摘要:随着航天技术的发展，天地间数据交互容量、实时性等需求不断凸显。传统航天器信息系统基于1553B总线或RS422，LVDS等硬线直连架构传输数据，传输速率最多只能达到1Mb/s或100 Mb/s，已无法满足大容量数据实时传输的需求。本文提出一种新的系统设计方法，将地面成熟的1 000 Mb/s/10 Gb/s以太网技术应用到航天器中，构建天地一体化通信网，在天地间无线链路传输总带宽允许的情况下，较大程度提高天地间数据传输速率，同时有效减少星上电缆网配套数量，进而减轻飞行器重量。本文所提方法正在国内某大型组合式航天器设计中应用，可为后续航天器数传设计提供参考。

摘要:智能测试发射技术是智慧火箭概念的关键环节，快速机动是实现智能测试发射的重要发展方向。针对我国运载火箭测发周期较长、地面测试设备复杂、缺乏机动发射能力的情况，CZ-6运载火箭测发控系统以可靠、简易、快速、集成为主要特征。通过采用"总线为主、无线为辅、有线配合"的综合测试模式，结合军用方舱结构形式、高集成度测发设备、大流量数据传输与实时判读等关键技术，配合火箭总体实现了CZ-6运载火箭7 d快速简易测发的目标，为未来智慧火箭的智能测试发射打下了技术基础。

摘要:提出了遥感卫星高频谱效率数据传输模型，根据遥感卫星高速数据传输链路余量预留较大的特点，充分利用自由空间损耗变化和雨衰预留余量，在满足信道误码率要求条件下，通过信道估计以最大数据传输量为目标实时调整卫星编码调制方案，可较大程度解决目前遥感卫星高速数据传输遇到的硬件资源和频率资源瓶颈问题，适用于各类轨道遥感卫星的星地通信和星星通信，具有较好工程应用价值。通过对多类卫星数据传输场景的效能分析，表明其相对传统低频谱效率技术可明显提高数据传输量。

摘要:针对遥感卫星星上目标的定位及识别，本文面向快速响应应用需求，首先对星上目标定位及识别工作模式进行研究，总结出狭义和广义两种模式，其次重点对像方-物方坐标双向定位算法进行梳理，并针对典型地物目标星上自动识别算法提出研究思路，最后给出算法的应用方法流程。本文研究为快速响应产品星上智能处理提供方法参考。

摘要:针对未来空间综合电子系统总线网络发展需求，本文在介绍现有星载电子系统体系架构优缺点的基础上，提出了一种面向空间环境应用的高速高可靠实时网络总线架构。对网络协议架构、网络拓扑、工作原理及网络关键设备进行了详细介绍，该技术10 Gb/s的传输带宽、亚微秒时钟同步精度、多通道冗余传输机制能够满足未来空间环境应用需求，为未来空间电子系统网络架构研究提供借鉴。

摘要:针对目前星载处理类载荷数据处理量急剧增加的特点，提出了一种基于SERDES技术实现高速数据传输的方法。该方法通过对SERDES串行/解串原理的研究，采用了一种自适应调整SERDES输入参数的方法，解决了星载处理器要求的不同温度下FPGA芯片间高速串行数据传输固有的相位偏移的问题。实验结果表明，该方法实现了在-25~+60℃温度范围内78个通路，333 Mb/s速率的可靠数据传输，满足了项目的需求，在星上有效载荷芯片间高速数据传输中具有广阔的应用前景。

摘要:月面采样量的在轨自主测量是实现月面自主采样的必要环节。本文设计了一种月面采样装置，根据图像信息实现对月面采样量的在轨自主测量。针对图像中目标与背景灰度差较小、背景区域噪声较多的特点，采用了改进型最大类间方差法与连通标记自适应去噪方法，实现了采样区域较为准确的分割。针对单目相机无法直接获取采样区域尺寸的特点，利用已知物体尺寸进行在轨自主标定，结合图像中提取出的采样区域，完成了采样区域尺寸的计算，实现了采样量的在轨自主测量。试验结果表明，在轨自主测量结果与实际结果吻合，本文提出的在轨自主测量方法有效。

摘要:针对小卫星迅猛发展对标准化的需求，全面分析了现阶段国际标准化组织（International Standardization Organization，ISO）制定的小卫星方面的标准，给出了国际标准化工作中对小卫星的定义，小卫星与传统卫星的差异性分析，详细介绍了ISO/TC20/SC14组织制定的小卫星包括设计、发射、验证、运行4方面的国际标准和立方星标准。

摘要:基于国内标准化文件类型单一及标准应用需求多样化的现状，调研了航天领域的国外相关7个标准化组织/机构发布的标准化文件类型及其定义解释，并采用对比分析和归类研究的方法进行了研究。基于文件的权威性、制定过程的规范性、内容的规范性综合分析，航天领域国外标准化文件概括起来主要包括4个类别：正式标准、不成熟标准、指南/手册、信息文件。此外，结合国内现状，提出了国内标准化文件类型多样性的建议，以期为用户提供多层次、全方位、更丰富的标准化信息，有助于用户对标准的理解及应用实施。

摘要:文中选择大、中、小3种典型结构尺寸的发射箱，利用计算流体动力学（Computational fluid dynamics，CFD）仿真软件Fluent对发射箱蒙皮表面在导弹发射过程中的力、热环境进行了仿真分析。以铝合金材料为例，对发射箱蒙皮材料在燃气流环境中力学性能损伤情况进行了烧蚀试验研究。研究结果表明，随着烧蚀时间延长，铝合金材料力学性能损伤存在一个突变点，在1.5 s内下降不明显，但是当烧蚀时间延长至2.0 s时，力学性能急剧下降至0。该研究结果为铝合金发射箱轻量化设计、热防护设计和使用次数设计等提供了数据支撑。

摘要:国际标准化组织以及德国、美国等工业强国的智能制造标准化工作已取得大量成果和经验，其标准体系、标准制定重点领域、标准化工作模式等方面的实践为中国航天的智能制造标准化工作提供了有益参考经验。我国航天行业应大力开展航天智能制造标准体系建设，积极转化适用的国外智能制造标准，探索智能制造标准验证模式，以数字化标准作为智能制造标准的突破口，开发标准数字化应用平台及工具。

摘要:敏感器视场遮挡分析是航天器构型布局设计的重要组成部分，针对大型在轨变构型航天器敏感器视场遮挡分析工作量大、出错率高、遮挡率无法量化等特点，本文提出一种基于敏感器第一视角的视场遮挡快速分析方法。该方法通过设置第一视角图像蒙版及图像映射，模拟方锥形、圆锥形、球形等各类敏感器视场，通过逐个像素比对，计算视场遮挡率和遮挡方位。使用此方法建立了空间站敏感器视场遮挡分析系统，结果表明新方法能够显著提高视场遮挡分析效率和准确率，并且为机构类部件运动过程对敏感器视场遮挡的分析提供了有效工具。

摘要:随着飞机液压系统向高压化、大功率化方向发展，液压系统的发热及温升问题受到了广泛关注。柱塞泵作为液压系统中重要的能量转换装置，对液压系统的功率损失和温度有重大的影响，良好的柱塞泵的热分析对液压系统的热设计和温度控制有重要的意义。然而传统的柱塞泵热分析方法，如平均油温法、软件仿真法和热节点网络法，因不够准确、高效和简洁而不能满足现代飞机液压系统热分析和热设计的相关需求。本文针对飞机液压系统柱塞泵发热的相关问题，采用基于集总参数的热网络分析方法，建立了柱塞泵热网络模型，通过对柱塞泵不同工况下的仿真，验证了模型的有效性和准确性，为柱塞泵及液压系统的热分析提供了参考。

摘要:空间站主动热控系统的作用是提供和保持航天员、仪器设备和结构部件所要求的温度、湿度和风速等热环境。本文以空间载荷机柜为热控系统的基本单元，建立了以单相流体循环回路为基础、采用液冷结合风冷的冷却方式的载荷机柜数学模型；介绍了模糊增量控制算法的工作原理；提出了采用模糊增量控制算法，以液冷支路进出口温差和风冷支路冷却量占总冷却量的比值为控制目标的反馈控制策略。同时文章采用数值模拟方法研究了控制系统的动态响应效果。仿真结果显示，模糊增量控制算法具有响应迅速、超调量小、无静态误差的特点，控制策略满足有效性、稳定性和高精确度的要求。

摘要:相对于传统火箭或导弹，可重复使用飞行器的脉动压力问题更为复杂、且相关研究较少。本文采用RANS/LES混合方法模拟了可重复使用飞行器在竖立状态、跨声速飞行、超声速飞行3类典型状态下的非定常流场，并提取了典型特征位置的脉动压力。计算结果显示，竖立状态下的脉动压力发生在背风区和分离点，声压级约115 dB，频率不超过1 Hz；跨声速飞行时的脉动压力发生在机翼和尾翼上的激波振荡区域，声压级高达140 dB，频率在10 Hz左右；超声速飞行时的脉动压力发生在飞行器机翼、副翼的下表面等迎风面上出现较强逆压梯度的区域，声压级也高达140 dB，频率约为22 Hz。此外，飞行器底部等容易发生分离的部位也是容易产生较强脉动压力的位置。

摘要:为了分析不同热控涂层的性能，采用Fluent模拟了临近空间飞艇上小型散热器在20 km高空的热平衡状态。散热器分别使用S781白漆、S956灰漆及La_1-xSr_xMnO₃化合物热致变材料作为热控涂层，使用UDF（User defined function）编码对热控涂层设置随涂层温度变化的发射率。经过模拟计算，得到了在太阳垂直照射与无太阳辐射两种极端情况下不同热控涂层散热器的温度分布。仿真结果得出在太阳垂直照射下，使用La_1-xSr_xMnO₃化合物作为热控材料散热器的锂电池温度处于最佳工作温度范围，但其在太阳垂直照射与无太阳辐射情况下电源的平均温度温差为8.89 K，略大于S781白漆的温差6.57 K。模拟中，La_1-xSr_xMnO₃热致变材料发射率变化较小，约为0.11，垂直照射时温度最高的散热区域发射率可达到0.8，无太阳辐射时温度最低的散热区域约为0.69。

摘要:临近空间飞行器电子设备集成度高、体积小、功率大，导致发热量大大提高，而其又直接工作在恶劣的空间热环境，因此，空间大功率电子设备的热设计成为未来飞行器安全、高效飞行的关键因素之一。本文针对临近空间的热环境特点，结合控制单元的工作模式，采用冷板散热、热控涂层、低热阻途径以及提高换热效率等有效方法对电子设备进行热设计。在结构设计基础上，用商业软件ANSYS ICEM CFD进行前处理，用FLUENT进行模拟热仿真，并对结果进行分析后给出3种合理优化的设计方案。仿真结果表明，增加冷板边缘处面积、增大辐射散热和自然对流换热表面积的设计方案可以有效地将控制器温度控制在293.15~318.15 K高效可靠的工作温度之间。

摘要:空间热环境严重影响航天电子元器件的失效率，针对这一重要可靠性指标的计算问题，提出一种基于模糊逻辑的分析计算方法。该方法分析了温度、应力的大小及温度、形变的相对变化率对失效率的影响，有效解决了从定性分析到定量计算的过渡以及传统数学模型数据缺失等问题。本文研究为航天卫星电子元器件的可靠性分析提供有效的计算基础。

摘要:提出了一种以星上有效载荷的形式搭载在低轨综合卫星平台上的PNT服务系统，可作为GNSS系统的补充、备份和验证手段。本文总结了低轨卫星PNT服务的发展现状，提出了该低轨PNT服务系统的设计方案和总体架构，分析了系统的工作原理、服务性能以及对GNSS系统的可补充和验证性。最后给出了系统建设需要研究的几项关键技术，初步论证了该PNT系统的可行性和技术可实现性。

摘要:总结了在轨实时信息处理技术的发展现状，分析了光学遥感微纳卫星在轨实时信息处理的迫切需求，进而阐述了光学遥感微纳卫星在轨实时信息处理技术应用限制条件，在此基础上提出了光学遥感微纳卫星在轨实时处理系统设计思路。面向几类典型应用探讨了光学遥感微纳卫星在轨实时信息处理系统设计方案，为光学遥感微纳卫星在轨实时信息处理技术应用提供参考。

摘要:空间机械臂在载人航天活动中有着迫切的应用需求。航天器尺寸、质量等因素的限制使得空间机械臂具有大柔性、操作对象多以及负载变化大的特点，给机械臂的设计验证与任务验证均带来较大挑战。详细分析了空间机械臂设计验证及任务验证对多学科仿真模型的需求，完成空间机械臂多学科仿真模型建模、修正与验证工作，将修正后的仿真模型成功应用于后续中央控制器测试，在轨任务验证及数字机械臂的开发等多个方面，解决了空间机械臂任务验证的难题。

摘要:介绍了美国国防部武力转型办公室所倡导研制的TacSat-1卫星系统在战术应用性能、技术特点、关键产品及系统运行等方面设计情况。简述了在网络中心战背景下该卫星系统所要实现的联合作战战术应用样式。描述了卫星系统在星地网络、电子通信载荷以及光学载荷等方面适应战术应用的设计与技术特点。在此基础上总结出卫星自动化、模块化、通用化设计、联合作战网络化、机器与机器自主化合作以及载荷设计低成本、实用化等战术微小卫星系统研制及应用的相关结论。

摘要:航天器任务能力的指标提升，对卫星系统设计的深入、精细以及集约要求更高。以系统性能最优为终极目标，围绕任务能力开展多学科一体化设计，进而引起的产品集成、验证模式的显著改变。本文对国内外航天器多学科一体化研制模式的发展和应用情况进行介绍，分析了一体化设计的需求和内涵，并对多学科一体化协同平台的实现及探索性应用进行了研究。

摘要:微小型卫星即插即用技术的发展取决于不同总线标准接口设备能够快速集成到同一网络中的能力。SpaceWire总线技术是一种星载网络总线标准，已成为网络拓扑结构中的主干网络，而空间即插即用协议（Space plug-and-play architecture，SPA）是美国航空航天学会（American institute of aeronautics and astronautics，AIAA）在SpaceWire标准基础上为了实现快速响应计划而提出的微小型卫星即插即用标准。目前国内正在使用的卫星载荷的通信协议都是非SpaceWire接口的，比如许多小型卫星上的光纤陀螺载荷采用RS442串口通信标准，红外摄像头载荷一般采用1394b标准。本文研究了将1394b接口高速红外摄像头与RS422低速串口光纤陀螺接口集成到SPA网络的协议转换原理和片上处理器（System on chip，SOC）设计，并且在现场可编程门阵列（Field programmable gate array，FPGA）开发板上进行了软硬件验证。