小型空间相机的被动热控设计
基于VxWorks实时性航天相机管理软件设计
１ ０
长春理工 大学学报 （ 自然科学版 ）
了保 证 调 焦或 调 偏 流 的精 确性 ， 天相 机 都 加人 了 航
下， 每秒 执 行一 次 ， 可完 成像 移 补偿 计 算 、 时调 偏 实 移 时 间 设 置 、 ＡＮ 总线 检 测 、 Ｃ Ｃ Ｃ Ｄ下 电保 护 、 道 轨
高分 辨 率 的 光 电编码 器作 为 测量 机 构 ， 调 焦 或调 流 、 在 编码 器参 数 采集 、 控遥 测参 数 采集 、 Ｃ 热 Ｃ Ｄ行转 偏流 过程 中 ， 时读 取编码 器 数据进 行 闭环控 制 。 实
ｗＡ Ｇ Ｓ ａｊ，Ｘ ｉ Ｉ ｕｎ Ｎ ｈｏ ｕ Ｕ Ｗｅ，Ｊ Ｇ ａｇ Ｎ
（ ｈ ｎｃ ｕ ｓｔｔ ｏ ｐｉ ，Ｆｎ ｅｈ ｎｃ ｄＰ ｙｉ ，Ｃ ｉｅｅ ａ ｅ ｆ ｃ ｎｅ ，Ｃ ａｇｈ ｎ１ ０ ３ ） Ｃ ａｇｈ ｎＩ ｔｕｅ ｆ ｔ ｓ ｉｅ ｃａ ｉ ａ ｈｓ ｓ ｈｎ ｓ ｄ ｍｙｏ ｉ ｃｓ ｈ ｃｕ ３０ ３ ｎｉ Ｏ ｃ Ｍ ｓｎ ｃ Ａｃ Ｓ ｅ ｎ
启 或对 相机 Ｃ ＣＤ进行 下 电保 护 ； 实时 采集 相机 的温 序 的 驱动 下 工作 ， 责解 析 Ｃ 负 ＡＮ总线 指 令 和数 据 、 度 数 据 和 内部 电压 模 拟 量遥 测 ， 证 相 机 工作 在 正 完 成 相 机 拍 照 参 数 设 置 、 照类 指 令 发 送 、 环 调 保 拍 开 常 的温 度范 围 内和正 常 的电压 下 ， 保相 机安 全 ； 确 实 焦 、 闭环 调焦 、 偏 流 归零 、 调 相机 关 机等 功 能 。在 相 时采 集 相机 主控单 元 与 成像 单 元 的 通信 状 态 ， 证 机管理软件 中指令类相关任务有指令解析任务 、 保 开 相 机拍 照 相关指 令 的正 确执 行 。为 了防止 空间 环境 环 调 焦任务 、 环调 焦任务 、 流归零 任务 和关 机准 闭 偏 干扰 ， 相机 管理 软件 还要 对 内存进 行检 测 ， 防止 单粒 备 任务 。 子等 空 间效应影 响 相机 的正 常运行 。 （ ） 信类 相关 任务 负责 完成 Ｃ ３通 ＡＮ总线链 路 和 ＲＳ ２ 串 口链 路 中数 据 的发 送 和接 收 ， 中各数 据 ４２ 其
机载航空侦察相机调焦机构设计
第27卷 第12期 Vol.27 No.12
差值 4″ 3″ 3″ 3″ 1″ 4″ 1″ 1″ 2″ 0″ 4″ 2″ 3″ 2″ 5″ 5″ 2″ 1″ 4″ 1″
6结 论
本文对航空相机引起离焦的因素进行了分析，
并提出了相应的解决方法。 设计了一套高精度的调 焦机构， 该调焦机构传动误差不大于 0.015 mm， 运 动精度不大于 10″。 满足设计、 使用要求。
文献标识码： A
DOI： 10.3788/OMEI 20102712.0073
Design of Auto-focusing Gear on Airborne Reconnaissance Camera
DONG Bin， TIAN Hai-ying， ZHENG Li-na， XU Yong-sen (Changchun Institute of Optics, Fine Mechanics and Physics, Chinese Academy of Sciences, Changchun 130033, China )
75
Dec. 2010
光机电信息
OME Information
机械位置 （㎜）
-2.5
-2
-1.5
-1
-0.5
0
0.5
1
1.5
静态精度
2
2.5
2
1.5
1
0.5
0
-0.5
-1
-1.5
-2
-2.5
动态精度
表1 振动验后直线运动机构精度检测数据
水平 读数
差值
机械位置 （㎜）
4 调焦机构误差分析
调焦机构的误差主要包括调焦机构的误差和调 焦反射镜的位置精度误差[5]。 其中， 调焦机构误差主 要是指齿轮副传动的空回和直线导轨的传动误差。 采用最大误差法进行分析， 齿轮副传动的空回不大 于 0.01 mm， 直线导轨的传动误差＜0.002 mm。
月基极紫外相机光机结构设计
月基极紫外相机光机结构设计王智;李朝辉【摘要】To monitor and research 30.4 nm radiation generated by the plasmasphere,a lunar-basedExtreme Ultraviolet(EUV)camera was developed.A multilayer mirror optical system and a 30.4 nmphoton counting detector were adopted as the main body of the camera,and a two-dimensional tracingmechanism drived by a stepping motor was used to trace the earth.Aim to the vibration and impactfrom the process of satellite launching,orbit changes from earth'S to moon'S,moon landing,and thecruel temperature environment of the moon.The optical-mechanical design of EUV camera gave a con-sideration to the environmental adaptability.After the optimization by finite element analysis,it showsthat the first order resonant frequency of the optical-mechanical structure iS 49.3 Hz with the massless than 15 kg,the motion mechanism operates freely within-50～+80℃,and the mirror surfaceaccuracy(RMS)is 13.44nm(<14 nm)under the load of uniform temperature drop of 50℃.Those results meet the technical requirements of the camera.%为了对地球等离子体层产生的30.4 nm辐射进行全方位的长期监视和观测,研制了月基极紫外相机.相机主体采用多层膜单反射镜光学系统以及30.4 nm球面光子探测器的结构形式,跟踪机构采用俯仰-方位模式,由步进电机驱动实现对地球的捕获.针对卫星发射、地月变轨、月表着陆过程中的振动冲击以及月表残酷的温度环境,月基极紫外相机的光机结构设计考虑了环境(力学、温度)适应性,有限元分析结果表明,光机结构在整机质量＜15 kg条件下,一阶谐振频率为49.3 Hz；运动机构在-50～+80℃运转自如；在50℃均匀温降载荷作用下反射镜面形精度RMS值为13.44nm(＜14 nm),满足相机的技术指标要求.【期刊名称】《光学精密工程》【年(卷),期】2011(019)010【总页数】7页(P2427-2433)【关键词】极紫外相机;光机结构;等离子体层【作者】王智;李朝辉【作者单位】中国科学院长春光学精密机械与物理研究所,吉林长春130033;中国科学院长春光学精密机械与物理研究所,吉林长春130033【正文语种】中文【中图分类】V476.31 引言地球等离子体层中粒子的显著特征之一是共振散射太阳光中的极紫外（EUV）辐射，其散射强度与散射点离子密度成正比。
5、“1箭20星”中之6星(小卫星在-AIS、ADS-B-的应用)(1)
三、星载AIS应用
美国Orbcomm公司, 2008~
– Orbcomm总承,LuxSpcace研制星载AIS接收机载荷 ；
– VesselSat1(2011.10.20由印度PSLV-CA火箭发射)和 VesselSat2(2012.1.9由我国CZ-4B火箭发射)；
– Orbcomm 的 AIS 商 业 运 营 取 的 较 大 收 益 。 该 公 司 2012年上半财年星载AIS项目的营业收入为3220万美 元。
三、星载AIS应用
船舶自动识别系统（AIS）：主要用于领航及避撞， 交换船只之间的位置、路线和速度等信息。过去的AIS接 收设备一般在港口、民用船只上使用，覆盖范围有限。
2000年，国际海事组织要求所有2002年7月1日以后 建造的300吨以上国际航运船舶、500吨以上不从事国际 航运的货船和所有客船均须装配AIS发射设备。
利用卫星的高远位置特性，接收卫星覆盖区域船只发 送的AIS报文，可实现大范围内民用船只的跟踪和监视。
岸基AIS覆盖半径30~50海里 空基AIS覆盖半径200海里 星载AIS（以轨道高度600km为例）覆盖半径1500 海里
三、星载AIS应用
3.2 必要性
星载AIS系统具有巨大的民用和军事价值：
右上：TACSAT-2 右中：东大西洋和直布罗陀海峡快照 右下：阿拉伯海和波斯湾快照
三、星载AIS应用
加拿大COM DEV公司, 2005.12~至今
– 2005年完成开始仿真研究； – 2006年完成AIS接收机的地面港口实验； – 2007年完成AIS接收机的空间飞行验证； – 2008年随NTS纳星发射，AIS接收性能良好。 – 该公司希望实现AIS空间监测的商业化，原计划2011年实现3颗卫
无人机倾斜摄影简介综合及解决方案
致力于倾斜摄影，推进实景中国数字化建设近年来随着无人机技术的发展，无人机携带各种负载设备为地理信息应用提供了海量的多元数据基础，其中无人机倾斜摄影技术是近年来最热门的应用技术。
无人机倾斜摄影技术是通过无人机低空摄影获取高清晰影像数据，通过重建软件生成三维点云与模型，并结合无人机定位信息、相机姿态信息，获得地形、地面物体等三维坐标值,实现地理信息的快速获取。
是地理信息测绘领域的一门新兴技术和重要技术手段，在土地调查、农村地籍测绘、河湖治理、不动产确权、工程测量、建筑施工、农业林业、智慧城市、交通规划、BIM 设计、GIS 信息系统等领域都有广泛的应用场景，在实际作业中发挥着越来越重要的作用。
无人机倾斜摄影是通过无人机搭载五镜头倾斜摄影相机，同时从垂直、倾斜等不同角度采集影像获取地面物体全方位准确的信息。
倾斜摄影具有以下特点：1、全方位、多角度真实反映地物真实信息，极大地弥补了基于正射影像应用的不足。
2、可直接基于成果影像进行包括长度、面积、体积、角度、坡度等三维测量。
3、三维建模利用航空摄影大规模成图的特点，能够有效地降低城市三维建模成本。
实景三维模型成果的数据格式可采用成熟的技术快速进行网络发布，实现共享应用。
高清相机无人机数据采集数据处理1.全新的CNC制造工艺，合金外壳，高效散热，结构强度高，外观更精致。
2.具备接口环，深度适配DJ无人机。
3.标配OLED显示屏，能够显示包括相机POS数量、照片数量、温度、相机状态等信息。
4.五相机自动修复，无需人为干涉，保证产品工作的可靠性。
智能散热系统，保证相机工作的稳定性。
B3.0 Type-C接口，外置式数据存储模块，快速高效拷贝数据速度可达300M/S。
市场常见无人机产品种类Ø按机型分类多旋翼无人机l 机动灵活l 作业时间短l 载荷少固定翼无人机l 作业范围较大l 抗风性性好l 载荷较大复合翼无人机l 垂直起降l 航时长l 速度快1、全新 OcuSync 行业版图传系统，带来远达 15 公里的控制距离2、超强续航，空载55分钟，搭载PY501相机可续航40分钟3、电池具备自加热功能，同时支持热拔插4、双目视觉与红外感器融合的六向定位避障能力5、IP45的高等级防水防尘性能6、上升、下降、倾斜飞行等各种超高速度飞行下的机动性能7、专业航空级别的飞行辅助界面；高级双控，加强团队协作；多重冗余系统，超高可靠性前所未有的开发生态支持8、体积小，可单兵化作业，可单人携带，支持任何车型运输以及高铁运输。
卫星热控制技术
镀金：铝合金光亮镀层
镀黑镍：铝镀黑镍涂层
有机白漆，有机灰漆，有机黑漆，有机金属漆
热控涂层
涂料型
无机漆 无机白漆，无机黑漆 真空蒸发沉积金属 有机白漆，有机灰漆，有机黑漆，有机金属漆
真空沉积型
第二表面镜 其他
玻璃型，塑料薄膜型，复合薄膜型等
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热控材料和热控装置
金属基材型热控涂层
磨砂不锈钢
抛光钨铜片
泡沫隔热材料是一种多孔轻质聚胺脂固体材料，主要通过固体和气体导热 以及辐射的方式传热。
镀 铝 聚 酯 薄 膜
泡 沫 硅 橡 胶
21
热控材料和热控装置
导热填料
为了改变两接触表面之间的接触热导率，可在接触表面之间填充导热材料。
一般的导热材料有金属箔、导热脂、导热硅胶。
金属箔
导热脂
导热硅胶
22
热控材料和热控装置
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热控实例
推进舱热控
被动热控措施 • 柱段仪器圆盘对应处设置散热面 2平方米 • 外表面包覆 MLI ，在尾流罩部位 安装高温隔热屏返回舱和推进舱 之间的防热罩上包覆MLI • 内表面喷涂高发射率的热控涂层 • 舱内电子仪器设备表面进行黑色 阳极氧化处理或喷涂高发射率无 毒热控涂层
神州五号推进舱
22烷 C22H46
44
249
763
23
热控材料和热控装置
热管
热管是一种利用工质的相变和循环流动而工作的传热器件，由管壳、工质
和具有毛细结构的管芯组成。
24
热控材料和热控装置
热控涂层 隔热材料
被动热控
导热填料 相变材料
热管 辐射式主动热控
热控材料
热控
主动热控
CubeSat立方星介绍
CubeSat立方星介绍1CubeSat概述CubeSat即立方星，是一个结构形状呈立方体的微小卫星。
这种卫星虽然重量轻体积小，但是能够搭载一定的空间实验载荷开展科学实验，并且价格低廉，目前已经成为一种国际化的微小卫星标准。
CubeSat标准最初是由加州理工大学和斯坦福大学的一个团队于1998年发起的，而第一次CubeSat发射是在2003年。
标准化大大方便了卫星的测试与发射，确保了技术延续性和成熟度，并极大并降低了成本，这对于大学这样的研究机构开展相关空间方面的研究是十分有利的，同时也能调动广大学生的创新意识，因此获得了高校和研究机构的广泛关注。
之后CubeSat如同雨后春笋般出现，至今已有几十颗成功发射。
CubeSat标准定义了卫星的标准尺寸，必要的机械结构以及通用的用于卫星释放的运载适配器装置（即星箭接口，每个装置中可以容纳3颗CubeSat卫星）等（/images/developers/cds_rev12.pdf）。
立方星以“U”进行划分，所谓1U即指一个标准单元（体积10×10×10cm3的立方体，重量约1kg）。
1kg重量中按如下方式分配：●结构500g●平台系统200g●电池100g●任务载荷＜200g立方星是模块化的架构，可以“U”为单位在一个轴或多个轴上扩展，形成2U、3U甚至更大的立方星。
目前发射最多的是3U构型的立方星。
常见的规格如下：表格1-1 1U和3U立方星常见规格及技术水平表格1-2 微小卫星规格划分根据微小卫星的分类，立方星属于纳星范畴。
我国首次参加的CubeSat项目是欧洲的QB50-CubeSat工程。
QB50工程由比利时冯卡门流体动力学研究所（VKI）联合欧空局（ESA）、陕西省微小卫星工程实验室（SELM）、荷兰代尔夫特理工大学等世界多个研究机构共同提出：采用50颗CubeSat组网，实现对目前人类尚未深入涉足的低层大气进行多点在轨测量，同时在星座中开展卫星再入大气层过程的一些相关研究。
“天问一号”火星探测器关键任务系统设计
Vol. 47 No. 5Oct. 2021第47卷第5期2021年10月空间控制技术与应用Aerospace Control and Applicationhttp: 〃www. acabice. cn acabice@163. com引用格式：孙泽洲,饶炜,贾阳,等“天问一号”火星探测器关键任务系统设计[J].空间控制技术与应用，2021, 47(5)： 09-16. SUNZZ, RAO W f JIA Y, et al. Key mission system design of Tianwen-1 Mars probe [J J. Aerospace Control and Application , 2021, 47(5)： 09-16 (in Chinese). doi ： 10.3969/j. issn. 1674-1579.2021. 05.002“天问一号”火星探测器关键任务系统设计孙泽洲，饶炜，贾阳，王闯”,董捷，陈百超北京空间飞行器总体设计部，北京100094摘要：“天问一号”任务是我国行星探测的首次任务，在国际上首次通过一次任务实现了火星“环绕、着 陆、巡视”的三步跨越.“天问一号”探测器由中国空间技术研究院负责抓总研制，包括环绕器和着陆巡视器两个组成部分.对“天问一号”探测器的任务特点和概貌进行了介绍，对包括飞行过程、远距离深空通信、火 星捕获过程、火星进入下降及着陆过程、火星车解锁驶离和火面工作等关键环节的设计方案进行了描述，对“天问一号”所取得的技术成果与创新进行了总结.关键词：火星探测器；进入下降着陆；巡视勘察中图分类号：V44文献标志码：A文章编号：1674-1579(2021)05-0009-080引言2020年7月23日，“天问一号”探测器在海南文昌航天发射场成功发射,2021年2月10日，成功 捕获火星,2021年5月15日，着陆巡视器成功实现 火星进入、下降与着陆(EDL)，安全着陆到乌托邦平原(Utopia planitia)南端的预定着陆点,2021年5 月22日，“祝融号”成功驶离到火星表面并开始开展火面巡视探测，使得我国成为世界上第二个成功实现火星表面巡视探测的国家.首次火星探测任务,正式迈出我国行星探测步伐，实现了我国探测器首次登陆火星,在国际 上首次通过一次任务实现火星“环绕、着陆、巡视”的三步跨越,开拓了中国人探索认知宇宙奥秘的新局面,创造了中国人和平利用太空的新辉煌.“天问一号”任务通过一次发射实现火星环绕和着陆巡视，对火星开展全球性、综合性的环绕探测，在火星表面开展区域巡视探测.工程以环绕器环绕火星、火星车着陆火星表面，并开展科学探测为成功标志.从工程实施、技术进步的角度看，“天问一号” 任务具有重要意义，任务的工程目标可概括为[']:1) 突破火星制动捕获EDL 、长期自主管理、远距离测控通信、火星表面巡视等关键技术，实现火星环绕探测和巡视探测，获取火星探测科学数据，使我国深空探测能力和水平进入世界航天第一梯队，实现在深空探测领域的跨越.2) 构建独立自主的深空探测基础工程体系，包括设计、制造、试验、飞行任务实施、科学研究、工程管理以及人才队伍，推动我国深空探测活动可持续发展.“天问一号”任务的科学目标是：通过环绕探测，开展火星全球性和综合性探测；通过巡视探测，开展火星表面重点地区高精度、高分辨的精细探测.具体科学目标主要包括以下5个方面[1]:1)研究火星形貌与地质构造特征.探测火星全球地形地貌特征，获取典型地区高精度形貌数据,开展火星地质构造成因和演化研究.收稿日期：2021 -09 -22;录用日期：2021 -10 -13* 通信作者:E-mail ：chuangwang l980@ 163. com・10・空间控制技术与应用第47卷2）研究火星表面土壤特征与水冰分布.探测火星土壤种类、风化沉积特征和全球分布，搜寻水冰信息,开展火星土壤剖面分层结构研究.3）研究火星表面物质组成.识别火星表面岩石类型，探查火星表面次生矿物，开展表面矿物组成分析.4）研究火星大气电离层及表面气候与环境特征.探测火星空间环境及火星表面气温、气压、风场，开展火星电离层结构和表面天气季节性变化规律研究.5）研究火星物理场与内部结构.探测火星磁场特性.开展火星早期地质演化历史及火星内部质量分布和重力场研究.1“天问一号”探测器任务特点“天问一号”探测器的任务是实现火星的环绕、火面软着陆和巡视探测，相对以往月球探测任务有很大不同.主要表现在以下几个方面[2-5]:1）距离更加遥远火星距离地球最远4x108km、最近5.5x107km,而月球距离地球仅为4x105km.距离遥远带来通信路径损耗巨大，与地月通信路径损耗相比，地火通信路径最大损耗增加约60dB,导致天线难以全空间覆盖、传输实时性差及有效数据传输困难.2）自主要求更高火星至地球单程时延最大约22min,月球为1s,长的时间延迟，极大增加了深空测控通信实现难度.对于月球距离,勉强可以采用准实时遥控方式控制航天器平台和有效载荷工作,对于更遥远的火星,只能依赖于探测器自主控制能力.3）着陆过程风险更大月球着陆任务要求在12min内减速1.7km/s,火星着陆任务要求在约9min内减速4.8km/s,火星探测减速总量更多、要求更快.月球着陆过程采用发动机和着陆缓冲减速，火星着陆需要采用气动外形、减速伞、发动机及着陆缓冲减速，环节更多.而火星大气不确定度非常大，大气密度和火星风场等参数，随季节、地理位置及进入地方时不同而变化.诸多因素耦合在一起，极大影响EDL过程设计与分析.4）火星表面能源更紧张在火星轨道附近，太阳辐照强度最大值为715 W/m2,最小值为491W/m2,平均值约为地球附近的43%,同时火星存在大气衰减,到达火星表面的太阳辐射强度仅为0.2个太阳常数.极大增加了探测器热设计、能源管理的挑战和难度.2“天问一号”探测器任务概述2.1系统组成“天问一号”探测器系统由环绕器和着陆巡视器组成,着陆巡视器由进入舱和火星车组成.图1探测器组成示意图Fig.1The schematic diagram of probe composition环绕器由有效载荷、结构、测控数传、热控、综合电子、总体电路、制导导航与控制（GNC）、定向天线、太阳翼、电源、推进和工程测量等12个分系统组成.着陆巡视器由有效载荷、结构与机构、GNC、推进、热控、数据管理、测控数传、天线、供配电、伞系减速、着陆缓冲、移动和工程测量等15个分系统组成.2.2基本构型“天问一号”探测器构型为环绕器-着陆巡视器串联构型设计，环绕器与运载火箭对接，着陆巡视器安装于环绕器顶部.环绕器采用“中心承力筒+外部六面柱体”整体构型，配置2.5m口径高增益天线.着陆巡视器由进入舱和火星车组成,进入舱由大底、背罩和着陆平台组成.探测器发射入轨后依次展开环绕器太阳翼、高增益天线等.（a）发射（b）地火转移（c）两器分离弓（g）大底分离⑴开伞（e）配平翼打开（d）火星进入（h）背罩分离（i）着陆（j）机构展开（町火星车驶离图2探测器各飞行状态下构型示意图Fig.2The configuration diagram of probe in each flightstate第5期孙泽洲等:“天问一号”火星探测器关键任务系统设计・11・2.3飞行任务过程“天问一号”探测器由长征五号运载火箭直接发射至近地点约200km的地火转移轨道;探测器与运载火箭分离后，在地火转移轨道上飞行约7个月,期间经过4次中途修正和1次深空机动，在近火点处实施第1次近火制动，实现火星捕获，随后经过1次远火点平面机动和2次近火点制动，进入周期2天的环火椭圆停泊轨道;停泊轨道运行约3个月后，择机实施两器分离和火星进入；着陆巡视器采用“弹道-升力式”进入，通过气动外形、降落伞、发动机多级减速和着陆缓冲机构缓冲，软着陆于火星表面;环绕器自主升轨机动，将轨道拉起并返回到停泊轨道，在下一个近火点实施第4次近火制动进入周期8.2h的天回归中继通信轨道；90天的火面巡视探测任务结束后,环绕器实施第5次近火制动，进入周期7.8h的椭圆遥感轨道;环绕探测约一个火星年，利用火星重力场特性实现近火点漂移，实现对火星表面覆盖探测.“天问一号”探测器任务实施图3“天问一号”探测器飞行过程Fig.3The flight process of Tianwen-13“天问一号”探测器系统关键任务设计为实现“天问一号”火星环绕、软着陆及巡视探测任务，整个任务过程可分为轨道、远距离深空通信、近火捕获、EDL、火星车驶离及火面巡视探测等5个关键任务.3.1轨道设计“天问一号”探测器轨道设计包含地火转移、火星捕获、火星停泊、中继通信、遥感使命等5个阶段.3.1.1地火转移轨道设计综合考虑运载能力、探测器质量约束以及转移时间，选择短转移方案.在此基础上进一步采用深空机动，改变绕日飞行轨道的平面和大小，减小火星捕获所需速度增量.最终地火转移轨道采用“短转移+深空机动”方案.3.1.2火星捕获轨道设计捕获轨道倾角设计取决于火星进入点纬度，由停泊轨道时间倒推至火星捕获时刻，得到所需的火星捕获轨道倾角.近火点高度设计:综合考虑捕获速度增量、火星大气、最后一次中途修正、近火制动有限推力和火星非球形摄动等影响，捕获轨道近火点高度选取为400km.轨道周期设计:综合考虑轨道的稳定性、远火点平面制动的速度增量、远火点控制误差对近火点高度的影响，轨道周期选择为250.5h（约10个火星日）.远火点平面机动目标倾角设计:综合考虑遥感使命轨道近火点光照条件和火星全球覆盖需求，探测器遥感使命轨道倾角选择为86.9°.3.1.3火星停泊轨道设计综合停泊轨道两器分离前后降轨、升轨推进剂需求,以及火星摄动条件对轨道影响，选择2天周期的停泊轨道.为实现着陆区预探测要求，停泊轨道近火弧段设置于预选着陆区上空.综合两器分离速度增量（降轨、拉起）和保证进入点初始精度和遥感使命轨道倾角等因素，标称停泊轨道设计为近火点高度265km,周期为49.2h（2个火星日）的极轨椭圆轨道.探测器在停泊轨道上运行约3个月,完成着陆区预探测、落点经度微调等着陆前准备工作.3.1.4中继通信轨道设计环绕器在与着陆巡视器分离后,需调整进入中继通信轨道，实施为期约3个月的中继通信任务，并兼顾科学探测.为保证稳定的中继通信弧段，中继轨道设计成天回归轨道，考虑到停泊轨道和遥感轨道的衔接，探测器标称中继轨道选择1天运行3圈的回归轨道，轨道周期约8.2h.3.1.5遥感使命轨道设计环绕器完成3个月的中继任务之后，进入遥感使命轨道.环绕器遥感探测阶段,受推进剂以及相机成像幅宽约束，为了保证近火点成像时太阳高度角不小于10°,以及一个火星年内完成全火覆盖的任务要求，利用了火星大椭圆轨道近火点漂移特性，遥感使命轨道设计成近火点高度265km、回归周期20个火星日，一个回归周期运行圈数为63圈,・12・空间控制技术与应用第47卷一个火星年随太阳漂移一圈的环火极轨道.3.2远距离深空通信设计探测器系统的通信链路设计如图4所示,其中：1）探测器对地面站采用X频段通信,两器均具有X频段上下行链路；2）环绕器和着陆巡视器之间配备有UHF频段双向器间通信链路；3）着陆巡视器复用X频段下行链路，对环绕器进行单向数据传输.4）着陆巡视器测控包括器间通信和火星车对地直接测控两部分.测控站着陆巡视器地面应用站图4探测器系统通信链路Fig.4Probe system communication link3.2.1探测器器地测控体制1）环绕器调制方式:统一载波X频段测控体制（测控）,抑制载波调制方式（数传）.测距方式:侧音测距.测角方式：DOR差分单向侧音方式进行VLBI 观测.测速方式:双向多普勒测速，同时验证单向多普勒测速技术.信道编码:“R-S+卷积”级联码和“LDPC”编码.2）着陆巡视器调制方式:上行统一载波调制方式,下行抑制载波调制方式.信道编码:“R-S+卷积”级联码和“LDPC”编码.3.2.2器间测控体制采用UHF频段作为环绕器与着陆巡视器的双向通信频段.同时，为了提高中继通信能力，环绕器配置X频段接收机，利用着陆巡视器对地的X频段通信链路，具备将尽可能多的探测数据回传地球的能力.根据轨道特点，近火主用UHF频段通信，远火主用X频段通信.调制方式:器间UHF频段通信采用Bi-phase-L 分相码PCM信号进行BPSK调制，器间X频段通信采用BPSK体制.信道编码方式:UHF频段器间通信采用卷积（7, 1/2）码,X频段器间通信采用“R-S+卷积”级联码. 3.3火星捕获过程设计整个火星捕获过程控制，由探测器全自主完成.火星制动捕获采用“匀速率变化”控制策略，制动捕获关机策略采用双关机策略，利用开机时长和速度增量两个指标控制发动机的关机.即，以加表积分速度增量控制为主要条件，加表积分量达到标称速度增量时关机；同时，设计关机时间区间［T1,笃］约束，制动时间超出区间范围，加表积分即使不到标称速度增量，亦关机.T1时间为制动捕获最短点火时长，该时间的确定主要考虑因素：两台加表故障情况下，标称推力作用下，能够形成标称轨道点火时长.T2时间为制动捕获最长点火时长，该时间确定主要考虑因素：两台加表故障情况下，标称推力作用下，形成停泊轨道远火点高度的点火时长.火星捕获制动流程如图5所示.N关闭3000N发动机图5火星捕获制动流程Fig.5Mars capture braking process3.4EDL过程设计火星EDL过程采用“气动外形+伞系减速+动力减速+着陆缓冲”的减速方式.第5期孙泽洲等:“天问一号”火星探测器关键任务系统设计・13・1 ）进入方式:弹道-升力式；2） 气动外形:半锥角为70°的球锥形大底+球 锥形背罩；3） 伞系减速:盘缝带伞、一级减速；4） 动力减速:反推发动机、悬停避障；5） 着陆缓冲:着陆缓冲机构. EDL 过程时序图见图6.进入速度:4.8 km/s 过渡段伞系减速段气动减速段着陆缓冲段动力减速段我角配平模式石升力控制模型沖伞X 呼賢抛底E-3h E+0配平翼展开2.8马赫.着陆缓冲机构展开,雷达开始工作丸、抛背單O动力减速'悬停成像避障及缓速下降品町垂直速度1.5 m/s 浮水平速度0.9m/s 丨二着陆278s 454s 540s整个EDL 过程约540 s图6 EDL 过程时序图Fig. 6 EDL process sequence3.4.1过渡段该段主要任务是：1） 两器分离后自主启控建立并保持中继通信姿态.2） 大气进入前建立大气进入姿态.此段的结束标志是距参考火星表面高度125km （国际天文联合会（IAU ）定义的火星椭球基准）.此高度以上大气阻力和气动干扰力矩影响可忽略.该阶段主要干扰力为姿控推力器工作时的干扰力和力矩.3. 4. 2 气动减速段根据火星大气密度、制导控制策略不同具体分 为两个阶段：1） 攻角配平段距火星表面高度从约125 km （IAU 椭球基准）到约60 km （ IAU 椭球基准）.主要任务:保持进入姿态，根据配平攻角、侧滑角和滚转角等要求,进行三轴稳定姿态控制；UHF 器间通信返向链路工作，传回EDL 过程中器上关键遥测数据.2） 升力控制段距火星表面高度从约 60 km （ IAU 椭球基准） 到约10 km （IAU 椭球基准），该段主要任务如下：采用“弹道-升力控制”进行气动减速；在导航马赫数为2. 8时执行配平翼展开动作, 使进入舱标称配平攻角调整至0°,此后进入舱GNC分系统进行角速度阻尼控制；在导航马赫数为1.8执行开伞动作；UHF 器间通信返向链路工作，传回EDL 过程中的器上关键遥测数据.3. 4. 3 伞系减速段距火星表面高度从约10 km （IAU 椭球基准）到约1〜2 km （距当地实际高度）,利用降落伞进行减速,期间主要任务如下：在弹伞指令发岀后（标称马赫数1.8）,降落伞 弹射、开伞；实施大底分离和着陆缓冲机构展开动作；综合高度和速度测量信息（高度1 km 〜2 km和速度95 m/s ），实施平台与舱伞组合体分离；在此阶段，器上按飞行时序，自主执行进入舱和火星车UHF 发射机切换和工程测量设备开机和采集工作.3.4.4动力下降段距火星表面高度从1〜2 km 至火面，利用发动机进行减速,期间主要任务如下：发岀背罩抛除指令后，考虑分离安全性，延时 启动自主动力下降制导、导航与控制程序，建立着 陆巡视器动力下降初始姿态，自主打开所有着陆导航敏感器至正常测量工作模式；完成背罩规避机动,防止伞罩组合体与着陆巡视器发生碰撞；通过粗避障、悬停避障,完成安全着陆区域自主优选并落入优选安全区；在接触火星表面时，控制姿态角、姿态角速度、 垂向和水平速度满足要求；动力下降过程中利用光学成像敏感器连续对火星表面成像并存储,直至着陆至火星表面.相比嫦娥系列月球软着陆动力下降过程，火星动力下降过程初始状态（轨道、姿态）存在较大不确定性、水平机动能力有限等约束，还存在风速、地貌等不确知影响，主要任务除了减速和避障外，还要 实现水平机动规避背罩.3.4.5着陆缓冲段完成着陆触火后发动机关机控制,着陆缓冲机构完成缓冲， 实现稳定着陆.・14・空间控制技术与应用第47卷不同于嫦娥三号着陆器和嫦娥五号着陆上升组合体的配置，着陆巡视器限于构型布局及安装等约束，无法配置伽玛关机敏感器，同时鉴于接触火面时测距测速敏感器测量精度低，最终确定采用触火关机策略.3.5火星车驶离火星车利用15个火星日时间完成驶离及可视化任务,释放分离段各火星日工作项目如下：第1个火星日：完成火星车初始状态建立，包括机构解锁展开和对地通信等，进入火夜，火夜进行1h的对环绕器X频段器间通信.第2个火星日：导航地形相机、避障相机成像，进行火面全局感知.第3个火星日：载荷开机自检.第4〜5个火星日：下传全局感知图像、载荷自检数据、延时遥测数据.第6个火星日：短距离行走进行移动自检，下传延时遥测数据.第7个火星日：下传EDL过程延时遥测数据.第8个火星日：火星车驶离着陆平台，并下传驶离相关数据.第9个火星日：局部感知,用于地面规划移动至最佳国旗成像点的路径.第10个火星日:下传部分EDL过程工程测量数据.第11个火星日：火星车移动到最佳国旗成像点，并下传部分EDL过程进入舱GNC图像.第12个火星日:局部感知，用于地面规划移动至最佳WIFI分离拍摄探头释放点的路径.第13个火星日：对进入舱器表国旗进行成像.第14个火星日:火星车移动至最佳WIFI分离拍摄探头释放点.第15个火星日:火星车释放WIFI分离拍摄探头,WIFI分离拍摄探头对火星车和进入舱国旗成像并下传.驶离过程见图7.3.6火面工作火星车完成释放分离段工作任务后，进入火面巡视探测工作阶段.1）火星车寿命初期（着陆第16个火星日〜第45个火星日），以3个火星日作为一个任务周期:第1个火星日主要进行环境感知，火夜进行1h对环绕器通信,进行图像数据下传;第2个火星日主要进行科学探测;第3个火星日进行载荷数据下传以及火面移动.（a）着陆后状态（b）桅杆展开（c）坡道机构展开（d）太阳翼展开（e）定向天线展开（f）火星车车体抬升（g）火星车驶离图7火星车驶离过程构型示意图Fig.7The configuration diagram of Mars rover leaving process2）火星车寿命末期（着陆第46个火星日〜第90个火星日）,随着发电能力的降低，根据实际功率平衡情况,可选择将任务周期从3个火星日逐渐增加到6个火星日，任务周期内总的工作内容不变，增加3个火星日的时间用于待机充电.火面工作段的构型见图8.（C）太阳翼对日定向状态图8火面工作段构型示意图Fig.8The configuration diagram of Mars surface workingsection第5期孙泽洲等:“天问一号”火星探测器关键任务系统设计-15-4 “天问一号”探测器取得的技术创新“天问一号”探测器是一个全新的航天器，新技术和新产品的比例高达80%.其研制的总体思路是:瞄准当今世界先进水平，高起点地确定探测器的功能与性能指标，通过一次任务实现火星环绕、着陆和巡视，对火星开展全球立体探测和局部详细探测；针对新领域中所遇到的新问题，通过大量的设计分析、关键技术攻关和地面验证试验，突破火星制动捕获、进入/下降/着陆、长期自主管理、远距离测控通信、火星表面巡视等关键技术，在航天器总体设计、制导导航和控制系统设计、推进系统设计、热控系统设计等方面取得一系列自主创新的科研成果.4.1国际上首次通过一次任务完成火星环绕、着陆和巡视在国际上首次通过一次任务实现了火星“环绕、着陆、巡视”的三步跨越.显著增强了多目标复杂航天任务总体设计能力，面对火星环绕、着陆、巡视、探测、中继等任务耦合程度深、制约因素繁、单点环节多的难题，带动了总体设计能力和水平的巨大跨越,为后续多目标行星探测任务设计创立了新范式.显著提升了行星环境建模和模拟能力，建立了一套行星环境不确知情况下，可靠开展环境建模的方法，以及在地面开展行星环境模拟试验的方法，建设、改造了一批试验设施，为后续行星探测创立了新条件.4.2首次实现行星际飞行突破了火星探测轨道设计技术，根据一次任务实现绕、落、巡的要求，基于运载能力、测控能力等工程约束，系统开展了地火转移轨道、火星捕获轨道、调相轨道、停泊轨道、下降进入轨道、中继轨道、遥感探测轨道的规划和精确设计，建立了一套完整轨道分析和优化算法.突破了行星际飞行高精度高可靠轨道控制及复杂环境下环绕器多模式自主协同管理技术,实现了探测器在轨安全可靠飞行.4.3首次实现地外行星表面着陆构建了首次火星“进入、下降与着陆”任务设计匹配、协调的指标体系，全面掌握了EDL过程相关分系统的性能边界和设计裕度.全新设计了适用于火星稀薄大气减速的气动外形.突破了稀薄大气、二氧化碳介质下的高减速气动外形设计关键技术.构建了首次火星进入与着陆任务相关的标准环境模型和扰动模型，形成了一套适用于火星EDL 任务的火星空间环境和表面环境规范.提出了满足“一次发射实现绕、落、巡”的飞行任务设计方案，在兼顾了火星车中继要求与遥感全火覆盖要求的同时,实现了EDL最优进入窗口和最优进入角设计.4.4首次实现地外行星表面巡视突破了火面松软、崎岖地形下高效、安全巡视技术.国际首次在星球探测器上采用主动悬架系统，可实现尺蠖运动、抬轮、车体抬升等多种运动形态，相对传统被动悬架，爬坡及越障能力得到显著提升.突破了火面弱光照、沙尘条件下能源安全技术,首次在星球探测器上使用自主休眠、唤醒技术,火星车自主根据沙尘程度,进入最小工作或断电休眠状态，沙尘过后自主唤醒，解决火星车遭遇沙尘天气后的能源安全问题.突破了地火通信受限情况下的高效探测技术.设计了基于简单指令的高效探测模式，解决了地火通信码速率受限情况下的多载荷多模式高效探测的难题.设计了精准移动与定点探测相结合的高效探测模式，实现了一次规划完成多点探测的目标,解决了地火交互频繁导致探测效率低的问题.突破了地火通信受限情况下的自主生存技术.设计了火星车智能运行体系，解决了火星车在日凌等地火无通信情况下的长期生存问题.5结束语“天问一号”探测器圆满完成了我国首次火星探测的任务目标，突破了大量关键技术，取得了一批具有自主知识产权的自主创新科研成果.这些成果可用于其他天体表面着陆、巡视等后续深空探测任务，有力地促进了航天技术的发展，同时带动了其它相关学科和领域的技术进步，推动了我国科技自主创新能力的提升.参考文献[1]耿言,周继时，李莎，等.我国首次火星探测任务[J].深空探测学报,2018,5(5):399-405.GENG Y,ZHOU J S,LI S,et al.A brief introduction ofthe first Mars exploration mission in china[J].Journal。
二次成像光学被动无热化设计
Abstract： The theory of passive optical athermalization design was introduced， and the thermal defocus in a reimaging optical system was analyzed． A method for accomplishing an athermalization design in a reimaging optical system was proposed by designing athermalized objective lenses and relay lenses． The graphical design methods for a system composed of four lenses made of three kinds of materials were studied， and the design process was given in detail． In addition， an IR reimaging optical system operating in LWIR was designed by using three common optical materials Ge， ZnS and CdTe． The result showed that the system performed very well at athermalization and achromatism in the temperature range from － 60 ℃ to 70 ℃ ． Key words： passive optical athermalization； infrared optical system design； reimaging
空间站舱外载荷接口要求-最新国标
空间站舱外载荷接口要求1 范围本文件规定了空间站舱外载荷支持方式、标准舱外载荷接口要求、非标准舱外载荷接口要求、舱外载荷进出舱要求、其他要求以及接口验证要求。
本文件适用于空间站舱外载荷的接口设计与验证。
2 规范性引用文件下列文件中的有关条款通过引用而成为本文件的条款。
凡注日期或版次的引用文件，其后的任何修改单（不包含勘误的内容）或修订版本都不适用于本文件，但提倡使用本文件的各方探讨使用其最新版本的可能性。
凡不注日期或版次的引用文件，其最新版本适用于本文件。
GB/T 35439 空间站应用有效载荷安全性、可靠性与维修性保证通用要求GB/T 34829 空间站应用有效载荷数据通信规范GB/T 42178 空间站气闸舱进出货物接口要求GB/T XXXX 空间站载荷入站确认要求GB/T XXXX 空间站载荷网通信规范GB/T XXXX 空间站机械臂操作对象接口要求3 术语和定义下列术语和定义适用于本文件。
3.1 舱外载荷 external payload安装在航天器结构壳体外表面、直接暴露于外太空的有效载荷。
3.2 标准舱外载荷 standard external payload按照标准的机械、供电、信息及热接口要求设计，通过舱外载荷适配器提供接口支持的舱外载荷。
4 舱外载荷支持方式4.1 标准舱外载荷规格空间站标准舱外载荷有中、小型两种规格，其参数应符合表1的规定。
表1 标准舱外载荷规格参数4.2 标准载荷支持方式及载荷适配器规格4.2.1 空间站在问天实验舱、梦天实验舱配置载荷适配器，为中、小型标准舱外载荷提供机械、供电、信息和热接口支持。
4.2.2 载荷适配器根据是否具备导热换热能力，分为载荷适配器I 型（无导热能力）和载荷适配器II 型（有导热能力）2种，载荷适配器II 型配置流体回路组件及导热冷板。
4.2.3 空间站共配置4种载荷适配器，除特殊标明外，本文件所提到的载荷适配器描述同时适用于下列4种载荷适配器：a) 问天实验舱载荷适配器I 型， b) 问天实验舱载荷适配器II 型， c) 梦天实验舱载荷适配器I 型， d) 梦天实验舱载荷适配器II 型。
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国家 ８ ６ ３计划项 目资助
～
２ ０ １ ２年 １ １月 １日收到 第一作者简介 ： 钱
婧， 女， 助理研究员 ， 研究 方向 ： 空 间相机热 控技
术Hale Waihona Puke 。Ｅ － ｍａ ｉ ｌ ： ｈ ｉ ｔ ｑ ｊ ＠１ ６ ３ ． ｃ ｏ ｎ。 ｒ
件 发 热影 响 Ｊ 。而 小 相 机 的 电子 系 统 与 光 学 系 统
１ ． １ ． １ 芯 片本 身的温升 芯片 可简 化 为一 双 热 阻 模 型 ， 热 阻 的定 义 及 测 试 方 法可 参见 Ｊ Ｅ Ｄ Ｅ Ｃ组 织 的 Ｊ Ｅ Ｓ Ｄ ５ １系列标 准 。 在设 计 当 中 ， Ｆ Ｐ Ｇ Ａ芯 片 上方 添 加 铝 制 散 热 块 ，
△ ＝ — ＝Ｑ Ｒ （ １ ）
能量 波 动 就 足 以 使 小 相 机 发 生 明 显 的 温 度 波 动 。
因此 在热 设 计 上 首 先 要 做 好 与 空 间 环 境 以及 卫 星
平 台 的隔热 。小 相机 温度 指 标 为 ： 光 学 镜 头 温 度 在
一
１ ０～ ４ ０℃ ， 波 动 小 于 ２℃ ； 相 机 基 板 温 度 在 一１ ０
热 器件 为 图像 获取 与处 理 电路 。
小 相 机 开 机 工 作 表 １ 小相机主要器件功耗表 时总功耗为 ６ Ｗ， 主要 器件 功耗 见表 １ 。
主要部件 功 耗
１ ． ６ ５ Ｗ １ ． ９ Ｗ ２ ． ３ ５Ｗ
１ 热设计
１ ． １ 功率器件在 Ｐ Ｃ Ｂ
小型 空 间相机 广 泛 用 于 平 台 的空 间环 境 观测 。
在 ０～ ３ ０℃ 。
受 安 装数 量 、 位置及卫星平 台资源等 限制 ， 必 须 降 低功耗、 体 积 和重 量 。各 国航 天小 型 空 间相 机 通 常 从 器 件级 、 部 件 级 的集 成 设 计 开 始 ， 同 时在 功 能 设 计 上具有 通 用化 的 特 点 ， 能 够 针 对 不 同 的技 术 要 求 进行 多 种组 合 以满足 航 天器 在轨 应用 的需 要 。 某 星载 小 型 空 间相 机 （ 以下简称小相机 ） 由光 学 镜头 、 图像 获 取 与处 理 电路 、 机械 结 构 、 温 度控 制 等 四个 功能 模 块组 成 ， 实 现 光 机 电一 体 化 。其 中发
热流影响。为确保相机在轨 正常运行 并拥有较高 的成像 品质 ， 需要对 相机 热控设 计。对相机 各种 传热 环节进行 了详细 的设 计分析 ， 并通过 外热流分析确定辐射散热 面， 建立 了热仿真模 型。运 用 阻容 方 法分 析传 导路 径上 的热 阻及 热容 ， 证 明 内部 热
容可 以应对 Ｆ Ｐ Ｇ Ａ芯 片的短时间功率增加。热平衡试验证 明采用的热设计手段 可以保 证小相机的正常工作 。 关键词 小 型空间相机 Ｖ ４ ４ ７ ． ３ ； 热设计 阻容分析 Ａ 热分析 热平衡试验 中 图法 分类号 文献标志码
⑥
２ ０ １ ３ Ｓ ｃ ｉ ． Ｔ ｅ ｃ ｈ ． Ｅ ｎ ｇ ｒ ｇ ．
小 型 空 间相 机 的被 动 热 控 设 计
钱 婧 饶 鹏 夏 晖
（ 中国科学 院上海技 术物理研究 所 ， 上海 ２ ０ ０ ０ ８ ３ ）
摘
要
小型 空间相机 的电子、 光学和机械器 件高度集成于狭小 空间， 相机成像 质量 受电子器件发 热及机械 部件传 导入 的外
第１ ３卷
第 ８期
２ ０ １ ３年 ３月
科
学
技
术
与
工
程
Ｖｏ １ ． １ ３ Ｎ ｏ ． ８ Ｍａ ｔ ．２ ０ １ ３
１ ６ ７ １ —１ ８ １ ５ （ ２ ０ １ ３ ） ０ ８ — ２ １ ５ ０ — ０ ６
Ｓ ｃ ｉ ｅ ｎ ｃ ｅ Ｔ ｅ ｃ ｈ ｎ ｏ ｌ ｏ ｇ ｙ ａ ｎ ｄ Ｅ ｎ ｇ ｉ ｎ ｅ ｅ ｒ ｉ ｎ ｇ
板 上 的板级 热 设计
Ｆ
小 相机 的功率器 件 包括 Ｆ Ｐ Ｇ Ａ， Ｃ ＭＯ Ｓ及 电源 器 Ｃ Ｆ 件， 这 些器 件从 器件 结点 到 Ｐ Ｃ Ｂ的温 升 主要 由两 部
分组成。
传 统 的空 间 相 机 将 电 子 系 统 与 光 学 系 统 分 离 开来 ， 单独 设 计 ， 以保 证 光 学 系 统 温 度 不 受 电子 器
图 １ 芯 片的双 热阻模型
８期
钱
婧， 等： 小型空间相机 的被动热控设计
Ｆ Ｐ 的功耗为 １ ． ９ Ｗ， 结壳热阻 ＝ １ ｗ ／ ℃， 其温升 △ 为１ ． ９ ｏ Ｃ。在热测试当中， 测量壳温 ，
同样 利用 式 （ １ ） 估 计芯 片结 温 。 Ｆ Ｐ Ｇ Ａ芯 片 的结 壳热 阻 Ｒ 远 小 于结 板 热 阻 Ｒ ， 热量 主要 从 壳 上 通 过 散 热 块 导 走 。但 也 有 一 部 份 热 量通 过 Ｐ Ｃ Ｂ板 导 出 ， 这导 致 式 （ １ ） 计 算 出 的 会 稍微 偏 大 ， 在设 计 中， 偏 大 值 作 为 一 种 设 计 余 量
集 成设 计 在一 起 ， 被 动热 设 计 必 须 相 应 考 虑 光 学 系 统 的控温 与 电 路 板 的散 热 一 体 化 设 计 Ｊ 。同时 ，
小 相 机热 容较 小 ， 易受 外部 环境 的影 响 ， １ Ｗ 量 级 的
通过 导热 胶 与芯 片壳 体 接 触 ， 主要 热 量 由散 热 块 导 出， 芯 片结点 到芯 片壳 体 的温 升为
考虑 。
１ ． １ ． ２ Ｐ Ｃ Ｂ板 上 的温 升
为降低安装面上的接触热阻 ， Ｐ Ｃ Ｂ使用铝制压条
固定 到壳体 上 ， 在 压 紧过 程 中 ， 要求 Ｐ Ｃ Ｂ板有一 定变 形， 以保证 跟铝 制壳 体 接触 良好 。设 计 时 ， 依 经 验假