎｏｌｏｇｙ，Ｓｈａｎｇｈａｉ ２０１１０９，Ｃｈｉｎａ；２．Ｓｈａｎｇｈａｉ Ｉｎｓｔｉｔｕｔｅ ｏｆ Ｓａｔｅｌｌｉｔｅ Ｅｎｇｉｎｅｅｒｉｎｇ，Ｓｈａｎｇｈａｉ ２０１１０９，Ｃｈｉｎａ）Ａｂｓｔｒａｃｔ：ＧＦ－５ｓａｔｅｌｌｉｔｅ ｉｓ ｔｈｅ Ｃｈｉｎａ’ｓ ｆｉｒｓｔ ｃｏｍｐｒｅｈｅｎｓｉｖｅ ｈｙｐｅｒｓｐｅｃｔｒａｌ ｏｂｓｅｒｖａｔｉｏｎ ｓａｔｅｌｌｉｔｅ ｏｆ ａｔｍｏｓｐｈｅｒｉｃ ａｎｄｌａｎｄ，ａｎｄ ｉｓ ａｎ ｉｍｐｏｒｔａｎｔ ｐａｒｔ ｏｆ ｔｈｅ ｎａｔｉｏｎａｌ ｈｉｇｈ ｒｅｓｏｌｕｔｉｏｎ ｅａｒｔｈ ｏｂｓｅｒｖａｔｉｏｎ ｓｙｓｔｅｍ，ａｎｄ ａｌｓｏ ａｎ ｉｍｐｏｒｔａｎｔｓｙｍｂｏｌ ｏｆ ｒｅａｌｉｚｉｎｇ Ｃｈｉｎａ’ｓ ｈｙｐｅｒｓｐｅｃｔｒａｌ ｏｂｓｅｒｖａｔｉｏｎ ａｂｉｌｉｔｙ．Ｔｈｅ ｓａｔｅｌｌｉｔｅ ｏｐｅｒａｔｅｓ ｉｎ ａ ｓｕｎ－ｓｙｎｃｈｒｏｎｏｕｓ ｏｒｂｉｔｗｈｏｓｅ ａｌｔｉｔｕｄｅ ｉｓ ７０５ｋｍ ａｎｄ ｌｏｃａｌ ｔｉｍｅ ｏｆ ａｓｃｅｎｄｉｎｇ ｎｏｄｅ ｉｓ １３∶３０．Ｔｈｅ ｓａｔｅｌｌｉｔｅ ｃａｒｒｉｅｓ ｓｉｘ ｐａｙｌｏａｄｓ，ｗｉｔｈ ｓｐｅｃｔｒｕｍｃｏｖｅｒｓ ｆｒｏｍ ｕｌｔｒａｖｉｏｌｅｔ ｔｏ ｌｏｎｇ ｗａｖｅ ｉｎｆｒａｒｅｄ ｂａｎｄｓ（０．２４～１３．３μｍ）ａｎｄ ｔｈｅ ｈｉｇｈｅｓｔ ｓｐｅｃｔｒａｌ ｒｅｓｏｌｕｔｉｏｎ ｉｓ ｕｐ ｔｏ０．０３ｃｍ－１．Ｔｈｅｒｅ ａｒｅ ａ ｖａｒｉｅｔｙ ｏｆ ｏｂｓｅｒｖａｔｉｏｎ ｍｅａｎｓ，ｉｎｃｌｕｄｉｎｇ ｈｙｐｅｒ－ｓｐｅｃｔｒａｌ ａｎｄ ｆｕｌｌ－ｓｐｅｃｔｒａｌ ｅａｒｔｈ ｉｍａｇｉｎｇ，ｏｃｃｕｌｔａｔｉｏｎ ａｎｄ ｎａｄｉｒ ｏｂｓｅｒｖａｔｉｏｎ ｆｏｒ ａｔｍｏｓｐｈｅｒｅ，ｍｕｌｔｉ－ａｎｇｕｌａｒ ｐｏｌａｒｉｚａｔｉｏｎ ｏｂｓｅｒｖａｔｉｏｎ ａｎｄ ｏｃｅａｎ ｓｕｎ－ｇｌｉｎｔｏｂｓｅｒｖａｔｉｏｎ ａｎｄ ｓｏ ｏｎ．Ｗｉｔｈ ｏｎ－ｂｏａｒｄ ｃａｌｉｂｒａｔｉｏｎ ｆｕｎｃｔｉｏｎ，ｔｈｅ ｒａｄｉｏｍｅｔｒｉｃ ｃａｌｉｂｒａｔｉｏｎ ａｃｃｕｒａｃｙ ｉｓ ｂｅｔｔｅｒ ｔｈａｎ ５％ａｎｄ ｔｈｅ ｓｐｅｃｔｒａｌ ｃａｌｉｂｒａｔｉｏｎ ａｃｃｕｒａｃｙ ｉｓ ｕｐ ｔｏ ０．００８ｃｍ－１．Ｔｈｅ ｓａｔｅｌｌｉｔｅ ｃａｎ ｐｒｏｖｉｄｅ ｄｏｍｅｓｔｉｃ ｈｙｐｅｒｓｐｅｃｔｒａｌ ｄａｔａｐｒｏｄｕｃｔｓ ｆｏｒ ａｔｍｏｓｐｈｅｒｉｃ，ｗａｔｅｒ ａｎｄ ｅｃｏｌｏｇｉｃａｌ ｅｎｖｉｒｏｎｍｅｎｔａｌ ｍｏｎｉｔｏｒｉｎｇ，ｎａｔｕｒａｌ ｒｅｓｏｕｒｃｅ ｉｎｖｅｓｔｉｇａｔｉｏｎ，ａｎｄｃｌｉｍａｔｅ ｃｈａｎｇｅ ｒｅｓｅａｒｃｈ ｉｎ Ｃｈｉｎａ．Ｔｈｉｓ ｐａｐｅｒ ｉｎｔｒｏｄｕｃｅｓ ｔｈｅ ｓｙｓｔｅｍ ｄｅｓｉｇｎ ｓｃｈｅｍｅ ｏｆ ＧＦ－５ｓａｔｅｌｌｉｔｅ，ｓｕｍｍａｒｉｚｅｓｔｈｅ ｍａｉｎ ｔｅｃｈｎｉｃａｌ ｆｅａｔｕｒｅｓ ａｎｄ ｉｎｎｏｖａｔｉｏｎｓ ｏｆ ｔｈｅ ｓａｔｅｌｌｉｔｅ ａｎｄ ｔｈｅ ｉｎ－ｏｒｂｉｔ ｏｂｓｅｒｖａｔｉｏｎ ｐｏｔｅｎｃｙ ｏｆ ｔｈｅ ｓａｔｅｌｌｉｔｅ．Ｋｅｙｗｏｒｄｓ：ｓａｔｅｌｌｉｔｅ ｒｅｍｏｔｅ ｓｅｎｓｉｎｇ；ｈｙｐｅｒｓｐｅｃｔｒａｌ ｏｂｓｅｒｖａｔｉｏｎ；ｆｕｌｌ－ｓｐｅｃｔｒａｌ ｏｂｓｅｒｖａｔｉｏｎ；ａｔｍｏｓｐｈｅｒｅ ｓｏｕｎｄｉｎｇ；ｍｕｌｔｉ－ａｎｇｌｅ ｐｏｌａｒｉｚａｔｉｏｎ ｏｂｓｅｒｖａｔｉｏｎ；ｏｃｃｕｌｔａｔｉｏｎ ｏｂｓｅｒｖａｔｉｏｎ；ｈｙｐｅｒｓｐｅｃｔｒａｌ ａｐｐｌｉｃａｔｉｏｎｓ收稿日期：２０１９－０５－２２；修回日期：２０１９－０７－０５基金项目：高分辨率对地观测系统重大专项（民用部分）科研项目（５０－Ｙ２０Ａ３８－０５０９－１５／１６）作者简介：孙允珠（１９６１—），女，研究员，上海航天技术研究院科技委常委，中国航天科技集团有限公司学术带头人，主要研究方向为气象与环境监测卫星系统。
小卫星星座批产研制模式设计与实践
Vol. 40, No. 6航 天 器 环 境 工 程第 40 卷第 6 期702SPACECRAFT ENVIRONMENT ENGINEERING2023 年 12 月https:// E-mail: ***************Tel: (010)68116407, 68116408, 68116544小卫星星座批产研制模式设计与实践阎梅芝1，张永强2*，赵志明1，魏建光1，韩 毅1，常新亚1，于兆吉1，果琳丽3，冯振伟1（1. 航天东方红卫星有限公司； 2. 北京跟踪与通信技术研究所； 3. 北京空间机电研究所：北京 100094）摘要：为适应低轨小卫星星座体系化应用需求，设计、实践出一套面向批产的小卫星研制模式。
某批产小卫星星座通过整星仅一次合板即最终状态，产品交付即落焊，裁剪、简化环境试验，投产管路模板实现卫星结构装配与管路焊装并行实施，发射场带翼运输，全无线测试等批产创新策略，构建了小卫星批产体系，实现了年出厂20颗以上500 kg级小卫星的能力，为建设高密度小卫星星座奠定了基础。
批产策略与方法均经实际验证，与传统小卫星研制相比，将批产星总装、集成与测试（AIT）周期由1年以上缩减为3个月以内，将发射场工作周期由35～50天缩减为20天，实现了快速研制、快速发射与快速在轨应用，有效促进了低轨小卫星星座高效规模化部署。
关键词：小卫星星座；批产；研制模式；总装、集成与测试；流程优化中图分类号：V474文献标志码：A文章编号：1673-1379(2023)06-0702-07 DOI: 10.12126/see.2023085Design and practice of small satellite constellationbatch production development modeYAN Meizhi1, ZHANG Yongqiang2*, ZHAO Zhiming1, WEI Jianguang1, HAN Yi1,CHANG Xinya1, YU Zhaoji1, GUO Linli3, FENG Zhenwei1(1. DFH Satellite Co. Ltd.; 2. Beijing Institute of Tracking and Telecommunications Technology;3. Beijing Institute of Space Mechanics & Electricity: Beijing 100094, China)Abstract: In order to meet the need of systematic application of low-Earth-orbit small satellite constellation, a development mode suitable for batch production of small satellites was designed and practiced. Many innovative strategies for batch production were applied, including on boarding for the final state, drop welding before product delivery, tailoring or simplifying environmental tests, implementing satellite structure assembly in parallel with pipeline welding through operation of pipeline templates, wing transport at launch site, and all-wireless test etc. Those measures have enabled the delivery of more than 20 small satellites of 500 kg per year by establishing a small satellite batch production system in China, which lays a good foundation for the construction of intense small satellite constellation thereafter. The strategy and methods for batch production have all been verified in practice. Compared with the traditional small satellite development, the assembly, integration, and test (AIT) cycle of satellite batch production had been reduced from more than one year to less than three months, and the launch site working cycle has been reduced from 35-50 days to 20 days. It has realized rapid development, rapid launch, and rapid in-orbit application to promote the development efficiency and large-scale deployment of low-Earth-orbit small satellite constellation.Keywords: small satellite constellation; batch production; development mode; assembly, integration and test (AIT); process optimization收稿日期：2023-05-31；修回日期：2023-12-07基金项目：国家自然科学基金项目（编号：11773004）引用格式：阎梅芝, 张永强, 赵志明, 等. 小卫星星座批产研制模式设计与实践[J]. 航天器环境工程, 2023, 40(6): 702-708YAN M Z, ZHANG Y Q, ZHAO Z M, et al. Design and practice of small satellite constellation batch production development mode[J]. Spacecraft Environment Engineering, 2023, 40(6): 702-7080 引言近年来，美国太空探索技术公司（SpaceX）推出的星链（Starlink）计划掀起了低轨大规模星座的发展热潮[1]。
卫星有效载荷研制流程的策划与推进
件组装与控制、整机集成总装与 结合进行评审。
方案、初样、正样）总流程图。
控制、定标等试验，重大事项的
进行项目研制全过程策划的 流程主辅线可合理并行交叉，主
变更）编制专项流程。
要点与方法包括以下几个方面：
线主要节点应与任务项目办公室
针对上述各类流程，按研制
策划依据。任务对项目的技 的要求符合，总流程图应有时间
国航天产品转型升级发展有着重 要作用。
|一、研制流程的功用与 编制分类流程
1.研制流程的功用 研制流程是对实现型号任务 总目标做策划，对分阶段推进研 制做安排。 技术流程是按任务技术与质 量要求，策划并确定各研制阶段 的主要技术事项，进行协调并作 出合理可行的安排，包括方案论
«3
W 研究与探讨 Theory & Analysis
2020年•第3期|航天工业管理
航天型号项目的技术流程和 计划流程是策划与推进型号项目 研制的重要手段。1996年，中国 空间技术研究院将编制与执行研 制流程列为加强型号管理的第一 号令，颁发了2个流程的编写规 范(Q/W655-96、Q/W655-96), 规定编制与执行技术流程是设计 师的一项重要职责，编制与执行 计划流程是指挥和调度的主要职 责之一。研制流程对加强型号项 目策划、分阶段扎实推进、落实 过程精细控制、提高产品质量与 可靠性、缩短研制周期，适应我
1996年中国空间技术研究院将编制与执行研制流程列为加强型号管理的第一号令颁发了2个流程的编写规范qw65596qw65596规定编制与执行技术流程是设计师的一项重要职责编制与执行计划流程是指挥和调度的主要职责之一
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Theory & Analysis 研究与探讨
牛相林/中国科学院上海技术物理研究所
航天器总体设计作业【哈工大】
2017年《航天器总体设计》课程作业1.嫦娥三号探测器航天工程系统的组成及各自的任务嫦娥三号探测器由月球软着陆探测器（简称着陆器）和月面巡视探测器（简称巡视器）组成。
（1）探测器系统：主要任务是研制嫦娥三号月球探测器。
嫦娥三号探测器由着陆器和巡视器组成。
着陆月面后，在测控系统和地面应用系统的支持下，探测器携带的有效载荷开展科学探测。
（2）运载火箭系统：主要任务是研制长征三号乙改进型运载火箭，在西昌卫星发射中心，将嫦娥三号探测器直接发射至近地点高度200公里、远地点高度约38万公里的地月转移轨道。
（3）发射场系统：主要任务是由西昌卫星发射中心承担嫦娥三号发射任务。
发射场系统通过适应性改造，具备长征三号乙改进型火箭的测试发射能力。
（4）测控系统：主要任务是对运载火箭、探测器在各个飞行阶段以及探测器在月面工作阶段的测控、轨道测量、月面目标定位以及落月后着陆器和巡视器的控制。
（5）地面应用系统：主要任务是根据科学探测任务，提出有效载荷配置需求；制定科学探测计划和有效载荷的运行计划，监视着陆器和巡视器有效载荷的运行状态，编制有效载荷控制指令和注入数据，完成有效载荷运行管理。
2.我国载人航天工程系统的组成及各自的任务（1）航天员系统：主要任务是选拔、训练航天员，并在载人飞行任务实施过程中，对航天员实施医学监督和医学保障。
研制航天服、船载医监医保设备、个人救生等船载设备。
（2）空间应用系统：主要任务是研制用于空间对地观测和空间科学实验的有效载荷，开展相关研究及应用实验。
（3）载人飞船系统：主要任务是研制“神舟”载人飞船。
“神舟”载人飞船采用轨道舱、返回舱和推进舱组成的三舱方案，额定乘员3人，可自主飞行7天，具有出舱活动和交会对接功能，可与空间实验室和空间站进行对接并停靠飞行半年。
（4）运载火箭系统：主要任务是研制满足载人航天要求的大推力长征二号F型运载火箭，对长征系列运载火箭进行多方面改进设计，控制系统采用冗余技术，增加故障检测、逃逸救生等功能，增加运载火箭的可靠性、安全性。
长征五号运载火箭设计理念全解读
最强的高校时，对方起初坦言难以胜任。
可以说，长征五号火箭带动了国内复杂结构大偏置力设计、仿真与试验能力的大跨度进步。
大火箭之智
由箭载计算机、传感器、线缆等组成的控制系统，遍布火箭全身，源源不断传输着庞大的数据，并迅速计算出结果，指挥火箭向哪术”为我国新一代运载火箭首创。
为了提供最大推力，液氧煤油
和液氢液氧两种发动机需要被合
理分配，甚至点火时间也有毫秒级
的先后之分，这就需要采用不同的
控制策略。
为此，设计师全球首创
了大推力发动机精准关机技术。
类似的全球首创技术，长征五
号控制系统一共有5项，打造了全
球先进的“火箭大脑”。
看起来，
火箭一点火，“轰隆”一声就飞了。
最高值：0.98。
也正因为这么高的
可靠性，研制团队对高风险的首飞
信心很足。
大火箭之助
液氧煤油发动机和液氢液氧
发动机早就被认可为环保、高效、
受欢迎的两类液体火箭发动机。
半个世纪前出版的《星际航行概
论》中，“中国航天之父”钱学森
就盛赞过它们。
长征五号垂直转运至发射区途中
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2017.02军事文摘。
卫星有效载荷产品保证策划与推进
2021年·第4期4520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462．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。
星载机箱结构设计及力学分析
星载机箱结构设计及力学分析高志巧【摘要】In order to enhance the reliability of spaceborneequipment,structural design was made for the spaceborne cabinet basedon the characters of spacecraft products.Adopting splicing enclosure,built-in 9 shielding box,it’s built-in one print.Mechanical analysis of shock response spectrum and random vibration at the design phase were carried out.The results showed that the strength of the equipment was sufficient, without crack and fracture,the structural form was validated reasonableand the structural strength was vali-dated reliable through mechanical experiments.%为提高星载设备可靠性，根据航天产品特点，采用拼接箱体，内装9个屏蔽盒，其上内装1个印制板，对某星载机箱进行结构设计。
对设备进行冲击响应谱和随机振动的力学分析，结果表明箱体强度满足要求，设备未出现裂纹、继裂问题。
力学试验验证了其结构合理，强度可靠。
【期刊名称】《郑州轻工业学院学报（自然科学版）》【年(卷),期】2013(000)006【总页数】4页(P63-66)【关键词】星载机箱结构设计;箱体力学强度;冲击响应谱;随机振动【作者】高志巧【作者单位】中国电子科技集团公司第 27 研究所，河南郑州 450047【正文语种】中文【中图分类】TN03随着卫星的应用和发展，对星载设备的可靠性、精确性以及使用寿命的要求越来越高［1］.对星载设备来说，振动常常会导致电子元器件的失效或损坏、电子线路的短路或断路、接插件松动等环境效应.在振动所引起的机械力作用下，当设备的固有频率与振动频率一致时，会引起共振［2］.由于机箱应用环境极为恶劣，在其结构设计上必须采取一系列的加固措施，尽量避免或减小由于高低温、振动冲击、电磁干扰等不利因素对电气性能造成的影响.机箱结构的力学分析对于提高产品的环境适应性起着举足轻重的作用，它不仅有助于在产品研发阶段寻找最优化的解决方案，而且能明显缩短产品研制周期、降低生产成本、确保产品质量，同时可产生显著的经济效益［3］.近年来，星载机箱的结构形式已基本确定.本文拟设计一个结构合理、满足质量、体积尽量小的星载机箱，并进行力学分析，以确保设备的高可靠性.1.1 机箱主结构及结构布局星载机箱的主结构为一拼接的箱体，内装9个屏蔽盒，每个屏蔽盒内装1个印制板，9个屏蔽盒的印制板固定于底部母板的插座上.母板固定于箱体底板上，箱体底板上部设计加强筋，母板与底板之间采用11个M3螺钉连接，以提高母板强度.机箱的一个侧面安装电连接器.该星载机箱的结构外形如图1所示.9个屏蔽盒包括2个电源模块，2个信息处理模块，5个光电接收模块，其内部结构布局如图2所示.质量较大的电源模块、信息处理模块布于箱体两侧.对称分布的结构形式振动时受力均匀，且质量大的模块靠近两侧，这个结构形式可提高箱体的整体结构强度［4］.机箱主结构件材料根据需要选用2A12铝合金.铝合金2A12具有较高的硬度和强度，且密度在金属材料中偏小，可保证结构件不变形，并且质量较轻［5］.1.2 箱体结构设计机箱的箱体采用拼接的方式组成.拼接处由螺钉螺装连接，星载螺钉选用航天局指定厂家生产的钛合金螺钉，并涂胶连接以增强其连接可靠性.机箱箱体的各个零件之间相互咬合:底板和盖板的基板厚度为3 mm，与机箱侧板贴合面内侧均设计有5 mm高的凸台，形成一周;机箱侧板之间，如图2所示，形成咬和结构.这种设计方法既确保箱体足够的强度，又保证机箱各个板块之间的缝隙非直通箱体内部，可滤去大部分波段的电磁波，增强其电磁屏蔽性能.箱体底面平坦，对粗糙度、平面度均有较高的要求，应保证箱体底面与舱内安装面接触良好，这有利于机箱整体散热.箱体底板面积较大，为保证箱体底面平面度和粗糙度，在底板加工时厚度保留正差，进行研磨保证零件平面度、粗糙度，并在箱体完成装备并胶粘固封完成后，对整个箱体的底面进行二次研磨，消除底板与其他侧板连接的螺钉产生的应力对底面平面度的影响.箱体除安装电连接的侧面和安装屏蔽盒导轨的侧面外，另2块侧面为提高其力学强度，设计加强筋，如图1所示.这2个侧面的加强筋保留在箱体外部，既提高力学强度，又增大箱体外部散热面积，且增强设备的美观性.1.3 屏蔽盒结构设计机箱屏蔽盒与箱体的导轨之间的固定方式为楔形锁紧机构.这种锁紧机构固定的方式常用于屏蔽盒或印制板的固定，其优点是可提高所固定件的强度，提高其抗振性能，且固定件拆卸方便.屏蔽盒内装印制板，电源模块和信息处理模块.内印制板尺寸为200 mm×130 mm×2 mm，印制板尺寸较大，只边缘固定时印制板中部振动时位移偏大，存在振动风险，故在屏蔽盒中间增加2个凸台固定印制板中部.屏蔽盒的底部和侧面为同一零件加工形成，非拼接盒体.屏蔽盒盖板与盒体螺装连接.这种结构形式力学性能强，且相对于拼接盒体，侧面与底面之间不存在缝隙，屏蔽盒的电磁屏蔽性能好.屏蔽盒盒体结构如图3所示.为提高印制板刚性，在元器件较少的电源板上安装一块铝板作为冷板，元器件通过导热绝缘垫与冷板接触并穿过印制板，在印制板背部焊接固定元器件管腿.这种形式既增加印制板强度，又有利于印制板上热耗较大的元器件散热.调试完成后，印制板元器件使用硅橡胶进行灌封.1.4 其他设计屏蔽盒通过6个凸耳与卫星安装面固定连接，安装孔径大小为5.5 mm，采用6个M5螺钉连接，凸耳形式如图1机箱机构外形图所示.机箱表面作黑色阳极氧化处理，提高其辐射和热交换率;底面与卫星载荷舱的安装面良好接触，提高导热效率;在机壳侧面开减轻槽，增加其侧面表面积，加强辐射散热［6］.对星载机箱进行力学分析，其力学试验包括模态分析、静力加速度、冲击响应谱、正弦振动、随机振动.模态分析是其他分析的先决条件，且可以通过模态分析确定结构的固有频率和固有振型，在6个安装孔上添加固定约束后，对机箱进行模态分析.其各阶模态见表1.动力分析中，冲击响应谱和随机振动产生的应力较大，其振动风险也较大，故对该星载机箱进行3个轴向的冲击响应谱和随机振动应力分析，其振动条件见表2(其中，每个轴向3次，试验持续时间≤20 ms)和表3(均方根加速度为12.81 Grms，持续时间为2 min).对星载机箱的模型进行简化，导入力学分析软件ANSYS，对6个安装孔添加固定约束，依次在X，Y，Z这3个轴向施加表2中载荷，进行冲击响应谱分析.计算结果见图4—图6.X向冲击作用下最大变形量为1.62 mm，最大应力为54.8 MPa;Y 向冲击作用下最大变形量为 0.67 mm，最大应力为180.1 MPa;Z向冲击作用下最大变形量为0.79 mm，最大应力为40.3 MPa，它们均小于铝合金的许用应力420 MPa，印制板的许用应力340 MPa，满足强度要求.对6个安装孔添加固定约束，依次在X，Y，Z这3个轴向施加表3中载荷，进行随机振动分析，计算结果见图7—图9.X向振动作用下最大变形量为0.67 mm，最大应力为23.5 MPa;Y向振动作用下最大变形量为0.23 mm，最大应力为61.9 MPa;Z向振动作用下最大变形量为 0.37 mm，最大应力为18.7 MPa.它们均小于铝合金的许用应力420 MPa，印制板的许用应力340 MPa，满足强度要求.对星载机箱做力学试验，设计其振动架.机箱通过6个安装孔固定于振动架上，振动架与振动台螺栓连接.振动架为25 mm厚铝板，上下2面加工平整，此种振动架用于正弦振动、随机振动.振动台分为水平振动台和竖直振动台，水平振动台用于X向、Y向振动试验，竖直振动台用于Z向振动试验.静力加速度、冲击响应谱所需振动架分为水平和竖直2种，水平振动架同为25 mm铝板，竖直振动架为常用的倒T型振动架，由铝板焊接成形，机箱悬挂安装.将振动架和设备固定于振动台面上，加载力学试验条件，进行力学试验.目前该星载机箱已通过所有力学试验，未出现裂纹、断裂等问题，设备工作正常，指标测试正常，这验证了其足够的力学可靠性.本文根据航天产品的特殊性，对星载机箱进行了结构设计和力学分析，所作的工作及结论如下:1)对星载机箱的主结构、箱体、屏蔽盒等进行了结构设计，并论述了所采用的结构形式的优点.2)对星载机箱进行了力学分析，分析类型包括冲击响应谱和随机振动各3个轴向方向，分析证明所设计的结构合理，满足强度要求.3)星载设备顺利通过了力学振动试验，验证了结构的可靠性.航天产品的不可维修性和恶劣的环境，对航天产品的可靠性提出了较高的要求.在航天产品的结构设计阶段，需进行全方面的设计研究，且进行力学分析，将力学分析结果与试验结果进行比较，从而为设计优化提供依据，今后要加强这方面的研究.【相关文献】［1］陈烈民.航天器结构与机构［M］.北京:中国科学技术出版社，2008.［2］范文杰.星载电子设备宽频随机振动响应分析［J］.电子机械工程，2010，26(4):5.［3］杨宇军.ANSYS动力学仿真技术在航天计算机机箱结构设计中的应用［J］.电子机械工程，2003，19(5):42.［4］李勇.星载信息处理机的热设计与分析［J］.郑州轻工业学院学报:自然科学版，2007，22(4):75.［5］曾斌.航天电子设备的结构设计［J］.电子机械工程，2008，24(5):5.［6］何菊.某星载电子设备结构设计简述［J］.中国科技信息，2010(5):45.。
长征五号运载火箭总体方案及关键技术
长征五号运载火箭总体方案及关键技术总体方案：长征五号运载火箭采用了两级液体火箭的总体方案，分为核心级与两个助推器。
核心级采用煤油和液氧组合推进剂，助推器采用丙烷和液氧组合推进剂。
整个火箭的总长度约为57米，总质量约为870吨。
其载荷容量为低地轨道25吨、地球同步转移轨道14吨及近地点轨道8吨。
长征五号运载火箭具有较高的灵活性和适应性，可以满足不同任务需求。
关键技术：1.推进系统：长征五号运载火箭采用了煤油和液氧组合推进剂，丙烷和液氧组合推进剂来提供动力。
煤油和液氧组合推进剂在长征火箭家族中广泛应用，具有成熟的技术基础。
丙烷和液氧组合推进剂则是长征五号运载火箭的创新之处，其采用了独立式低温流体动力学技术和低温烟气动力学技术，能够在不同环境下提供可靠的动力支持。
2.结构设计：长征五号运载火箭采用了模块化的结构设计，核心级和助推器之间通过分离机构连接。
核心级和助推器均采用环形切向分离方式，以实现火箭发射后的分离过程。
这种结构设计能够提高火箭的可靠性和降低制造成本。
3.运载能力：长征五号运载火箭具有较高的运载能力，能够将较大质量的载荷送入太空。
其采用了多级助推的设计，利用液体运载火箭的高比冲推进剂来提高火箭的有效载荷。
此外，采用了新一代的火箭动力系统，能够提供更高的推力和更长的作业时间，进一步提升运载能力。
4.供电系统：长征五号运载火箭采用了先进的供电系统，包括高能量密度的锂离子电池和高效的能量管理系统。
这些技术的应用能够提高火箭的动力性能和供电可靠性。
5.管理系统：长征五号运载火箭配备了先进的管理系统，包括火箭状态监测系统、自适应飞行控制系统和自动导航系统等。
这些系统能够实时监测火箭的运行状态，自动进行飞行控制和导航，提升火箭的操作性能和安全性。
总之，长征五号运载火箭采用了新一代的推进系统、先进的结构设计、高运载能力和先进的管理系统等关键技术，使其具有较高的灵活性、可靠性和适应性。
它的研制和应用将进一步推动中国航天事业的发展。
捕风一号卫星构型与结构优化设计
２０２０年第３８卷１２月增刊西北工业大学学报ＪｏｕｒｎａｌｏｆＮｏｒｔｈｗｅｓｔｅｒｎＰｏｌｙｔｅｃｈｎｉｃａｌＵｎｉｖｅｒｓｉｔｙＤｅｃ．Ｖｏｌ．３８２０２０Ｓｕｐｐｌｅｍｅｎｔ收稿日期：２０２０⁃０９⁃０１作者简介：单悌磊（１９８９ ），航天东方红卫星有限公司工程师，主要从事航天器机械总体设计研究㊂通信作者：白照广（１９６３ ），航天东方红卫星有限公司研究员，主要从事航天器总体设计研究㊂ｅ⁃ｍａｉｌ：ｂａｉｚｈａｏｇｕａｎｇ＠ｄｆｈｓａｔ．ｃｏｍ捕风一号卫星构型与结构优化设计单悌磊，白照广，陈寅昕，邸国栋，葛逸民，冯振伟（航天东方红卫星有限公司，北京㊀１０００９４）摘㊀要：根据捕风一号卫星的任务特点，对运载火箭㊁飞行姿态㊁设备布局㊁能源要求㊁总装测试等约束条件进行了需求分析，对卫星的总体构型进行了设计，优化了太阳翼安装形式，并最终确定了卫星的构型尺寸㊂之后依据构型设计结果，对主承力结构进行了详细设计，对主承力接头连接㊁结构减重进行了优化，并开展了力学分析与实验㊂结果表明捕风一号卫星具备高刚度和高强度的结构承载能力和良好的质量特性，并最终通过了运输环境㊁海上起竖及发射环境的考核验证，可为同类卫星的构型与结构设计提供参考㊂关㊀键㊀词：捕风一号卫星；构型；结构；优化设计中图分类号：Ｖ４２３㊀㊀㊀文献标识码：Ａ㊀㊀㊀文章编号：１０００⁃２７５８（２０２０）Ｓ０⁃０１４０⁃０６㊀㊀卫星构型设计是根据总体任务把卫星各个分系统及其仪器设备组合成一个内部和外部空间尺寸协调㊁保证卫星功能的实现㊁满足各分系统仪器设备安装要求㊁能经受运载火箭发射过程的力学环境㊁有利于卫星研制和有效载荷能力增长的卫星整体［１］㊂卫星结构设计是在构型设计基础上，进一步确定主结构形式和传力路径，并根据刚度分配㊁尺寸质量等要求选定结构材料㊁截面尺寸㊁零部件参数㊁结构连接参数等［２］㊂由于卫星构型决定了卫星结构的基本形式，因此结构设计师必须尽早地参与到构型设计工作中㊂对于微纳卫星而言，构型与结构设计耦合性更强，应该多加关注㊂捕风一号卫星由２颗技术状态完全一致的卫星组成，采用微纳卫星平台，单星质量约８０ｋｇ，有效载荷为ＧＮＳＳ⁃Ｒ微波遥感器，主要用于开展科学研究和遥感应用㊂卫星采用五百多公里的低倾角轨道，并由长征十一号运载火箭，采用海上移动平台，一箭双星发射入轨㊂本文根据捕风一号卫星任务需求，分析了运载火箭㊁飞行姿态㊁设备布局㊁能源要求㊁总装测试等约束条件［３⁃４］，对捕风一号卫星的总体构型和结构进行了详细设计，并对设计要素进行了优化，实现了高刚度和高强度的承载能力和良好的质量特性㊂设计结果最终通过了各项实验及海上发射的考核验证，各项指标均满足任务要求，可为同类卫星的构型与结构设计提供参考㊂１㊀任务需求分析１．１㊀卫星质量㊁包络㊁强度㊁刚度等需求捕风一号卫星选用长征十一号运载火箭，采用海上移动平台，一箭双星方式发射，对卫星质量㊁质心㊁包络㊁刚度㊁强度及安全性需求进行了分析，汇总如下：１）双星包络需求：＜Φ１４００ｍｍˑ１５００ｍｍ；２）双星质量需求：＜１６０ｋｇ；３）单星质心偏差需求：＜５ｍｍ；４）单星刚度需求：一阶横向ȡ２５Ｈｚ，一阶纵向ȡ５０Ｈｚ；５）环境条件需求：卫星要承受正弦㊁随机㊁冲击㊁噪声等力学条件，还要满足海上发射流程所带来的公路运输环境㊁海上运输环境㊁起竖过载环境及海增刊单悌磊，等：捕风一号卫星构型与结构优化设计上气象环境等；６）安全性需求：为了保证分离安全，卫星安装主轴与运载火箭纵轴夹角为３ʎ，并且双星最近间隙大于３０ｍｍ㊂１．２㊀飞行姿态需求卫星采用对地定向㊁三轴稳定控制方式，根据姿态控制部件以及数传天线等设备极性定义和布局要求，确定Ｘ轴（滚动轴）与飞行方向一致，Ｙ轴（俯仰轴）与轨道面法线方向一致，Ｚ轴（偏航轴）指向地面㊂１．３㊀有效载荷布局需求ＧＮＳＳ⁃Ｒ天线安装在对地面，要满足安装倾角要求，并保证视场无遮挡㊂直达辅助天线安装在对天面，保证视场无遮挡㊂上述视场中心以天线的几何中心为准㊂１．４㊀能源需求由于整星的长期功耗大㊁轨道光照不断变化等约束条件，电源分系统对星表电池片的需求面积为１．６ｍ２，太阳翼展开后与卫星纵轴夹角为１００ʎ㊂１．５㊀其它设备布局需求卫星共装载约７０台单机设备，构型与结构设计在满足刚度㊁强度要求下，还需考虑各单机设备的安装要求，如磁力矩器㊁磁强计㊁陀螺㊁动量轮㊁推力组件等设备的极性要求，星敏感器㊁太阳敏感器等设备的视场要求，锂离子蓄电池㊁电源分流板㊁ＤＣ⁃ＤＣ模块等设备的散热要求，以及其他设备的磁和ＥＭＣ要求等㊂１．６㊀总装和测试需求卫星构型设计应充分考虑卫星总装㊁起吊㊁翻转等可操作性，简化地面工装设备要求，使其具有良好的总装和测试开敞性，降低卫星总装操作难度和单机拆装难度，并尽量提高星体内部通透性和操作者可视范围㊂２㊀卫星构型优化设计与确定２．１㊀太阳翼安装形式优化由于卫星长期功耗高，能源需求大，因此要求太阳翼的面积尽量大㊂然而受运载整流罩包络的影响，进一步限制了卫星本体和太阳翼的尺寸㊂为了满足电池片布片面积需求，采用体装式太阳翼＋展开式太阳翼的组合形式开展设计㊂初步开展２种太阳翼的安装方案：方案１㊀太阳翼收拢时电池片朝向外侧，太阳翼展开方向为⁃Ｚ向，展开太阳翼对ʃＹ体装侧板有遮挡，为了弥补电池片面积不足，采用ʃＸ体装式太阳翼和ʃＹ展开式太阳翼的组合安装形式，具体见图１㊂图１㊀太阳翼安装形式（方案１）方案２㊀太阳翼收拢时电池片朝向内侧，太阳翼展开方向为＋Ｚ向，展开太阳翼对本体无遮挡，为了弥补电池片面积不足，采用ʃＸ，ʃＹ体装式太阳翼和ʃＹ展开式太阳翼的组合安装形式，具体见图２㊂图２㊀太阳翼安装形式（方案２）本文对２种太阳翼安装方案进行了对比，见表１㊂对比可知方案２具有以下优点：①整星发射状态纵向包络更小，有利于减小卫星结构的体积和质量；②整星发射状态纵向质心更低，有利于整星刚度的提高，尤其是卫星需要在厂房内与运载对接，然后随着运载水平运输至海上发射平台，因此整星质心越低，更能克服水平运输带来的风险；③展开太阳翼的尺寸更小㊁质量更小，更利于太阳翼平面度的保证；④展开太阳翼的基频更高，可以避免与整星频率的耦合㊂综上所述，无论是技术指标还是太阳翼研制可行性，方案２都更具优势，因此最终确定太阳翼展开１４１西㊀北㊀工㊀业㊀大㊀学㊀学㊀报第３８卷方向为＋Ｚ向，ʃＸ㊁ʃＹ体装式太阳翼和ʃＹ展开式太阳翼的组合安装形式，除去结构安装孔㊁设备穿舱孔㊁热控散热面等需求面积，有效太阳翼面积为１．８ｍ２，满足电源分系统１．６ｍ２使用要求㊂表１㊀２种太阳翼安装方案对比参数方案１方案２整星结构本体尺寸／ｍｍΦ８７５ˑ１０８０Φ９１０ˑ８５６发射纵向质心高度／ｍｍ５１０３７０展开太阳翼尺寸／ｍｍ１０００ˑ５１０８１４ˑ５７０展开太阳翼质量／ｋｇ２．８５２．４６展开太阳翼基频／Ｈｚ４０７７２．２㊀构型尺寸和质量的确定根据卫星总体约束条件及各分系统仪器设备的安装要求，综合考虑了机㊁电㊁热㊁指向及视场等相互之间的约束关系后，给出最终发射和飞行状态构型尺寸和质量，示意图见图３和图４：１）卫星本体：５２６ｍｍ（Ｘ）ˑ６２６ｍｍ（Ｙ）ˑ８５６ｍｍ（Ｚ）；２）卫星收拢尺寸：６５５ｍｍ（Ｘ）ˑ７０３ｍｍ（Ｙ）ˑ１０７５ｍｍ（Ｚ）（含天线和太阳翼）；３）双星发射状态最大包络：＜Φ１３９８ｍｍˑ１１００ｍｍ；４）太阳翼在轨展开跨度２２２８ｍｍ；５）双星发射质量１５８ｋｇ㊂图３㊀卫星发射状态尺寸图图４㊀卫星飞行状态尺寸图３㊀结构优化设计３．１㊀主结构的组成与确定通过对构型设计结果和各项约束条件分析，最终确定了采用 板框结合式 结构设计方案，即卫星本体采用铝蒙皮铝蜂窝板＋铝合金框架形式的主结构㊂通过选用成熟材料及加工工艺，进一步降低结构研制成本和生产周期［５］㊂主结构由底板㊁十字承力框架㊁上端承力框架㊁顶板组成主承力结构，ʃＸ侧板㊁ʃＹ侧板组成辅助承力结构㊂其中底板㊁顶板㊁侧板采用铝蒙皮铝蜂窝板，其余的框架结构采用铝合金框架㊂３．２㊀主承力连接点加强设计优化捕风一号卫星采用新研制的对接环，对接环下端面通过４个爆炸螺栓与运载适配器相连接，对接环上端面与底板连接，然后底板与十字框架连接，具体见图５㊂经过力学分析发现，十字框架与底板连接螺钉和埋件受力较大不能满足强度裕度设计要求㊂图５㊀对接环与底板和框架连接示意图为此开展了主承力连接点加强设计优化，在十字框架与底板㊁对接环连接处预埋４个主承力接头埋件，具体见图６㊂这样可以实现对接环与十字框图６㊀主承力接头埋件示意图２４１增刊单悌磊，等：捕风一号卫星构型与结构优化设计架的直接连接，不仅优化了传力路径，而且使得主承力连接点得到了加强㊂通过４处主承力接头连接，可以直接将振动力传递到框架结构上，提高了结构的承载能力㊂３．３㊀主结构减重优化设计由于受到运载能力约束，捕风一号卫星整星质量受限，这就要求结构质量占比越小越好㊂在主结构形式和尺寸确定的情况下，开展了结构质量优化设计，为结构整体减质约５ｋｇ，主要优化措施如下：１）对承力框架进行镂空设计，剔除非承载质量；在框架承载筋条上设计 Ｕ 形减轻槽，进一步降低框架质量；２）所有蜂窝板蒙皮厚度从原有的０．５ｍｍ优化为０．３ｍｍ，降低了蜂窝板蒙皮质量；３）对于ʃＸ侧板㊁ʃＹ侧板组成的辅助承力结构，开展铝蜂窝板厚度优化设计，这对于整星而言是个巨大挑战㊂因为ʃＸ侧板㊁ʃＹ侧板不仅起到辅助承力作用，还承载了体装式太阳电池片，结构板厚度越小，越容易产生相对变形，稍有不慎会导致电池片破裂㊂最终在保证体装太阳电池片安全情况下，铝蜂窝板整体厚度从原有１６ｍｍ，优化设计为１０ｍｍ㊂４㊀力学分析与验证４．１㊀分析模型建立将卫星主结构中底板㊁侧板㊁ʃＹ顶板等结构板处理为铝蒙皮＋铝蜂窝芯子的复合材料板壳单元；主承力框架用梁单元模拟；星上关键仪器设备均在其质心处简化为集中质量元，用刚性ＭＰＣ单元与结构板连接；整星模型的边界条件为对接环下端与运载连接的４个螺栓处固支约束㊂根据设计参数，利用ＭＳＣ／Ｐａｔｒａｎ软件建立了卫星有限元模型［６］，整星结构和 十字 框架有限元模型分别见图７所示㊂图７㊀整星结构和 十字 框架有限元模型４．２㊀模态分析与验证用ＭＳＣ／Ｎａｓｔｒａｎ软件对整星模型进行整星模态分析，得到卫星模态计算结果，一阶频率约６０Ｈｚ㊂然后卫星进行了专项力学实验，得到卫星整星的Ｙ向弯曲一阶频率为６１．３Ｈｚ，Ｘ向弯曲一阶频率为６９．５Ｈｚ，Ｚ向一阶频率为２５０．１Ｈｚ㊂从实验结果来看，结构设计满足运载对卫星的刚度要求，并且上述频率分析结果与力学实验结果基本吻合，证明了分析的正确性㊂５㊀主要技术特点捕风一号卫星构型和结构设计有以下特点：１）实现了电池片大面积需求和紧凑包络约束的相容性设计由于长征十一号运载火箭整流罩内部空间有限，并且卫星在整流罩内与纵轴夹角３ʎ安装，水平排列布局，进一步限制了卫星本体尺寸大小；然而卫星长期功耗较大，对于太阳翼贴片面积有着较大需求，这就要求卫星本体尽量大，造成了构型设计的矛盾和难点㊂通过不断优化构型布局，满足了卫星对电池片的大面积需求和运载对卫星的包络要求㊂２）整星结构具有高刚度的承载能力为了对比说明，定义卫星结构刚度质量因数＝基频／结构占整星质量比㊂通过对国内典型微纳卫星结构的刚度质量因数对比分析（见表２），可以发现捕风一号卫星结构的刚度质量因数其中是最高的，也就说明结构占整星质量比一致的情况下，捕风一号卫星的结构可以提供更高的刚度㊂表２㊀国内典型微纳卫星刚度质量因数比较卫星整星质量／ｋｇ结构占整星质量比／％基频／Ｈｚ结构刚度质量因数欧比特一号５３２５．３５３２．７１２９．０皮纳二号３０４１．９５４１．９９９．９微纳光学５９２４．７２３２．４１３１．０捕风一号７９３４．０６６１．３１８０．０３）卫星的质量特性较优，可控性较高通过对国内典型微纳卫星的横向质心偏离和惯量主轴与质心坐标系夹角情况对比分析（见表３），可以发现捕风一号卫星的横向质心的偏离是最小３４１西㊀北㊀工㊀业㊀大㊀学㊀学㊀报第３８卷的，有利于降低发射阶段的振动耦合响应，并且有利于降低星箭分离时卫星姿态角速度；捕风一号卫星的惯量主轴与质心坐标系最大夹角是其中最小的，可以降低在轨飞行过程的姿态耦合，有利于实现较高的姿态控制精度㊂表３㊀国内典型微纳卫星质量特性比较卫星横向质心Ｘ／ｍｍ横向质心Ｙ／ｍｍ纵向质心Ｚ／ｍｍ惯量主轴与质心坐标系最大夹角／（ʎ）欧比特一号３．３２－４．８５１８４．５２１３．８８皮纳二号２７．８９－２．３７２０８．５０９．９０微纳光学－７．７－２．１６１８３．３８６．４６捕风一号１．４４－１．２５３６８．５７４．４９４）实现了具有辅助承力结构功能属性的１０ｍｍ厚蜂窝板式体装太阳翼设计与验证作为具有辅助承力结构功能的体装式太阳翼，国内典型微小卫星皮纳二号采用铝合金的金属基板，质量密度比铝蒙皮铝蜂窝基板大；部分卫星体装式太阳翼虽然采用了铝蒙皮铝蜂窝基板，但厚度是１６ｍｍ㊂捕风一号卫星经优化设计，采用了１０ｍｍ厚度的铝蒙皮铝蜂窝基板㊂经过对比分析，捕风一号卫星体装式太阳翼基板是国内典型微小卫星中承载密度是最大的，不仅实现了整星结构的减重㊁体装太阳翼的安装保证，而且同时具备了结构辅助承力功能㊂６㊀结㊀论捕风一号卫星的构型设计是卫星完成任务的重要保证，直接影响卫星功能和性能的实现，卫星结构作为整星仪器设备载体，其设计合理性对实现卫星研制㊁降低成本㊁提升研制和发射效率具有重要作用，对于捕风一号类似的微纳卫星，二者耦合较强，本文进行了统一考虑㊂本文提出的捕风一号卫星构型与结构优化设计方法，不仅从技术层面有效解决了卫星的设计难题，很好的满足了卫星的各项要求，最终经过了卫星发射考核验证㊂并且主结构采用了大量铝合金框架，原材料成本低㊁易获得㊁易加工，为缩短研制周期㊁降低研制成本提供了工程保证，可为同类微纳卫星的构型与结构设计提供参考㊂参考文献：［１］㊀彭成荣．航天器总体设计［Ｍ］．北京：中国科学技术出版社，２０１１ＰＥＮＧＣｈｅｎｇｒｏｎｇ．ＴｈｅＳｙｓｔｅｍＤｅｓｉｇｎｏｆＳｐａｃｅｃｒａｆｔ［Ｍ］．Ｂｅｉｊｉｎｇ：ＳｃｉｅｎｃｅａｎｄＴｅｃｈｎｏｌｏｇｙｏｆＣｈｉｎａＰｒｅｓｓ，２０１１（ｉｎＣｈｉｎｅｓｅ）［２］㊀陈烈民．航天器结构与机构［Ｍ］．北京：中国科学技术出版社，２００８ＣＨＥＮＬｉｅｍｉｎ．ＳｐａｃｅｃｒａｆｔＳｔｒｕｃｔｕｒｅｓａｎｄＭｅｃｈａｎｉｓｍｓ［Ｍ］．Ｂｅｉｊｉｎｇ：ＳｃｉｅｎｃｅａｎｄＴｅｃｈｎｏｌｏｇｙｏｆＣｈｉｎａＰｒｅｓｓ，２００８（ｉｎＣｈｉｎｅｓｅ）［３］㊀刘冬妹，白照广．环境减灾⁃１Ａ㊁１Ｂ卫星总体构型布局设计与优化［Ｊ］．航天器工程，２００９，１８（６）：３１⁃３６ＬＩＵＤｏｎｇｍｅｉ，ＢＡＩＺｈａｏｇｕａｎｇ．ＤｅｓｉｇｎｏｆＣｏｎｆｉｇｕｒａｔｉｏｎａｎｄＬａｙｏｕｔｆｏｒＨＪ⁃１Ａ／１ＢＳａｔｅｌｌｉｔｅｓ［Ｊ］．ＳｐａｃｅｃｒａｆｔＥｎｇｉｎｅｅｒｉｎｇ，２００９，１８（６）：３１⁃３６（ｉｎＣｈｉｎｅｓｅ）［４］㊀徐云飞，邸国栋，白照广，等．高分一号卫星总体构形布局设计与优化［Ｊ］．航天器工程，２０１４，２３（增刊）：３２⁃３５ＸＵＹｕｎｆｅｉ，ＤＩＧｕｏｄｏｎｇ，ＢＡＩＺｈａｏｇｕａｎｇ，ｅｔａｌ．ＤｅｓｉｇｎｏｆＣｏｎｆｉｇｕｒａｔｉｏｎａｎｄＬａｙｏｕｔｆｏｒＧＦ⁃１Ｓａｔｅｌｌｉｔｅ［Ｊ］．ＳｐａｃｅｃｒａｆｔＥｎｇｉｎｅｅｒｉｎｇ，２０１４，２３（ｓｕｐｐｌ）：３２⁃３５（ｉｎＣｈｉｎｅｓｅ）［５］㊀陈寅昕，单悌磊，葛逸民，等．面向微纳卫星研制的桁架式构型与结构设计研究［Ｃ］ʊ中国航天科技集团公司科技委航天器总体技术专业组２０１７年学术研讨会，深圳：中国航天科技集团公司，２０１７：５０１⁃５０６ＣＨＥＮＹｉｎｘｉｎ，ＳＨＡＮＴｉｌｅｉ，ＧＥＹｉｍｉｎ，ｅｔａｌ．ＲｅｓｅａｒｃｈｏｎＴｒｕｓｓＣｏｎｆｉｇｕｒａｔｉｏｎａｎｄＳｔｒｕｃｔｕｒｅＤｅｓｉｇｎｆｏｒＭｉｃｒｏＳａｔｅｌｌｉｔｅＤｅｖｅｌｏｐｍｅｎｔ［Ｃ］ʊＳｙｍｐｏｓｉｕｍｏｆｔｈｅＳｙｓｔｅｍＴｅｃｈｎｏｌｏｇｙｏｆＳｐａｃｅｃｒａｆｔ，ＳｈｅｎＺｈｅｎ，２０１７：５０１⁃５０６（ｉｎＣｈｉｎｅｓｅ）［６］㊀马爱军，周传月，王旭．Ｐａｔｒａｎ和Ｎａｓｔｒａｎ有限元分析专业教程［Ｍ］．北京：清华大学出版社，２００５ＭＡＡｉｊｕｎ，ＺＨＯＵＣｈｕａｎｙｕｅ，ＷＡＮＧＸｕ．ＰａｔｒａｎａｎｄＮａｓｔｒａｎＦｉｎｉｔｅＥｌｅｍｅｎｔＡｎａｌｙｓｉｓ［Ｍ］．Ｂｅｉｊｉｎｇ：ＴｓｉｎｇｈｕａＵｎｉｖｅｒｓｉｔｙＰｒｅｓｓ，２００５（ｉｎＣｈｉｎｅｓｅ）４４１５４１增刊单悌磊，等：捕风一号卫星构型与结构优化设计ＯｐｔｉｍａｌＤｅｓｉｇｎｏｆＣｏｎｆｉｇｕｒａｔｉｏｎａｎｄＳｔｒｕｃｔｕｒｅｆｏｒＢＦ⁃１ＳａｔｅｌｌｉｔｅＳＨＡＮＴｉｌｅｉ，ＢＡＩＺｈａｏｇｕａｎｇ，ＣＨＥＮＹｉｎｘｉｎ，ＤＩＧｕｏｄｏｎｇ，ＧＥＹｉｍｉｎ，ＦＥＮＧＺｈｅｎｗｅｉ（ＤＦＨＳａｔｅｌｌｉｔｅＣｏ．，Ｌｔｄ，Ｂｅｉｊｉｎｇ１０００９４，Ｃｈｉｎａ）Ａｂｓｔｒａｃｔ：ＡｃｃｏｒｄｉｎｇｔｏｔｈｅｔｅｃｈｎｏｌｏｇｉｃａｌｒｅｑｕｉｒｅｍｅｎｔｓｏｆＢＦ⁃１ｓａｔｅｌｌｉｔｅｍｉｓｓｉｏｎ，ｔｈｅｓａｔｅｌｌｉｔｅｒｅｓｔｒａｉｎｔｃｏｎｄｉｔｉｏｎｏｆｌａｕｎｃｈｖｅｈｉｃｌｅ，ｆｌｉｇｈｔａｔｔｉｔｕｄｅ，ｅｑｕｉｐｍｅｎｔｌａｙｏｕｔ，ｅｎｅｒｇｙ，ａｓｓｅｍｂｌｙ⁃ｔｅｓｔａｒｅａｎａｌｙｚｅｄ．Ｔｈｅｃｏｎｆｉｇｕｒａｔｉｏｎａｎｄｌａｙｏｕｔｏｆｓａｔｅｌｌｉｔｅａｒｅｄｅｓｉｇｎｅｄａｎｄｔｈｅｓａｔｅｌｌｉｔｅｓｉｚｅｉｓｄｅｔｅｒｍｉｎｅｄｔｈｒｏｕｇｈｔｈｅｓｏｌａｒａｒｒａｙｏｐｔｉｍｉｚａｔｉｏｎ．Ｔｈｅｓｔｒｕｃｔｕｒｅｉｓｄｅｔａｉｌｅｄｄｅｓｉｇｎａｃｃｏｒｄｉｎｇｔｏｔｈｅｃｏｎｆｉｇｕｒａｔｉｏｎｒｅｓｕｌｔ，ａｎｄｔｈｅｍａｉｎｂｅａｒｉｎｇｅｍｂｅｄｍｅｎｔ，ｓｔｒｕｃｔｕｒｅｍａｓｓａｒｅｏｐｔｉｍｉｚｅｄ．Ｔｈｅｎｔｈｅｍｅｃｈａｎｉｃａｌａｎａｌｙｓｉｓａｎｄｖｅｒｉｆｉｃａｔｉｏｎａｒｅｃａｒｒｉｅｄｏｕｔ．Ｔｈｅｒｅｓｕｌｔｓｈｏｗｓｔｈａｔｔｈｅｈｉｇｈｓｔｉｆｆｎｅｓｓ，ｓｔｒｅｎｇｔｈａｎｄｇｏｏｄｑｕａｌｉｔｙｃｈａｒａｃｔｅｒｉｓｔｉｃｏｆｓａｔｅｌｌｉｔｅａｒｅａｃｈｉｅｖｅｄ，ａｎｄｈａｓｂｅｅｎｖａｌｉｄａｔｅｄｔｈｒｏｕｇｈｔｒａｎｓｐｏｒｔａｔｉｏｎａｎｄｌａｕｎｃｈｅｎｖｉｒｏｎｍｅｎｔｏｎｔｈｅｓｅａ．Ｔｈｉｓｐｒｏｖｉｄｅｓｔｈｅｒｅｆｅｒｅｎｃｅｔｏｔｈｅｓｉｍｉｌａｒｓａｔｅｌｌｉｔｅｃｏｎｆｉｇｕｒａｔｉｏｎａｎｄｓｔｒｕｃｔｕｒｅ．Ｋｅｙｗｏｒｄｓ：ＢＦ⁃１ｓａｔｅｌｌｉｔｅ；ｃｏｎｆｉｇｕｒａｔｉｏｎ；ｓｔｒｕｃｔｕｒｅ；ｏｐｔｉｍａｌｄｅｓｉｇｎ。
卫星有效载荷配置和布局设计方法的开题报告
卫星有效载荷配置和布局设计方法的开题报告一、选题的背景和意义随着国家科技的不断进步，卫星在现代社会的各个领域得到了广泛应用，比如通讯、导航、遥感、气象等等。
而这些领域中需要的卫星载荷也各不相同。
因此，对于卫星有效载荷的设计和配置显得尤为关键，直接影响到卫星的性能和任务能力。
虽然卫星有效载荷配置和布局设计方法已经得到了广泛研究和探讨，但是仍然存在一些问题亟待解决。
因此，本文选取这一研究领域作为研究对象，探索更加有效的卫星有效载荷配置和布局设计方法。
二、研究的目的和内容本文旨在研究卫星有效载荷配置和布局设计方法，重点探讨以下几个问题：1. 系统化解析卫星有效载荷的基本要素、性能指标和参数标准。
2. 基于已有成果，归纳总结不同类型的有效载荷及其布局方案，分析每种布局方式的优点和局限性。
3. 在不同的应用场景中，探索适用的有效载荷配置和布局设计方法。
对于每种场景，对应的设计方案如何进行？有何相关特殊技术和预算要求？4. 研究有效载荷在卫星设计和制造中所需的相关技术，如控制系统设计和通信协议等。
三、研究的方法和流程本文主要采用文献调研、案例分析和实验研究等方法进行研究。
首先，收集大量关于卫星有效载荷配置和布局设计的相关文献，从中得出有效载荷的基本概念、性能指标和设计要求等，建立有效载荷设计的理论框架。
随后，对于不同类型、应用场景的卫星，分别分析其适用的有效载荷布局方案和技术要求等，并进行典型案例分析，探讨设计方案的优缺点及优化措施。
同时，我们也会对有效载荷在卫星制造中所涉及到的相关技术和工艺进行相关实验和数据统计，并根据实验结果进行结果分析与总结。
四、预期研究结果通过本次研究，我们预期能够得出以下结果：1. 形成卫星有效载荷配置和布局设计的理论框架，清晰梳理出有效载荷相关的指标、要求和参数标准。
2. 分析整理不同类型、应用场景的卫星适用的有效载荷设计方案及其技术要求，并根据实验结果提出优化方案。
3. 提出更加有效的卫星有效载荷配置和布局设计方法，为卫星设计和制造提供参考。
卫星工程概论
计
设
计
总
分
体
反馈
系
详
统
细
详
设
优化
细
计
设
计
卫星型号的全任务周期 外部设计 概念研究 可行性方案 方案性设计 详细设计
软/硬件研制 总装/总测 靶场测试 发射入轨 在轨应用
卫星设计阶段
全部技术资料
反馈
卫星制造阶段
卫星整体及 系统软件
卫星进入空 间轨道
卫星发射阶段 卫星应用阶段
卫星总体设计的特点与要求
信息基准类
卫星上装载的为直接实现卫星在轨运行要完成 的特定任务的仪器、设备和分系统
有效载荷设计一般要求
对环境的适应性要求
力学环境 失重状态 真空状态 温度变化 空间辐射
质量、体积、功耗与可靠性要求 必须满足与卫星平台之间的特定关系 必须满足与应用系统之间的特定关系
卫星结构与机构
卫星结构 卫星机构
卫星结构的设计
设计要求
结构应以足够的强度和刚度来支持星上有效载荷和其他分 系统的正常工作
设计原则
必须有足够的供选用的设计变量 应保证所有各项设计要求的全面符合 强调品质意识和风险意识 满足设计要求的前提下考虑经济性 充分发挥分析计算的作用 尽量做到通用化、系列化、模块化
卫星机构的设计
设计要求
性力 可强 动 小电接环 可
姿态控制的任务
姿态确定 姿态控制
是研究卫星相对于某个基准的确定姿态方法。 这个基准可以是惯性基准或者人们所感兴趣的 某个基准
是卫星在规定或预先确定的方向上定向的过程， 它包括姿态稳定和姿态机动。姿态稳定是指使 姿态保持在指定方向，而姿态机动是指卫星从 一个姿态过渡到另一姿态的再定向过程
神舟五号的构造
神舟五号的构造
亦衡
【期刊名称】《中国青年科技》
【年(卷),期】2003(000)010
【摘要】国内外专家一致认为“神舟五号”飞船是比较先进的载人飞船,这主要体现在“神舟五号”的构造上。
“神舟五号”飞船采用三舱式构造,由轨道舱(也叫工作舱)、返回舱(又称座舱)、推进舱(仪器舱)和一个过渡段组成。
轨道舱是航天员工作和休息的地方,返回舱是航天员在发射、返回和驾驶飞船时所在的地方。
【总页数】1页(P28)
【作者】亦衡
【作者单位】无
【正文语种】中文
【中图分类】V423.5
【相关文献】
1.神舟五号载人飞船——观察与思考（上） [J], 张泰昌
2."神舟五号"防护耳塞揭秘 [J], 曹延召;朱卫华
3.天路行舟（上）——从“神舟一号”到“神舟五号” [J],
4.“神舟五号”防护耳塞 [J], 无
5."神舟六号"和"神舟五号" 有区别吗? [J],
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实践５号卫星有效载荷机箱结构设计和工艺
黄红锦庄国治
（中国科学院空间科学与应用研究中心１
摘要；本文详细介绍了实践五号卫星有效载荷机箱结构设计和工艺，进一步阐述了仪器结构设计的标准化和通用化，并介绍了机箱结构系统的可靠性分析。
关键词：有效载荷机箱结构设计：［艺，
≯
１、前言：
实践５号空间环境８台仪器
ＳＹ０１－５单粒子事件监测器
ＳＹ０２．５单粒子事件屏蔽效应试验
ＳＹ０３．５单粒子事件翻转试验仪
ＳＹ０４．５单粒子事件综合试验仪
ＳＹ０５－５单粒子锁定试验仪
ＳＹ０６．５高能粒子重离子探测器
ＳＹ０７．５高能电子探测器
ＳＹ０８．５辐射剂最仪
以上８台仪器两种结构尽可能采用通用化结构设计，在满足仪器设备电性能的前提ｒ保ｉ止机箱结构有足够机械强度和刚度，尽可能减少结构的外形尺寸和质量，贯彻标准化、通刖化，提高结构的可靠性．使产品达到要求。
２、技术指标
２ｌ仪器结构尺寸等主要技术指标
本仪器整体结构为长方体．传感器安装于前面板，传感器开窗与否根据各仪器的要求而定．接插什位丁＝仪器顶部，机箱是安装和保护电子元器件的重要结构，要对安装电子元器件的印制板进行布局，使机箱结构有一个最为简捷的传力途经，设计出体积小，重量轻，有很好的刚度和强度的机箱．符合设计和建造规范的要求，没有任何尖角，对人员和不会造成任何伤害。
２．２拼装式的板块组合结构
这种结构形式适用于具有多块线路板的仪器，机箱体有上盖板、左侧板、右侧扳、底扳、前面扳、后面板、支撑板、屏蔽扳、角铝等零件组成（见机箱结构简图）。
ａ本体尺寸：１８５×１２５×１６０
ｂ．最人尺寸（含凸耳）：２１４ｘ１２５×１６０
ｃ底面尺寸：２１４×１２５
ｄ安装孔：４×中４．５
ｅ＋安装尺寸：２００±０．１５×１０４±０．１５
ｆ接触面状态：安装面为平面，凸耳厚度为７ｔｍ，材料为ＬＹｌ２Ｃ２．不平度为≤Ｏ．１ｒｎｍ／１００×
１９５
１０Ｕ
ｇ接触电阻：≤５ｍＱ
ｈ．机壳材料：ＬＹｌ２ＣＺ
ｉ整机重照：２．５ｋｇ（ｆｉ－电子学线路）
２３整机环境模拟试验要求
ａ．力学试验
按型号环境模拟试验规范进行．仪器结构设计必须保证仪器具备足够的强度和刚度，在环模试验时及在轨运行时，不产生不期望的弹、塑变形
ｂ温度试验
按照型号的试验规范执行，一般为一ＩＯ。
Ｃ－一＋４５。
Ｃ
Ｃ真空试验
按试验规范进行
二．４仪器与卫星平台接口
２．４．１仪器与安装平台接口
ｎ＿安装孔：４×中４５Ｍ４螺钉
｝）安装尺寸：２００±０．１５×１０４±０．１５
２．４２仪器对ｐ旱平台的要求
凡采＿Ｌ｝Ｊ本通＿【｝ｊ设计的仪器，其传感器均装于前面板，对卫星平台的要求一般为开窗或对蒙皮有特殊要求，将根据其传感器特征分别提出。
２．４．３电连接器
电连接器位于仪器顶部．可以很方便地与平台电缆网连接，具体型号将根据卫星要求决定。
３、仪器结构设计
仪器结构一般分为传感器和电子学机箱两部分本设计为通＿【；｝ｊ设计，仅只给传感器留有他置。
３Ｉ传感器结构设计
根据硝号要求进行设计。
３．２Ｉ＿乜子学机箱设计
３２ｌ机箱设计
通Ｈ｛化机箱是由七块经多道ｌ＋序加Ｊ：而成的ＬＹｌ２ＣＺ铝板组装而成，７块铝板分别Ｊ，Ｊ盖板、左侧板、右侧扳、底板、前面板、后面板以及加固印制板用的支撑板、压条。
机箱底板和顶板，各有６道１．７ｍｍ宽的母板及支撑板固定槽．它们分别由一块８ｒｎｍ和７ｍｍＪ宁铝板加工而成。
仪器支撑扳Ｈ｛于同定印制扳母板，它的两端插入机箱、左右侧板，仪器前后面板、左矗｛！ｆ！｜ｌ扳以及屏敝扳均与它们连接，从而保证机箱有足够的刚度和强度．根据以往经验，环境模拟试验时不可能产生不期望的弹、塑变形。
仪器前后面板均为３ｍｍ厚铝板，用Ｍ３螺丝与左右侧板及机箱顶板、底扳连接。
仪器左右侧板由厚度为８ｍｍ的铝板加工而成，除插槽外，厚度为３ｍｍ，并与机箱顶、底板
相连。
仪器底扳与仪器安装凸耳为一体，底板周边为７ｍｍ厚，底极不平度≤０ｌｍｍ／１００ｍｍ：粗糙度≤６４ｕｍ。
仪器传感器同定于前面板。
上述殴计不仅保证仪器有足够的刚度和强度，对仪器调试也十分方便：拆下．底板即可插入或敬出印制电路扳，拆下前面板．即可安装传感器：前后面扳均拆下，仪器仍为一整体。
３２２印制板的安装设计
机箱共设计５块电路扳（母板不计在内）．如果仪器仅只要４块印制板，可以少插一块。
各印制电路板平行于前面板、线路板从底部插入，为提高印制电路板力学特性，设计时采Ｈ｛１．５ｍｍ厚的７×７ＬＹｌ２Ｍ的铝压条加固同定，即两端用螺丝将压条蚓定于左右侧扳，印制电路扳通过母扳与接插件连接，母板固定于支撑板上，支撑板四周与机箱紧紧相连。
３２．３屏蔽板设计
本仪器机箱设计一块１８１×１２９、厚度为１．５ｍｍ的铝屏蔽板，如图９所示插入第一块印制扳（前置放人器）后。
其目的是提高仪器扰能力。
屏蔽板设计时．采＿Ｌ｝ｊ４点吲定方式，其顶部两点闻定住支撑板上，底部两点分别同定住饥箱左也侧板，从而改善了机箱力学特性。
３２．４凸耳设计
凸耳删于仪器与平台接口（安装），本仪器凸耳四只，根据型号任务规范设计。
如幽ｌ所可：。
凸耳厚度为７ｍｍ，安装孔为０４．５，Ｍ４螺钉安装。
孔的粗糙度为１．６，棱边倒圆分别为ＲＯ５。
仪器参考孔Ｒ为左下角凸耳中心７Ｌ，仪器前后面板到凸耳的中心孔Ｂ＝８ｍｍ，Ａ＝７ｍｍ。
３．２．５电连接设计
根据型号要求决定，机箱仅只在顶部与后面板设计电连接位置。
３２６仪器标记设计
仪器标记为菱形框刻字，菱形尺寸为６０×３０，何丁机箱顶部。
３２７仪器测温点
仪器测温点根据型号要求执行。
４、机箱结构系统的可靠性及其他设计
４ｌ可靠性没计
本仪器结构设计必须确保机箱具有足够的强度和刚度，在环境试验、Ｅ行试验、住轨运行州间不产生不期望的弹、塑性变形根据以往的经验，本设计能承受上述各种试验考核已采取的可椎性措施有：
ａ支撑板设计：吲定母扳并大大增加了机箱的强度；
ｂ屏蔽板设计：为屏蔽扳而设计，同时增加了机箱的强度。
４２电磁兼容性设计
４２１抗干扰设计
本设计可以采Ｈ＝｜多处屏敝设计措施，即将干扰源（主要是高压电源）和易受干扰的电路（前
置放人器）分别屏敝，具体措旌有：
ａ前置放人器印制扳（即第一块扳）厚设置一块屏蔽板．
ｂ屏蔽板设计：根据仪器具体要求进行设计
ｃ传感器设计：传感器筒体接地屏蔽
４２．２其他设计
ａ尽可能减少电磁辐射
ｂ通刚机箱迎接电阻＜ＳｍＱ
４：ｊ温控涂层相关殴计
通瑚的机箱热设计主要是机壳温控处理，即刚极化处理，以及安装面保护。
本结构设计时已考虑剑温控设计要求，在机箱选材，材料热处理状态，机加ｒ工艺以及安装面等方面均按仪器温控设计要求进行。
５、机箱的通用化
通州机箱在空间环境各类仪器中已得到ｊ“泛应用。
实践5号卫星有效载荷机箱结构设计和工艺
作者：黄红锦， 庄国治
作者单位：中国科学院空间科学与应用研究中心本文链接：/Conference_4109950.aspx。