FY_2C星电源分系统及其在轨性能
FY系列说明书
京药管械（准）字2003第2540038号（更）产品标准号：YZB/京0033-2003-------------------------------------------------------FY系列医用保健制氧机产品使用说明书本产品通过：欧盟CE0197认证 EN ISO 9001认证 EN IS0 13485认证医疗器械产品质量认证医疗器械质量管理体系认证谢谢您购买亚奥系列产品，使用产品前请仔细阅读本说明书并请阅后妥善保管，以备日后查阅感谢您使用亚奥制氧机亚奥FY系列医用保健制氧机是由我公司在1992年开发、研制成功的中小型系列医用分子筛制氧设备。
产品符合国家食品药品监督管理局颁布的医用分子筛制氧设备通用技术规范（《YY/T0298—1998医用分子筛制氧设备通用技术规范》）的各项标准，并通过了北京市食品药品监督管理局的市场准入审定，可以为您提供可靠的服务。
亚奥制氧机采用压力传感控制模式，按分子筛的最佳工作气压值设定为切换控制点，其优点是一是防止过高的气压对分子筛的破坏；二是在气压低的情况下，包括空压机长期运转磨损供气量下降后，以及海拔升高空气稀薄时，都可自动调整流程程序，防止分子筛的粉化，保证氧气高浓度的产出，从而整体延长了制氧机的使用寿命。
亚奥制氧机采用的是目前国际上领先的低压流程设计，其优点一是产氧速度快，3分钟左右氧气浓度即可达到90%以上；二是低压运行安全、稳定，并可减小各类组件的磨损，又有利于延长制氧机的使用寿命。
亚奥制氧机的品质保证不仅仅体现在保修期比较长，而且还承诺氧浓度保证，具体请参照《保修证书》。
为了让您购置的制氧机能提供满意的服务，请您在使用前详细阅读说明书，全面了解和掌握你所购置机型的性能及正确的操作、维护方法。
特别警告使用亚奥制氧机前，必须认真阅读本说明书，按要求操作，并且在医生的指导下使用。
急需用氧者及重症患者在使用本装置时必须自行配置钢瓶氧、液态氧气系统或氧气袋等备用，应付可能出现的如停电、自然灾害、机器故障等供氧停止现象。
轨道交通牵引电机智能综合测试系统设计
开发了城市轨道交通 变频电机
试系统，
了不同 工况下的空载和负载试
验⑸。
提了 新型城轨用 电机
动性能的试验方法，得 了 190 kW城轨用交
流变
电机的 、制动性能测试参数及性能
试曲线⑹。丹运用 电机
动轴报警检
） 测系统，
了电机振动检测（7 。 京交通大学魏
星原
于旋转变压器的电机转速与转 量技
（ ） ,实现了 电机转速/转角的测量 8 。 海电机
文献标志码：A
文章编号：1001-6848(2021)06-0071-05
Design of Intelligent Compretensive Test System for Traction Motor in Rail Transit
XIE Yongchao1，2， WU Canhui3， YAN Jun1，2，LI Huabo1，2 (1. School ef Informatioo Scnncc and Engineering，Central South Unjersj，Changsha 410083，China ；
针对轨道交通牵引电机的检修与维护需求，轨
道交通 电机智能综合测试系统（如图1所示）包
系统 电 、 交流电
机 、 试电机
及四象限变
和 系统 （ 系统 和
采
）% 试电机及四象限变
的
采用四象限变 （M700-10403200D/200kVA）交流
母线回馈的方
能量回收，实现能量的循环
用%
轨道交通 电机 能 合 试系统的工 原
2. School O Control，Hunan Railway Professional Technology College，Zhuzhoo Hunan 412001，China ； 3. Hunan Xinee Intelligenr Technolofy Co., Ltr.，Zhuzhoo Hunan 412001，China)
第5章 三相异步电动机的基本原理(电机及拖动基础)
第五章三相异步电动机的基本原理主要讲授内容：三相异步电动机的工作原理、结构、运行特性、等效电路、参数测量、转矩转差的关系等，是必须掌握的内容，使本课程的重点。
是在现代工业中正被大量应用的机电能量转换装置，是后续课程《电力拖动》课程的基础。
讨论：三相异步电动机What？三相异步电动机的用途、结构？How？三相异步电动机的工作原理？第一节三相异步电动机的结构及额定参数一、异步电动机的主要用途和分类用途：异步电机主要用作电动机，拖动各种生产机械。
异步电动机的优点：结构简单、容易制造、价格低廉、运行可靠、坚固耐用、运行效率较高和具有适用的工作特性。
采用现代电力电子功率器件和计算机技术可得到良好的调速性能。
已经取代直流电动机，成为应用广泛的调速系统。
异步电动机的缺点：功率体积比较小。
功率因数较差。
直接接电网运行时，必须从电网里吸收滞后的励磁电流，使它的功率因数总是小于１。
通过控制器可以使这一缺点得到改善。
异步电动机运行时，定子绕组接到交流电源上，转子绕组自身短路，由于电磁感应的关系，在转子绕组中产生电动势、电流，从而产生电磁转矩。
所以，异步电机又叫感应电机。
二、异步电动机的分类从不同角度看，有不同的分类法：（1）按定子相数分有①单相；②三相异步电动机。
（2）按转子结构分有①绕线式；②鼠笼式。
后者又包括单鼠笼、双鼠笼和深槽式异步电动机。
此外，根据电机定子绕组上所加电压的大小，又有高压、低压异步电动机之分。
从其它角度看，还有高起动转矩、高转差率、高转速异步电机等等。
异步电机也可作为异步发电机使用。
单机使用时，常用于电网尚未到达的地区，又没有同步发电机的情况，或用于风力发电等特殊场合上。
在异步电动机的电力拖动中，异步电机回馈制动时，即运行在异步发电机状态。
风叶铁心绕组轴承滑环绕线电动机转子笼型绕组导条端环1、异步电动机的定子：异步电动机的定子是由机座、定子铁心和定子绕组三个部分组成的。
（1）定子铁心：是电动机磁路的一部分，装在机座里。
基于低轨卫星互联网的双模通信终端技术
基于低轨卫星互联网的双模通信终端技术目录一、摘要 (2)二、内容概括 (2)三、双模通信终端技术原理 (3)1. 低轨卫星互联网技术 (5)2. 双模通信终端技术概念 (6)四、低轨卫星互联网技术 (7)1. 低轨卫星互联网发展现状 (9)2. 低轨卫星互联网的优势与挑战 (10)五、双模通信终端技术 (11)1. 双模通信终端技术原理 (12)2. 双模通信终端技术分类 (14)六、基于低轨卫星互联网的双模通信终端设计 (15)1. 硬件设计 (16)a. 天线设计 (17)b. 信号处理模块 (18)c. 电源管理模块 (20)2. 软件设计 (21)a. 系统软件 (21)b. 应用软件 (23)c. 数据传输协议 (24)七、基于低轨卫星互联网的双模通信终端实现 (26)1. 系统硬件选型与集成 (27)2. 系统软件开发与调试 (28)3. 系统测试与验证 (28)八、结论与展望 (30)1. 双模通信终端技术的优势与应用前景 (30)2. 未来发展趋势与研究方向 (32)一、摘要本文档重点探讨了基于低轨卫星互联网的双模通信终端技术，低轨卫星互联网以其高速度、广覆盖、低延迟的特点在现代通信领域起到了不可替代的作用。
双模通信终端技术作为实现陆基与卫星网络无缝连接的关键，整合地面通信网络与传统卫星通信网络的优势，显著提高了通信系统的灵活性和可靠性。
本文主要介绍了双模通信终端技术的概念、设计原理、技术难点以及实现方式，同时探讨了其在现代通信领域的应用前景，特别是在偏远地区通信、应急通信以及全球互联网连接等方面的潜在价值。
本文旨在为相关领域的研究人员和技术开发者提供理论基础和实践指导，推动基于低轨卫星互联网的双模通信终端技术的进一步发展。
二、内容概括本文档主要围绕“基于低轨卫星互联网的双模通信终端技术”涵盖了该技术的背景、发展现状以及未来可能的应用前景。
在背景方面，随着全球互联网的快速普及和扩展，网络覆盖范围和通信质量的需求持续提升。
新型深海地温梯度测量设备(FY2)研发
DOI: 10.16562/ki.0256-1492.2020092702新型深海地温梯度测量设备（FY2）研发李佳伟1，陈洁2，徐行1，潘飞儒2，罗贤虎1，俞欣沁1，罗新恒21. 中国地质调查局广州海洋地质调查局，广州 5107602. 珠海市泰德企业有限公司，珠海 519082摘要：随着海底地热学研究的不断深入，对海底地热测量仪器的技术指标提出了更高要求。
基于前期自主研发的FY1自容式微型温度测量记录仪，经过大量实践数据与经验积累，研制出新型的FY2自容式微型温度测量记录仪。
为验证FY2的性能，在实验室恒温水槽和南海北部陆坡深水海域对FY1和FY2进行了仪器校验和比测，结果显示FY2的测量分辨率优于0.000 1 ℃，测量准确度优于±0.001 5 ℃，比测点的海底热流值为78 mW/m 2。
实验结果证实FY2探针不仅具有高分辨率、高精度、性能稳定的特点，而且测量效率高，可为海底热流探测与研究提供新一代可靠的技术支持。
关键词：地温梯度；深海沉积物；海底热流；温度计中图分类号：P738.6 文献标识码：AA new equipment for deep-sea geothermal gradient measurement (FY2)LI Jiawei 1, CHEN Jie 2, XU Xing 1, PAN Feiru 2, LUO Xianhu 1, YU Xinqin 1, LUO Xinheng 21. Guangzhou Marine Geological Survey, Guangzhou 51076, China2. Zhuhai Taide Enterprise Co.Ltd., Zhuhai 519082, ChinaAbstract: The seabed geothermal research has become a common component of integrated marine geological survey nowadays and high requirements are raised to the technical performance of instruments for seabed measurement. Based on the FY1, the self-contained miniature temperature measurement recorder independently developed by Guangzhou Marine Geological Survey, a new type of self-contained miniature temperature measurement recorder, FY2 in abbreviation, was developed after summarization of previous practicce data and survey experiences.In order to verify the performance of the FY2, efforts have been devoted to the instrument calibration and the comparison of the FY2 to the FY1in laboratories under a constant temperature flume as well as in the deep water area on the northern slope of the South China Sea. Results show that the resolution of the FY2 is higher than 0.000 1 ℃, and the precision is higher than ±0.001 5 ℃. The seabed geothermal flow value of the measuring point is 78 mW/m 2; indicating an excellent performance of the new equipment. The new equipment also has high efficiency, and may provide strong technical support for the research of seabed geothermal flow.Key words: geothermal gradient; deep sea sediments; seabed geothermal flow; temperature data logger海底热流是海盆及其陆缘热状态最直接的体现，是研究不同尺度地质构造热演化，评价海域天然气水合物和油气资源的重要约束[1]。
航天二次电源
航天器二次电源设计俞可申上海空间电源研究所前 言本文根据航天器电源的特殊要求，对电路以定性分析为主，对二次电源的设计进行了阐述。
介绍了二次电源在设计和测试的运用实例。
内容有：电路设计，储能电感设计，运算放大器增益设计技巧，噪声抑制方法等，还介绍使用示波器常见问题分析等内容。
2目 录1 概述 (4)2 航天器电源系统 (5)2.1航天器电源 (5)2.2电源系统结构 (5)3航天器二次电源设计 (6)3.1 二次电源特性及要求 (6)3.2 二次电源设计 (7)3.2.1二次电源基本电路 (7)3.2.2储能电感设计 (8)3.2.3运算放大器增益设计技巧 (10)3.2.4散热设计 (11)3.2.5 噪声抑制方法 (13)3.3使用示波器常见问题分析 (16)31 概述众所周知，所有航天器都需要电源才能工作，而航天器是一个有多种不同功能单元组成的庞大系统，对电源而言，这些单元都是有着各种不同功率和用电要求的负载，必须设计高可靠，高性能，适配性强的电源，才能保证航天器在设计寿命内可靠安全运行，甚至可以延长航天器的使用寿命。
19世纪末，俄国科学家齐奥尔科夫斯基已经在他的著作中第一次科学地论证了借助火箭实现宇宙飞行的可能性。
1957年10月4日，苏联拉开了人类航天的新序幕，苏联人用卫星号运载火箭将世界上第一颗人造地球卫星——卫星1号送入太空，卫星1号为球状，重约83.6Kg，直径约58Cm, 距地面的最大高度为900公里，卫星绕地球一周需1小时35分，这颗卫星在轨运行了92天。
时隔一个月，同年11月3日，苏联又发射了第二颗人造地球卫星——卫星2号，卫星为锥型，重量约508kg，这颗卫星搭载了一只“莱伊卡”的小狗进行生物试验，还进行了一系列空间环境试验。
1958年1月31日，美国进行了美国人将一颗重18磅的“探险者1号” 卫星送入太空。
1961年4月12日，世界上第一艘载人飞船东方-1飞上太空，苏联航天员加加林乘飞船绕地飞行108分钟，安全返回地面，成为世界上进入太空飞行的第一人。
遥感-风云二号
• 风云二号系列静止气象卫星是我国第一代静止气象卫 星，计划发射5颗，即风云二号A/B/C/D/E，两颗试 验星（风云二号A/B），三颗业务星（风云二号C/D/ E）。 • 风云二号A星于1997年6月10日发射成功，风云二号 B星于2000年6月25日发射成功，姿态均为自旋稳定， 只有一个三通道扫描辐射计，设计寿命3年。从风云 二号C星起，扫描辐射计由三个通道增加到五个通道， 在性能上较风云二号A/B两星有较大的改进与提高。 风云二号C星和D星已分别于2004年10月19日和20 06年12月8日年发射。 E星与2008年 12月23日西昌 卫星发射中心用长征三号甲运载火箭成功发射。
FY-2A
• 风云二号A星是中国的第一颗自旋稳定静止气象 卫星，于1997年6月10日由长征三号火箭从西昌 发射中心发射升空。定点于东经105度的地球同 步轨道上 。主要功能是对地观测，每小时获取 一次对地观测的可见光，红外与水汽云图。
FY-2B
• 风云二号B星于2006年6月25日晚在西昌卫星发射中 心由长征三号运载火箭发射升空，并在7月3日晚成功 定位于东经105°赤道上空。 • 卫星姿态为自旋稳定，自旋速率为每分钟100±1转， 设计寿命为3年。 • 风云二号B星的最大特点是可以对观测区域实施多时 次的频繁观测，特别适合于监测生命史短而危害大的 强对流灾害天气系统的发生和发展。卫星定点于东经 105哧道上空，处于我国中部区域，主要任务是获取 可见光、红外云图和水汽分布图；收集和转发气象、 海洋、水文等环境监测资料；转发数字展宽云图，广 播天气图传真云图；监测空间环境。
FY-2C
• FY一2C气象卫星发射后经历了运载主动段、转 移轨道段、准同步轨道段和同步轨道段4个阶段， 经过5．5 d的飞行及控制，于2004年10月24 日J顷利定点于东经105。赤道上空。2005年6 月正式开始业务运行。 • C星较AB两星扫描辐射计通道由原来的3个增加 N5个，可获取白天可见光云图、昼夜红外云图和 水汽云图，收集气象、海洋、水文等观测数据， 播发展宽数字图像、低速率云图资料，监测空间 环境数据等；卫星的定量观测能力进一步增强， 可对台风、降水、海温、云层、太阳辐射、空间 粒子辐射等进行定量监测。
C波段固态大功率放大器的理论研究与设计
硕士学位论文
C波段固态大功率放大器的理论研究与设计
姓名:邢靖
申请学位级别:硕士
专业:电子与通信工程
指导教师:唐万春;商坚钢
20081209
C波段固态大功率放大器的理论研究与设计
5.学位论文李良朝S波段大功率固态放大器及径向波导功率合成器研究2007
本论文重点研制千瓦级S波段高功率微波固态功率放大器系统,工作频率2.0~2.3GHz,通过径向波导合成器合成6路200W固态功率放大器模块输出
1KW功率。
为实现该固态功率源,本论文对高功率微波固态功放的关键技术如宽带匹配技术、功率合成技术进行了讨论分析;对千瓦级微波固态放大器控制系统做出了详细的分析,给出了测量驻波、增益、温度、电流、功率等的电路图,设计了基于DSP的控制系统,为千瓦级系统成功构建打下坚实基础:利用场匹配理论推导了径向波导功率合成器的场表达式,导出了散射系数的矩阵方程,导出了导纳表达式,通过导纳转换即可获得S参数,为利用Matlab编程计算反射系数、传输系数、隔离度等奠定了基础;采用理论分析与仿真软件相结合的方法,设计出一个基于径向波导的功率合成器,CST软件仿真结果表明该合成器在驻波比小于1.1情况下,工作频率1.3-3.3GHz,合成效率达到96%,隔离度优于-6dB,功率容量1.5KW左右;调试了200W功率放大器,调试结果表明该放大器工作频率为2.0~2.3GHz,增益达到(14.2±0.5)dB,饱和输出功率达200W,最大功率附加效率达60%;加工测试了一个6路径向波导功率合成器,测试结果表明该合成器与仿真结果比较吻合,下一步改进加工工艺、减小装配误差后可以用于合成6路200W固态功率模块。
9.学位论文刘炜平面微波功率合成器的研究2007
本篇论文的研究对象为一种应用于毫米波(26~40GHz)段的宽带功率合成网络。作者首先,对各种经典的功率合成网络进行了详细的分析、对照,决定采用Wilkinson来实现毫米波宽带功率合成网络。其次,基于宽带Wilkinson理论,分别设计了单支节(经典的单级Wilkinson)、两支节和三支节
低倾角轨道微小遥感卫星的热设计及验证
第２８卷㊀第１１期２０２０年１１月㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀光学精密工程㊀O p t i c s a n dP r e c i s i o nE n g i n e e r i n g㊀㊀㊀㊀㊀㊀V o l ．２８㊀N o ．１１㊀㊀N o v ．２０２０㊀㊀收稿日期:２０２０Ｇ０５Ｇ２８;修订日期:２０２０Ｇ０６Ｇ２３．㊀㊀基金项目:科技部重大专项资助项目(N o ．２０１６Y F B ０５００９０４)文章编号㊀１００４Ｇ９２４X (２０２０)１１Ｇ２４９７Ｇ１０低倾角轨道微小遥感卫星的热设计及验证柏㊀添１,孔㊀林１∗,黄㊀健１,姜㊀峰１,张㊀雷１,２(１．长光卫星技术有限公司,吉林长春１３００３３;２．中国科学院大学,北京１０００４９)摘要:为了满足卫星平台热控指标及空间相机桁架的精密控温需求,同时尽量降低卫星主动热控功耗,合理规划了卫星热传递网络,并进行了相机高精度控温设计.根据卫星结构布局㊁单机功耗分布和低倾角空间外热流特点进行了任务分析,确定了热设计的重点和难点.然后进行了卫星热控系统的详细设计,通过标定测温电路,采用多层表面均温措施和开设各组件间的热交换通道,合理利用整星资源进行了一体化热控设计,并进行了热仿真分析.最后开展了卫星热平衡试验,对热设计方案进行验证.卫星在轨飞行数据表明,卫星各单机温度处于－０．５~２８．８ħ,相机桁架的温度波动和均一性小于ʃ０．１５ħ,在轨平均功耗为９．３W ,满足平台的控温指标与相机的成像需求.热控分系统质量为１．５k g ,仅占比整星质量的３％,为低成本商业遥感卫星的热设计奠定了良好的基础.关㊀键㊀词:商业遥感卫星;低倾角轨道;热设计;热试验;在轨飞行中图分类号:V ４７４．２㊀㊀文献标识码:A㊀㊀d o i :１０．３７１８８/O P E ．２０２０２８１１．２４９７T h e r m a l d e s i g na n d v e r i f i c a t i o no fm i c r o r e m o t e Ｇs e n s i n g s a t e l l i t e i n l o w i n c l i n a t i o no r b i tB A IT i a n １,K O N GL i n １∗,HU A N GJ i a n １,J I A N GF e n g １,Z H A N GL e i １,２(１．C h a n g G u a n g S a t e l l i t eT e c h n o l o g y L T D ．C O ,C h a n gc h u n １３００３３,C h i n a ;２．U n i v e r s i t y o f C h i n e s eA c ade m y of S c i e n c e s ,B e i j i ng １０００４９,C h i n a )∗C o r r e s p o n d i n g a u t h o r ,E Ｇm a i l :k o n g l i n ＠c h a r m i n g gl o b e ．c o m A b s t r a c t :T h e r e i san e e dt os a t i s f y t h e t h e r m a l c o n t r o l r e qu i r e m e n t so f s a t e l l i t e p l a t f o r m s ,a c h i e v e p r e c i s e t e m p e r a t u r e c o n t r o l o f s p a c e c a m e r a t r u s s e s ,a n dm i n i m i z e t h e p o w e r c o n s u m pt i o no f t h e r m a l c o n t r o l s y s t e m s ．I n t h i s s t u d y ,t h eh e a td i s s i p a t i o nc h a n n e l o f t h ee l e c t r o n i c e q u i pm e n tw a s p l a n n e d r e a s o n a b l y ,a n d t h e h i g h Ｇp r e c i s i o n t e m p e r a t u r e c o n t r o l o f a s p a c e c a m e r aw a s d e s i gn e d ．F i r s t ,m i s s i o n a n a l y s i s w a s p e r f o r m e d b a s e d o n t h e s a t e l l i t e s t r u c t u r el a y o u t ,t h e p o w e rc o n s u m pt i o n o ft h e e l e c t r o n i c e q u i p m e n t ,a n d t h e h e a t f l o w i n l o w i n c l i n a t i o n o r b i t ,a n d t h u s ,t h e k e y a n d d i f f i c u l t p o i n t s o f t h e t h e r m a l d e s i g nw e r e i d e n t i f i e d ．N e x t ,ad e t a i l e dd e s i g no f t h e s a t e l l i t e t h e r m a l c o n t r o l s ys t e m w a sc a r r i e do u t ．A c a l i b r a t i o n m e t h o df o rt h et e m p e r a t u r e m e a s u r e m e n tc i r c u i t w a s p r o p o s e d ,a m u l t i l a y e r Ｇs u r f a c et e m p e r a t u r e e q u a l i z a t i o n a p p r o a c h w a s a d o p t e d ,a n d h e a t e x c h a n ge c h a n n e l s b e t w e e nd if f e r e n t c o m p o n e n t sw e r e o p e n e d ．H e n c e ,t h e e n t i r e s a t e l l i t e r e s o u r c e sw e r e r e a s o n a b l y us e d f o r i n t e g r a t e d t h e r m a l c o n t r o l d e s i g n ．F i n a l l y ,s a t e l l i t e t h e r m a l b a l a n c e t e s t sw e r e p e r f o r m e d t o v e r i f yt h e t h e r m a l d e s i g n．T h e t e m p e r a t u r eo f t h es a t e l l i t e i no r b i t i n d i c a t e s t h a t t h ee l e c t r o n i ce q u i p m e n t t e m p e r a t u r e r a n g e s f r o m－０．５t o２８．８ħ,a n dt h et e m p e r a t u r ef l u c t u a t i o na n du n i f o r m i t y o f t h e c a m e r a t r u s s a r e l o w e r t h a nʃ０．１５ħ．I na d d i t i o n,t h ea v e r a g e p o w e r c o n s u m p t i o no f t h e t h e r m a l c o n t r o l s y s t e mi no r b i t i s９．３W,w h i c hs a t i s f i e st h et e m p e r a t u r ec o n t r o l i n d e xc o n d i t i o n so ft h e p l a t f o r ma n d t h e f o c u s i n g r e q u i r e m e n t s o f t h e c a m e r a．T h ew e i g h t o f t h e t h e r m a l c o n t r o l s u b s y s t e m i s １．５k g,w h i c ha c c o u n t e d f o r o n l y３％o f t h e t o t a l s a t e l l i t ew e i g h t．T h i s s t u d y l a y s a g o o d f o u n d a t i o n f o r t h e t h e r m a l d e s i g no f l o wＧc o s t c o m m e r c i a l r e m o t eＧs e n s i n g s a t e l l i t e s f o r f u t u r e i n v e s t i g a t i o n s．K e y w o r d s:c o m m e r c i a l r e m o t eＧs e n s i n g s a t e l l i t e;l o wi n c l i n a t i o no r b i t;t h e r m a l d e s i g n;t h e r m a l t e s t;f l y i ng i no r b i t１㊀引㊀言光学遥感卫星在包括资源调查㊁自然灾害监测以及环境保护等空间对地观测领域,扮演着重要角色.世界各国对遥感卫星观测数据高时间㊁高空间分辨率和高稳定性的要求不断提高[１Ｇ２].微小卫星星座组网或编队容易获得高的时间分辨率和观测覆盖性,缩短重访时间,达到甚至超越大型卫星的功能,因此是世界航天发展的趋势[３].美国的S k y s a t卫星质量约为９０k g,对地观测和视频成像的分辨率接近亚米级. 鸽群(F l o c k) 系列卫星质量则很轻,约为３k g,传感器视场角小,分辨率在米级水平,但凭借在卫星数量上的优势,能够实现更短的重访周期[４].阿根廷S a t e l l o g i c公司也计划创建一个大型对地观测星座[５],预计２０２３年实现３００卫星同时在轨的目标.国内的长光卫星技术有限公司也在积极组建光学遥感星座,２０１９年６月 吉林一号 星座入轨第十三颗卫星,与之前发射的卫星进行组网.该卫星是长光卫星技术有限公司探索短周期㊁低成本㊁高分辨率㊁高集成度卫星技术的又一突破.星上主载荷是一台低倾角轨道高分辨率推扫成像相机.该卫星整星质量约为４０k g,在５７３k m低倾角轨道下相机分辨率为１．０６m.为保证相机的在轨成像质量和指向精度,相机的主要部组件需在全寿命周期内保持较高的温度稳定性[６].目前,光学遥感卫星主要采用太阳同步轨道,鲜有采用低倾角轨道的案例,对低倾角遥感卫星热设计的报道几乎没有.相比太阳同步轨道,低倾角轨道上的卫星对低纬度地区有着更高的重访周期,但低倾角轨道的热流环境变化更为复杂,卫星(特别是遥感相机)的热设计难度更大.卫星运行的低倾角轨道β角在－６７ʎ~＋６７ʎ间交替变化,导致空间热流波动大,卫星最长会经受约为７天的全阳照时间;整星承力筒既为卫星单机安装提供附着点和支撑,也充当相机的 遮光罩 ,承力筒一面长期对日,导致承力筒的温度不均匀增大,影响光学系统的温度稳定性;卫星质量轻,受热扰动温度变化明显,单机一体化程度高,热流密度大,单机自身散热困难,且由于单机安装于承力筒上,单机的温度波动会间接导致光学组件的温度波动,故亟待开辟新的散热途径.该星研制成本低㊁周期短,分配给热控的资源少,除相机㊁蓄电池以外,其余单机均采用被动热控.总的来说,低倾角轨道所带来的全阳照时间,单机一体化程度高㊁热流密度大㊁安装位置特殊,相机热控精度要求高,承力筒材料导热系数低㊁温度不均匀等给整星热控设计带来很大挑战.本文给出了详细的卫星热控设计方案,并经过地面试验和在轨飞行验证了该热控系统设计的正确性和合理性.２㊀卫星概述卫星主要由相机组件㊁承力筒㊁大综电系统㊁飞轮以及推进系统等部分组成.承力筒是整星的主承力结构㊁材料为碳纤维.整星没有严格意义的单机舱.根据坐标系,卫星外表面可划分为＋X,－X,＋Y,－Y,＋Z,－Z共６个方向,结构布局如图１所示.相机通过隔振垫与承力筒相连,单机主要集中布置在承力筒－Y侧.整个承８９４２㊀㊀㊀㊀㊀光学㊀精密工程㊀㊀㊀㊀㊀第２８卷㊀力筒为整星所有单机组件提供固定安装界面并承受作用在卫星上的静力和动力载荷,同时起到相机 遮光罩 的作用,卫星一体化程度高.为了满足光学相机的在轨成像要求,相机桁架的在轨全寿命温度均匀性ɤʃ０．４ħ,全寿命温度稳定性ɤʃ０．２ħ,且温度水平在１５~２５ħ可调.图１㊀ 吉林一号 卫星总体布局F i g ．１㊀O v e r a l l l a yo u t o f J L Ｇ１s a t e l l i t e 星上核心部件大综电分系统由多个单机构成,包括数传端机㊁测导单元㊁中心机㊁配电热控单元㊁电源控制器和成像处理单元等,峰值热耗约为８５W .卫星主要部件的控温指标如表１所示.表１㊀热控分系统技术指标T a b ．１㊀T e c h n i c a l i n d i c a t o r s o f t h e r m a l c o n t r o l s ys t e m (ħ)组件名称热控指标电子学单机－１０~４５蓄电池１０~３０星敏感器－３０~４５星敏安装面１８ʃ１相机主体温度１０~３０(目标温度２０,轴向温差ɤ４)相机桁架热控调焦调焦温度范围１５~２５,在轨全寿命温度均匀性ɤʃ０．４,全寿命温度稳定性ɤʃ０．２太阳电池阵－７０~１２０天线－９０~９０３㊀外热流分析外热流的准确分析是热设计和热试验的基础.卫星轨道的β角越大,单轨阳照时间越长,卫星散热能力越差.当地球位于冬至点时,太阳辐射热流最强,卫星的β角变化是－６７ʎ~６７ʎ.故本文利用软件计算了两个极端工况(β＝０ħ,夏至日和β＝６７ħ,冬至日)的外热流,结果如图２和图３所示.图２㊀低温工况(夏至日&β＝０)热流F i g ．２㊀H e a t f l o wo f l o wt e m pe r a t u r e c o n d i t i on 图３㊀高温工况(冬至日&β＝６７ʎ)热流F i g ．３㊀H e a t f l o wo f h i g h t e m pe r a t u r e c o n d i t i o n 由热流分析结果可知:卫星三轴对日状态下,除对日面(＋X 面)以外,其余各向热流较小,均可做卫星散热面,但由于卫星结构限制,仅－Y 面为主要散热面,且散热面的散热能力受到展开帆板温度水平的影响.高温工况中,从＋X 面热流可以看出,卫星处于全阳照轨道段,热环境极为恶劣,对日面热量累积比较大.与低温工况热流相比,－X 面热流有所减小,导致高温工况下承力筒的温度不均匀性加剧.且帆板长期处于高温度９９４２第１１期㊀㊀㊀㊀柏㊀添,等:低倾角轨道微小遥感卫星的热设计及验证水平,散热面散热能力下降,整星热控面临严峻挑战.４㊀热设计任务分析热控分系统在轨长期功耗不能超过１２W,质量小于１．５k g.所处空间热环境复杂,热设计难度大,主要体现在:相比太阳同步轨道,低倾角轨道卫星所处空间热环境更加复杂㊁恶劣.单轨阳照时间变化大,存在７d左右的全阳照时间.全阳照会使整星热量累积,散热通道受阻,整星温度升高,碳纤维承力筒温度不均匀性加剧,相机所处环境条件更加恶劣.相机桁架杆热控指标高,给测温精度和控温精度都提出了较高的要求.在整星质量较小㊁热惯性较低的情况下,抑制外热流扰动,保持相机内部温度稳定难度很大[７].为满足高分辨率成像需求,桁架杆在轨全寿命周期的温度稳定性要小于ʃ０．２ħ,均匀性小于ʃ０．４ħ.大综电分系统集成度高㊁热流密度大㊁承力筒热导率低,主要依靠散热面进行散热,散热通道单一,散热效率受单轨阳照时间限制.５㊀热控系统设计卫星在轨主要工作模式有:三轴对日模式㊁推扫成像业务模式㊁对地数传业务模式以及实时数传业务模式等等.其中,三轴对日整星功耗约为４０W,成像模式功耗约为１００W,数传模式功耗约为１４０W,实时数传模式功耗约为１７０W.最长数传时间为６００s,最长成像时间为３００s,发热功率主要集中在大综电分系统,功耗非常集中,热流密度大.结合卫星的任务特点和所处的低倾角轨道环境,在 被动热控措施为主,主动热控手段为辅 的前提下,提出了一系列有针对性的热控措施,实现相机的高精度控温,保证卫星平台工作在合适的温度区间.５．１㊀整星散热面开设方案总体上,除入光口㊁散热面以及有视场要求的位置以外,其余表面基本都包覆了多层隔热组件,尽可能减小外热流变化对卫星的影响[８].单机主要布置在整星的－Y侧,且无结构件将单机与空间环境隔离,故直接实施多层隔热组件来满足热控㊁结构及电子学方面的隔离需求.通过在多层隔热组件上面开口的方式开设散热面.为了使不常工作单机和大功耗单机均处于合适的温度区间,需要精确计算散热面面积.计算结果再代入仿真计算中进行校核,最终确认散热面面积.在估算中,卫星布置单机的－Y侧通过多层隔热组件吸收和辐射的热量可忽略,通过散热面接收空间外热流,并向空间辐射热量.根据上述条件,散热面吸收的热量Q１为:Q１＝Q内＋αˑq１ˑA＋εˑq２ˑA,(１)其中:Q内为内热源热量,q１为太阳直射和地球返照的入射热流,q２为地球红外的入射热流,α为散热面太阳吸收率,ε为散热面表面发射率,A为散热面面积.散热面辐射的热量Q２为:Q２＝AˑεˑσˑT４,(２)其中σ为斯忒藩Ｇ玻尔兹曼常量.当热平衡时,有:Q１＝Q２．(３)将估算结果代入仿真计算中进行迭代分析,最后确定在整星－X向㊁－Y向分别开设面积约为０．０５,０．１３m２的散热面,位置如图４所示,散热面为一层F４６膜.图４㊀卫星散热面示意图F i g．４㊀C o o l i n g s u r f a c e o f s a t e l l i t e ５．２㊀相机热设计卫星的主载荷为２６０m m口径同轴反射式相机,如图５所示,次镜安装于桁架杆顶端,主要由三根桁架杆来保证主㊁次镜的位置关系,桁架的材料为钛合金,线胀系数约为９ˑ１０－６K－１,所以保证三根桁架杆温度的均匀性和稳定性至关重要.００５２㊀㊀㊀㊀㊀光学㊀精密工程㊀㊀㊀㊀㊀第２８卷㊀图５㊀相机布局示意图F i g ．５㊀L a yo u t o f c a m e r a 与太阳同步轨道的相机有所不同,该相机所处轨道外热流变化复杂,且单机安装位置离相机近,易对相机温度造成扰动,影响热控调焦精度.采用的热控措施如下:桁架共设置了４个主动控温加热区,如图６所示.加热片直接粘贴在桁架表面,粘贴好加热片以后,整体粘贴一层导热石墨片,然后包覆１０单元的多层隔热组件.每根桁架杆的温度都可单独调整,通过合理分配加热区功率,优化控温算法,保证了桁架的轴向温差和径向温差都优于０．８ħ.图６㊀桁架加热区布置局示意图F i g ．６㊀L a y o u t o f t r u s sh e a t i n g z o n e 在整星承力筒－Y 侧(单机安装面),即承力筒内壁铺设１０单元多层隔热组件,如图７所示,以此来隔绝单机热源对相机的影响.否则单机的热耗会使桁架局部温度偏高,无法满足桁架杆的温度均一性指标,而且过大的单机热量传递到相机会使桁架杆温度调节范围变窄.图７㊀承力筒内部多层位置F i g ．７㊀P o s i t i o no fm u l t i Ｇl a y e r i n s i d e c yl i n d e r 桁架杆上粘贴两层导热石墨片,粘贴后钛合金材料的桁架杆等效导热系数可提升至８０W m －１ K －１,从而提高桁架的等温性.由于桁架杆需要单独的控温区间,需要减小桁架杆与其他组件的温度耦合,才能满足精确控温指标;而采用聚酰亚胺隔热垫不能满足相机结构的刚度指标,故将桁架底部安装面铣出凸台,并将凸台镂空,尽可能增大接触热阻,减小桁架杆与其他组件热耦合的同时满足结构安装及力学特性.为了保证桁架的测温精度,需要标定相机测温用的热敏电阻,热敏电阻标定后,在１５~２５ħ具有小于ʃ０．１ħ的互换精度.同时还需对星上的测温电路进行标定.利用标准电阻模拟热敏电阻对应温度下的电阻值,接入星上测温电路,然后对测温电路输出的十六位码值进行修正,可使测温电路的测温精度在ʃ０．０３ħ以内,从而满足测温精度需求.承力筒采用均温措施,主要通过在承力筒表面和承力筒多层隔热组件最外层薄膜的内表面铺设导热石墨片的方法,将热量由承力筒受照面导向背阴面,从而减小承力筒各区域的温度梯度[９],保证相机桁架温度的均一性和稳定度,如图８所示.５．３㊀单机设备热控设计单机集中布置在碳纤维承力筒的－Y 侧,碳纤维承力筒导热差,不利于单机间的热量相互传导,各单机温度差异大.功率密度大的单机(如大综电分系统)温度水平高,任务期间温升快,连续任务后热量难以及时导出,需要开设较大面积的散热面.而不开机单机则无常值功耗(如S 向飞１０５２第１１期㊀㊀㊀㊀柏㊀添,等:低倾角轨道微小遥感卫星的热设计及验证轮),要保证其零度以上的待机温度且不消耗主动热控资源,散热面不能过大.综上,单机设备的热控设计要统筹考虑各单机的在轨工作状态,保证其在适宜的温度区间工作,由于锂电池安装在综合电箱上,为防止综合电箱对其温度产生影响,采用聚酰亚胺垫隔热安装,且安装面也需要包覆多层聚酰亚胺以进一步隔离综合电箱对锂电池的加热.同时在锂电池的其他面开设一定面积的散热面,并辅以主动热控,可精确地将锂电池控制在１９~２０ħ.图８㊀承力筒均温措施示意图F i g ．８㊀T e m p e r a t u r e e q u a l i z a t i o nm e a s u r e s o f b e a r i n gs t r u c t u r eS 飞轮需要与承力筒隔热安装(S 飞轮安装位置的承力筒温度低于－１０ħ),并将S 飞轮可与承力筒进行辐射换热的面用多层隔热组件包覆,进一步防止承力筒拉低S 飞轮温度,S 飞轮其他面外漏并喷涂黑漆,加强与其他单机的辐射换热.大综电分系统集成了数传终端㊁测导一体机㊁中心机㊁配电热控单元㊁电源控制器和成像处理箱等单机,质量小于５k g ,峰值功耗大于８０W .单机主要通过－Y 侧的散热面进行散热,该散热面的散热能力受展开帆板温度的影响较大.４５ʎ低倾角轨道卫星存在全阳照时间段,为散热带来巨大压力.另一方面,推进贮箱在轨无功耗,且位于舱外,仅依靠多层隔热组件等被动热控手段,无法满足其０ħ以上的温度接口要求.综合考虑后,将推进朝向大综电单机侧不用多层包覆,并用导热石墨片将两者连接(如图７所示).可将大综电单机热量导向推进贮箱,有效利用了星上废热进行热设计,既满足了大综电系统的散热需求,又满足了推进贮箱的保温要求,节约了整星资源.推进贮箱为了在轨长期保持０ħ以上的温度,除了与大综电分系统形成热交换通道以外,还在推进贮箱多层隔热组件靠近帆板位置开设了吸收帆板热量的窗口(如图９所示),进一步确保在不消耗主动热控资源的情况下维持推进贮箱及电磁阀长期处于０ħ以上.图９㊀推进贮箱换热示意图F i g ．９㊀H e a t t r a n s f e r o f c h a n n e l p r o pu l s i o n t a n k ５．４㊀主动热控措施为满足整星低热控功耗的要求,在不影响卫星性能的前提下,整星热设计优先考虑被动热控手段,尽可能减少主动热控回路数量和功耗以降低卫星成本㊁缩短研制周期.整星仅对含热控调焦的主载荷相机㊁决定无控定位精度的星敏支架以及蓄电池提供主动热控手段,共计１０路电加热回路,设计功耗１４W .其中用于相机热控及调焦共７路,蓄电池控温２路,星敏支架１路.卫星主动热控以最低的回路数量和热控功耗满足了总体对热控分系统的要求.６㊀热分析计算根据上述热设计方案,利用有限元热分析软件对该卫星进行建模.卫星主要划分为壳单元,并对导热石墨片㊁螺钉㊁隔热垫等物体进行简化处理,用等效热耦合的方式进行代替,热模型如图１０所示.在仿真计算中,根据前述外热流分析和卫星在轨长期姿态㊁单机工装状况㊁热控涂层退化等情况,确定了两个热分析极端工况.２０５２㊀㊀㊀㊀㊀光学㊀精密工程㊀㊀㊀㊀㊀第２８卷㊀图１０㊀卫星热分析模型F i g．１０㊀T h e r m a l a n a l y t i cm o d e l o f s a t e l l i t e ６．１㊀低温工况太阳常数取最小值１３２２W/m２,取β角为０ʎ;单面镀铝聚酰亚胺薄膜性能按寿命初期定义,参数为αs/ε＝０．３６/０．６９;F４６膜性能按寿命初期定义,参数为αs/ε＝０．１３/０．６９;天线等喷涂的S７８１白漆性能按寿命初期定义参数为αs/ε＝０ １７/０．８５;帆板电池片按最大光电转化效率计算,参数定义为:αs/ε＝０．７７５/０．８５;相机㊁数传等任务系统均不工作,其余各单机按功耗最小配置;桁架杆目标温度分别为２０ħ和２５ħ.６．２㊀高温工况太阳常数取最小值１４１２W/m２,取β角为６７ʎ,为全阳照模式;单面镀铝聚酰亚胺薄膜性能按寿命末期定义,参数为αs/ε＝０．５/０．６９;F４６膜性能按寿命末期定义,参数为αs/ε＝０．３/０．６９;天线等喷涂的S７８１白漆性能按寿命末期定义参数为αs/ε＝０．４/０．８５;帆板电池片按最小光电转化效率计算,参数定义为:αs/ε＝０．９１５/０．８５;任务模式按一轨成像一轨数传的模式配置,各单机按功耗最大配置;桁架杆目标温度分别为２０ħ和２５ħ.依照上述工况进行热分析,相机桁架杆及各电子学单机的热分析结果如表２所示.热分析结果显示,各热控措施效果明显,各单机均在要求范围内,桁架杆温控满足指标要求,但余量较小,由于分析软件的主动热控算法与卫星温控算法有差异,故桁架的温控指标需待热试验时进行进一步验证.表２㊀卫星不同工况典型位置温度T a b．２㊀T y p i c a l p o s i t i o n t e m p e r a t u r e o f s a t e l l i t eu n d e rd i f fe r e n tw o r kc o n d i t i o n s(ħ)名称低温工况高温工况温度要求主镜温度１９．６~２０．３１９．５~２０．４次镜温度１９．３~２０．５１９．５~２０．５１８~２２背板温度１８．０~１９．０１８．５~２０．１＋Y桁架温度１５．２~１５．５２４．７~２５．１１５．３~１５．５２４．４~２４．７温度均匀性ɤʃ０．４,稳定性ɤʃ０．２＋X桁架温度１４．７~１５．１２４．８~２５．１１５．７~１６．０２４．８~２５．２－X桁架温度１５．０~１５．４２５．１~２５．５１５．２~１５．４２５．１~２５．６锂电池温度１１８．０~１９．２２１．５~２２．５１０~３０星敏支架温度１８．２~２０．３１９．４~２２．０１８~２２冷推贮箱温度３．０~４．０１２．０~１３．０－２０~６０焦面电箱温度１４．５~１６．０１６．０~２１．０－１０~４５大综合电箱温度２２．２~２３．７３２．２~３６．２相控阵天线温度－４．０~０．５１２．０~３２．０－３０~５０星敏１温度１４．０~２２．５１５．０~２３．３－３０~４０星敏２温度１３．０~１９．２１２．０~２０．１X向飞轮温度２０．０~２１．０３０．０~３１．２Y向飞轮温度１２．８~１５．２２６．２~３３．５Z向飞轮温度２０．２~２１．８３１．２~３４．６－１０~４５S向飞轮温度１．２~２．２１３．３~１４．２磁强计温度１２．２~１５．０２１．５~２４．５光纤陀螺温度６．０~６．８１１．０~１２．８冷推喷嘴温度２．０~４．２９．８~１０．２－２０~６０数字太阳敏温度２８．０~３５．２３０．８~３７．８－３０~６０７㊀试㊀验真空低温环境下的热平衡试验是验证热设计正确性的有效手段,也是对卫星在轨温度最精确的预测[１０].为此,卫星进行整机地面热平衡试验,对整星热设计进行了充分验证.低倾角轨道外热流变化复杂,导致整星承力筒㊁星敏㊁磁强计㊁背板等组件外热流模拟困难,试验利用红外加热笼与表贴加热片相结合的方式,模拟整星的外热流环境.根据热分析的工况划分情况,进行了试验工况的设置,如表３所示,表３包含了卫星在轨可能出现的极端工况与热控调焦各工况的随机组合.３０５２第１１期㊀㊀㊀㊀柏㊀添,等:低倾角轨道微小遥感卫星的热设计及验证根据表３的工况划分,在极端低温工况和极端高温工况都需进行桁架杆温度调节,以确保在轨各卫星运行工况中,桁架杆都能满足温度调节范围㊁均一性和稳定性的要求.表３㊀热平衡试验工况T a b．３㊀T h e r m a l b a l a n c e t e s t c a s e s工况名称桁架杆温度/ħ轨道外热流卫星表面属性单机状态１５夏至外热流寿命初期功耗最小低温工况２０夏至外热流寿命初期功耗最小２５夏至外热流寿命初期功耗最小１５冬至外热流寿命末期功耗最大高温工况２０冬至外热流寿命末期功耗最大２５冬至外热流寿命末期功耗最大统计了半年的卫星在轨温度数据,相机桁架杆的温度波动如图１１所示,其余位置的热平衡试验结果与在轨飞行温度数据对比如表４所示.可以看出,桁架杆在轨进行了两次温度调整,在当前的热控措施下,桁架杆温度稳定性㊁均一性小于ʃ０．１５ħ,符合指标要求.卫星各组件㊁单机温度均能满足指标要求,且在轨温度处于试验高温工况温度和低温工况温度之间,这是符合预期的.图１１㊀桁架杆在轨温度波动状态F i g．１１㊀T e m p e r a t u r e f l u c t u a t i o n s o f i nＧo r b i t t r u s s表４㊀热平衡试验和在轨飞行温度数据T a b．４㊀T e m p e r a t u r e d a t a o f t h e r m a l b a l a n c e t e s t a n d i nＧo r b i t o p e r a t i o n部件热平衡温度/ħ低温工况高温工况在轨温度/ħ在轨温度波动/ħ控温指标满足度主镜２０．０２０．０１９．９６~２０．０６０．１０满足次镜２０．０２１．０１９．９７~２０．１３０．１６满足背板１８．５１９．６１８．５~１８．８０．３０满足＋Y桁架１９．９２０．０１９．１３~１９．２７０．１４满足＋X桁架１９．９２０．０１９．１４~１９．３０．１５满足－X桁架１９．９２０．０１９．１３~１９．２７０．１４满足桁架底部１９．５２０．０１９．１８~１９．２７０．０９满足锂电池１１８．２２０．０１８．０~２０．５满足星敏支架１８．６２０．０１９．５~２１．５２．００满足冷推贮箱６．０２１．８１５．３~１７．０满足焦面电箱１５．０１７．５１５．１~１６．２满足推进电磁阀１．９１７．３１０．９~１５．６满足测导一体机２１．９３５．２２３．８~３４．２满足中心机２４．８３８．４２４．９~３５．４满足电源控制器２５．４３９．５２３．７~３４．０满足成像处理箱２１．５３５．８２１．１~２８．８满足S向飞轮３．４１４．６６．１~１２．７满足光纤陀螺－３．１－０．５６－０．５~５．１满足相控阵天线－１．９１０．５５．６~１０．８满足４０５２㊀㊀㊀㊀㊀光学㊀精密工程㊀㊀㊀㊀㊀第２８卷㊀㊀㊀热控分系统在轨平均功耗约为９．３W ,其中相机热控功耗为８．３W .这说明除需精密控温的相机组件,整星热控资源消耗少,符合卫星低成本的需求.针对推进贮箱和大综电分系统开辟的热交换通道在轨表现也十分明显.通过图１２可以明显看到,在卫星任务期间,贮箱温升趋势与大综电一致,表明利用大综电废热对推进贮箱加热的方法作用明显,提升了大综电的散热能力,并以最低的资源损耗满足了贮箱热控需求.图１２㊀大综电分系统与推进系统的在轨温度F i g ．１２㊀I n Ｇo r b i t t e m p e r a t u r e s o f e l e c t r o na n d p r o pu l s i o n ８㊀结㊀论本文结合低倾角卫星在轨任务模式㊁相机及单机温度要求㊁所处空间环境以及整星资源约束,详细分析了低成本㊁低功耗㊁商业遥感卫星热设计的难点以及重点,并提出了一些有针对性的热控措施.对于相机桁架精密控温需求,采用单机安装平面与相机舱隔热设计;桁架杆与背板隔热设计;承力筒均温设计;测温电路标定方法等,保证了桁架杆温度的均一性和稳定性.单机热设计方法如下:不依靠结构件,利用F ４６膜作为单机散热面,锂电池开设散热面,S 飞轮局部多层包覆法,大综电分系统与推进系统联合热设计,开设帆板与推进贮箱传热通道等,用最小的热控资源达到了最优的热控效果.卫星的热平衡试验和在轨飞行温度数据表明,卫星各单机处于－０．５~３５．４ħ,相机桁架的温度波动和均一性小于ʃ０．１５ħ,热控分系统质量小于１．５k g ,在轨平均功耗为９．３W ,满足卫星在轨温度需求.该卫星的成功在轨运行为未来低成本㊁低质量㊁高分辨率商业卫星的热设计提供了参考.参考文献:[１]㊀武佳丽,余涛,顾行发,等．中国资源卫星现状与应用趋势概述[J ]．遥感信息,２００８,２３(６):９６Ｇ１０１．WUJL ,Y U T ,G U XF ,e t a l ．．S t a t u s a n d a p pl i Ｇc a t i o nt r e n d o f C h i n e s e e a r t h r e s o u r c e s s a t e l l i t e s [J ]．R e m o t e S e n s i n g I n fo r m a t i o n ,２００８,２３(６):９６Ｇ１０１．(i nC h i n e s e)[２]㊀李果,孔祥皓,刘凤晶,等．高分四号 卫星遥感技术创新[J ]．航天返回与遥感,２０１６,３７(４):７Ｇ１５．L IG ,K O N GX H ,L I UFJ ,e t a l ．．G F Ｇ４s a t e l l i t er e m o t es e n s i n g t e c h n o l o g y in n o v a t i o n [J ]．B a s i c A u t o m a t i o nS p a c e c r a f tR e c o v e r y &Re m o t eS e n s Ｇi n g ,２０１６,３７(４):７Ｇ１５．(i nC h i n e s e )[３]㊀张少康,何民,薛力军．商业微小卫星发展战略研究[J ]．卫星应用,２０１８,７７(５):５２Ｇ５７．Z H A N GS H K ,H E M ,X U ELJ ．R e s e a r c ho n c o m Ｇm e r c i a lm i c r o s a t e l l i t e d e v e l o p m e n t s t r a t e g y [J ]．S a t e l Ｇl i t e A p p l i c a t i o n ,２０１８,７７(５):５２Ｇ５７．(i nC h i n e s e )[４]㊀胡芬,高小明．面向测绘应用的遥感小卫星发展趋势分析[J ]．测绘科学,２０１９,４４(１):１３２Ｇ１３８,１５０．HU F ,G A O X M．D e v e l o p m e n t t r e n da n a l y s i so f r e m o t es e n s i n g s m a l ls a t e l l i t e f o r s u r v e y i n g a n d m a p p i n g [J ]．S c i e n c e o f S u r v e y i n g a n d M a p p i n g ,２０１９,４４(１):１３２Ｇ１３８,１５０．(i nC h i n e s e )[５]㊀林来兴．微小卫星技术发展和应用前景[J ]．国际太空,２０１９(６):４６Ｇ４８．L I N L X．T e c h n o l o g y d e v e l o p m e n t a n da p pl i c a t i o n p r o s p e c t s o fm i c r o s a t e l l i t e s [J ]．S pa c e I n t e r n a t i o n Ｇa l ,２０１９(６):４６Ｇ４８．(i nC h i n e s e)[６]㊀孔林,杨林．空间相机温度Ｇ离焦特性分析与试验[J ]．光学精密工程,２０１７,２５(７):１８２５Ｇ１８３１．K O N GL ,Y A N GL ．S t u d y an d t e s t o f t h e r m a l Ｇd e Ｇf o c u s i n gp r o p e r t y i n s p a c e c a m e r a [J ]．O pt ．P r e c i Ｇs i o nE n g ．,２０１７,２５(７):１８２５Ｇ１８３１．(i nC h i n e s e )[７]㊀Y A N GL ,L IQ ,K O N GL ,e t a l ．．Q u a s i Ｇa l l Ｇpa s s i v e t h e r m a l c o n t r o l s y s t e md e s i g na n do n Ｇo rb i tv a l i Ｇd a t i o n o f l u o j i a １Ｇ０１s a t e l l i t e [J ]．S e n s o r s ,２０１９,１９(４):８２７．[８]㊀孔林,王栋,姚劲松,等．轻型空间相机支撑桁架的精确控温[J ]．光学精密工程,２０１４,２２(３):７１２Ｇ７１９．５０５２第１１期㊀㊀㊀㊀柏㊀添,等:低倾角轨道微小遥感卫星的热设计及验证。
成都理工大学电力系统继电保护试卷
成都理工大学2011—2012学年 第二学期《电力系统继电保护》考试试卷 考试时间：120分钟一、单项选择题(在每小题的四个备选答案中，选出一个正确答案，并将正确答案的序号填在题干的括号内。
每小题分，共10分) 1．能反应变压器油箱内油面降低的保护是（ C ）。
A ．纵差保护 B ．过励磁保护 C ．瓦斯保护 D ．电流速断保护2．相间短路电流速断保护的保护范围，在（ C ）情况下最大。
A ．最小运行方式下三相短路B ．最小运行方式下两相短路 得 分C．最大运行方式下三相短路D．最大运行方式下两相短路3．下图为MN双侧电源线路，1QF、2QF处均装有方向过电流保护，且接线正确无误。
正常运行时，功率P、Q从M侧送至N侧1）1QF处的方向过电流保护（ A ）A．不会动作 B．要动作4．相间短路保护瞬时电流速断保护不能保护本线路全长，这是因为（ A ）。
A．为了区别本线路末端或相邻元件出口处短路，只好缩小保护范围B．为了保证I段有足够的灵敏度C．保护装置的固有缺陷，无法将定值调整到线路全长的整定值5．在相间电流保护的整定计算公式中考虑继电器返回系数的保护是（ B ）A．电流电压联锁速断保护B．定时限过电流保护C．限时电流速断保护D．电流速断保护6．发电机及变压器采用“复合电压起动的过电流保护”作为后备保护是为了（ A ）。
A．提高电流电压元件的灵敏度B．防止电流或电压互感器二次回路断C．防止系统振荡时保护误动7．不同动作特性阻抗继电器受过渡电阻的影响是不同的，一般来说，阻抗继电器的动作特性在+R轴方向所占面积愈大，则受过渡电阻的影响（ C ）。
A．不受影响B．一样C．愈小D．愈大8．高频方向保护是利用高频信号比较被保护线路两端的（ D ）。
A．功率大小B．电压大小C．电流方向D．功率方向9．当限时电流速断保护的灵敏系数不满足要求时，可考虑( A )。
A．与下一级限时电流速断保护相配合B．与下一级电流速断保护相配合C．与下一级过电流保护相配合D．采用过电流保护10．在中性点非直接接地电网中的串联线路上发生跨线不同相两点接地短路时，三相完全星接线电流保护只切除远离电源故障点的几率为( a )A．100% B．2/3C．1/3 D．011．系统振荡与短路同时发生，高频保护装置会( D )A．误动 B．不定C．拒动 D．正确动作12．欠电压继电器是反映电压( C )A．误动 B．不定C．为额定值而动作 D．视情况而异的上升或降低而动作13．高频阻波器所起的作用是( C )。
- 1、下载文档前请自行甄别文档内容的完整性，平台不提供额外的编辑、内容补充、找答案等附加服务。
- 2、"仅部分预览"的文档,不可在线预览部分如存在完整性等问题,可反馈申请退款(可完整预览的文档不适用该条件!)。
- 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)。
文章编号:100621630(2005)08620048207F Y 22C 星电源分系统及其在轨性能黄才勇,钱成喜,蒋钦琳,杨德智,张凤惠(中国电子科技集团公司第十八研究所,天津300381) 摘 要:介绍了风云二号(F Y 22)C 气象卫星电源分系统的组成、技术指标和工作原理,以及太阳电池阵、Cd 2Ni 蓄电池组和电源控制设备等主要部件的设计和改进。
遥测数据分析结果显示,C 星太阳电池阵功率裕度优于设计要求,采用BSFR 太阳电池对方阵工作温度影响不明显,地影轨道72min 地影蓄电池最大放电深度减小,涓流态第三极电性能信号与A ,B 星一致。
在轨运行结果表明,C 星电源分系统各部件状态良好,能满足任务要求。
国内首次用于地球静止轨道空间电源工程的BSFR 太阳电池方阵性能稳定,蓄电池组容量增大,简化了地影期卫星地面管理,改善卫星地影期环境工作温度;解决了A ,B 星进出影电源分系统自主转电时全调节母线电压的负冲。
关键词:风云二号气象卫星;电源分系统;太阳电池方阵;电源控制设备;蓄电池组;在轨运行中图分类号:V442 文献标识码:APow er Source Subsystem of FY 22C Meteorological S atelliteand Its On 2Orbit PerformanceHUAN G Cai 2yong ,Q IAN Cheng 2xi ,J IAN G Qin 2lin ,YAN G De 2zhi ,ZHAN G Feng 2hui(The Eighteenth Institute ,Electrical Science and Technique Group Company of China ,Tianjin 300381,China )Abstract :The composition ,performance and principle of the power subsystem for F Y 22C meteorological satellite were introduced in this paper.The design and improvement for the major parts of the power subsystem such as solar cell array ,power control unit and batteries were also presented.The analysis of telemetry data showed that the power margin of F Y 22C satellite was better than the requirement ,the BSFR solar cell array adopted had little effect on the operation temperature for the array ,the maximum discharge depth of the batteries in 72min eclipse was decreased ,and the performance signal of the third pole in trickling for C satellite was agreed with that of A and B satellite.The on 2orbit operation illustrated that the major parts of the power subsystem for C satellite were operated in good condition ,which could satisfy the mission requirement.The performance of the BSFR array that was first time used in geostationary orbit was stable.The capacity of the batteries was enlarged.The ground management for satellite was sim plified and the operation environment temperature was improved in eclipse.The negative pulse in bus voltage for A and B satellite was solved in C satellite.K eyw ords :F Y 22meteorological satellite ;Power source subsystem ;S olar cell array ;Power control unit ;Battery ;On 2orbit operation 收稿日期:2005210210;修回日期:2005210218 作者简介:黄才勇(1945—),男,研究员,主要从事空间电源的研究。
0 引言根据国家卫星气象中心业务应用要求,F Y 22C气象卫星的技术状态相对两颗试验星(A ,B )有所变化。
其中主要有:为增强卫星对地观测能力,扫描辐射计的观测通道由3个增至5个,其中红外通道的数据量化等级由8b 增加到10b ;为简化地影期的卫星管理,提高星上仪器的可靠性,并使卫星处于良好的环境温度,扫描辐射计和超高频(U HF )接收机等仪器无开关机操作;为适应卫星功耗增大,需增加卫星光照区和地影区的负载功率;卫星上壳开扫描辐射计“窗口”视场,卫星自旋会使方阵输出功率出现波动,在卫星进/出地影、太阳电池方阵与蓄电池组自主转电期间,当方阵输出功率低于星载仪器的负载功率时,需启用升压放电调节器补偿方阵的供电功率,由此须解决A,B星因升压放电调节器启动时间较长而出现的母线电压负冲。
因此,为提高系统的供电能力和可靠性,对C星电源分系统中的太阳电池方阵、蓄电池组和电源控制设备的技术状态进行了更改。
本文介绍了F Y22C星电源分系统的组成、主要性能、设计,以及在轨运行状态。
1 功能与性能电源分系统的总体功能是:在卫星任务期内的各种轨道上确保正常供电,满足星载仪器所需的负载电功率,使母线电压处于全调节、稳压状态,提供系统工程参数并接受遥控指令,完成卫星“一次成功,稳定运行,三年寿命”质量目标所要求的供电任务。
C星电源分系统主要技术指标见表1。
表1 C星电源分系统主要技术指标T ab.1 Primary performances of pow er sourcesubsystem for FY22C satellite参数设计指标母线电压/V光照期:29.5±0.5;地影期:28.5±0.5方阵输出功率/W≥316升压器输出功率/W≥225母线电压纹波/mV≤200(峰峰值)储能电池额定容量/(A・h)≥25太阳电池阵和储能电池组工作方式 进/出地影时方阵与电池组自主转换,峰值负载可联合供电分系统质量/kg≤47.6分系统可靠性≥0.97(3年)分系统工作寿命/年≥3 C星电源分系统采用直接能量传送(DET)全调节母线稳压型的供电方式,系统由太阳电池方阵、全密封Cd2Ni蓄电池组和电源控制设备等组成,其中太阳电池方阵又分为供电阵和充电阵。
电源分系统电原理如图1所示。
分系统各部件的功能是:a)太阳电池阵 在卫星任务期内各种轨道的光照期提供卫星全部电功率(包括电池组的充电功率),并在寿命末期(夏至)确保供电与充电功率的裕图1 C星电源分系统电原理Fig.1 E lectric principal diagram of pow er sourcesubsystem for FY22C satellite量大于5%。
b)Cd2Ni电池组 自卫星转内电后,在主动段和星蚀期间,向星载仪器负载提供能源;在进出地影和峰值负载期间,与太阳电池阵联合供电;在光照期,接受太阳电池充电阵经充电控制器的充电功率。
c)电源控制设备 实现太阳电池阵和Cd2Ni电池组供电自主转换,完成系统电功率的控制、调节、分配及传送,转送系统工程参数并接受遥控指令,确保分系统处于良好的技术状态以及长期稳定供电。
卫星处于地影轨道时,光照区太阳电池阵的供电阵向星上负载供电,受控的供电阵与分流调节器连接。
分流调节器调节太阳电池阵的输出功率,耗散太阳电池阵多余功率,保持输出功率与负载功率的平衡,同时使供电母线电压连续受调并保持稳定。
卫星出影后,充电阵和涓流充电阵同时向蓄电池组充电。
当蓄电池组的第三电极信号结束正常充电后,充电阵自动转入供电阵,涓流充电阵仍以小电流继续对蓄电池组补充电,维持蓄电池组的荷电量。
卫星进影时,太阳电池阵供电阵的供电功率低于负载功率,太阳电池阵与蓄电池组联合供电,功率不足部分由蓄电池组提供。
其间,供电母线电压由电源控制器的升压电路控制。
卫星处在地影区时,蓄电池组提供整星负载功率,其间供电母线电压继续由电源控制器的升压电路控制。
卫星在全日照轨道时,太阳电池阵供电阵与充电阵同时为星上负载供电,分流调节器继续调节太阳电池阵输出功率,保持整星所需负载功率,供电母线电压连续受调。
涓流充电阵仍以小电流继续对蓄电池组充补电,维持蓄电池组的荷电量。
2 设计电源分系统采用DET全调节母线供电系统设计。
在光照和地影区,太阳电池方阵和储能蓄电池组都直接向一次电源供电母线馈送负载功率,以合理利用系统电功率。
同时,因分流及升压调节器的调节作用,一次电源母线电压连续受调,母线低阻,电源分系统实现对星载仪器稳压供电。
太阳电池阵和蓄电池组作为并用供电电源。
卫星进/出地影期间,根据太阳电池阵输出功率变化(或峰值负载),两种电源自主转为联合供电,其间蓄电池放电调节器管制母线电压。
联合供电结束后,两种电源又自主转为单独供电。
太阳电池阵和蓄电池组供电自主转换提高了电源分系统的可靠性。
2.1 太阳电池阵2.1.1 单体电池在同步轨道卫星中C星首次选用BSFR硅太阳电池。
这是一种浅结、密栅、Ti2Pd2Ag电极、背电场、铝背表面反射器和双层减反射模的高性能太阳电池,平均光电转换效率14.8%(AMO25℃),抗辐照、耐高低温冲击和抗潮湿性能好。
加速试验表明,该电池的基本失效率优于10-9h-1(1Fit)。
2.1.2 太阳电池阵工艺用先进的平行缝焊机焊接太阳电池,不仅可降低焊接引起的电性能衰减,而且提高了焊点抗疲劳强度。
用专门工艺粘接太阳电池片,以提高粘接强度。