航天器微振动试验方法标准研究

航天器在轨运行期间,在各种扰源作用下会产生一种加速度幅度小、频率分布广的微振动,将严重影响高精度航天器有效载荷的指向精度和姿态稳定度。本文针对规范和推广航天器微振动试验的需求,从标准化的角度研究了航天器在轨微扰动源、航天器自由边界模拟、背景噪声控制等航天器微振动试验的方法和要求,分析了国内航天器微振动试验方法的发展方向及相关标准需求,提出了航天器微振动试验标准体系。     

新型歼击机座舱人工控制机构使用需求调查研究

全面收集歼击机座舱人工控制环节资料，以新型歼击机试飞员和飞行员的使用需求为主要依据，从人机功能合理分配的角度，对座舱人工控制环节进行系统梳理和等级分类，提出座舱人工控制设置的人机工效学指标方案。共搜集到现役14种歼（强）击机座舱人工控制机构或功能897项，调查空军现役飞行员或试飞员160人。依据飞行员对座舱控制机构使用需求程度的评定，得到以下结果：①各飞行阶段或任务中不同使用需求程度的座舱控制机构数量；②各飞行阶段或任务中分级设置的人工控制环节数量。     

航天器公用平台标准建设研究

本文在系统梳理航天器平台建设需求和发展现状的基础上,结合航天器平台的技术特点,分析研究了以产品基本型为主、兼顾可扩展能力的航天器平台规范编制方法,形成了航天器公用平台系列规范标准,提出并实践了复杂系统编制产品规范的标准建设模式。     

考虑重力效应的挠性航天器姿态控制及振动抑制

以单轴转动的挠性航天器为研究对象,建立了考虑重力效应的挠性航天器动力学模型,并对该航天器在地面调试阶段和空间应用阶段的振动特性和姿态控制精度进行了仿真研究。仿真结果表明,重力项对挠性航天器的振动特性和姿态控制精度均有影响。为了使挠性航天器在不同重力环境下均达到较高的姿态控制精度和理想的振动抑制效果,设计了自抗扰控制器(ADRC),ADRC不依赖于被控对象精确的数学模型,能够应用于不同的重力环境。仿真结果表明,该控制器能实现挠性航天器在地面调试与空间应用阶段的姿态控制及振动抑制。     

太阳帆航天器研究进展及其关键技术分析

简要阐述了太阳帆航天器的概念、推进原理,并对其技术特性、应用优势进行了分析。介绍了太阳帆航天器的研究现状,重点阐述了国外成功案例的具体细节,总结了国外对于太阳帆航天器的最新研究计划,分析了未来太阳帆航天器的发展趋势。随后重点讨论了太阳帆航天器结构设计技术、大面积薄膜制备技术、姿态控制技术、折叠展开技术以及地面试验技术等关键技术,总结分析了国内外对太阳帆各关键技术的解决策略及方法,为我国在该领域开展相关研究提供技术参考。     

空间站可靠性定额设计

象空间站这样的大型航天器的可靠性问题是十分重要而又十分复杂的，本文仅就其可靠性问题中的定额部分进行了研究，以俄罗斯相关资料上的可靠性指标资料，载人航天器故障统计资料作为原型资料，对未来某型空间站的总体可靠性以及其站上系统的可靠性进行了定额设计。     

空间辐射环境诱发航天器故障或异常分析

空间辐射环境是诱发航天器系统故障或异常的主要因素之一。调研收集了国外航天器在轨的故障信息,总结分析了航天器所出现的各种故障、分析经验和对策,提出了我国航天器的在轨运行的一些具体建议,促进空间环境研究与在轨运行管理的紧密结合,提高空间环境引起航天器在轨异常的原因分析与判断的水平。     

航天器软着陆专利技术综述

航天器软着陆技术按其工作方式主要有降落伞减速装置、反推火箭、缓冲气囊方式、软着陆机构4类,本文通过对航天器软着陆技术原理和国内外专利信息展开分析研究,全面分析航天器软着陆领域的专利发展、地域分布、技术分布,从而获得了全球航天器软着陆技术概貌,从专利文献的视角对航天器软着陆技术的发展进行了系统分析,为我国航天器的发展提供一些参考。     

单翼太阳帆板航天器非约束模态动力学建模及特性研究

针对中心刚体-单翼大挠性结构的航天器，建立了一种非约束模态展开的动力学模型。探讨挠性航天器非约束模态动力学建模及动态特性，首先利用哈密顿原理建立了挠性航天器动力学方程，然后进行了模态离散化，分别在约束模态和非约束模态下讨论相关的特征值问题，非约束模态采用瑞利里兹法，求解了单翼挠性航天器的特征值问题，最后进行了数值仿真，比较约束模态与非约束模态之间的差异，并用有限元软件进行对比验证，得到了随着太阳能帆板长度的增加，即刚柔惯量比的减小，非约束模态比约束模态更加贴近实际情况的结论。     

纳米技术航天器的总体构想

基于纳米技术对未来航天器发展产生革命性影响的判断,提出了纳米技术航天器的概念,介绍了纳米技术航天器的基本概念、预期指标、总体构想和潜在应用,并以深空探测为例,重点针对纳米技术在解决深空探测器轻量化结构设计、能源供给、推进等问题的优势和原理,最后对纳米技术航天器研究的前景进行分析并提出发展建议。     

空间环境下航天器部件密封性能评价方法研究

从航天器密封部件的密封种类和泄漏原理,特别是橡胶密封圈的泄漏原理出发,分析了经高真空、高低温、空间辐照等空间环境对航天器密封性能的影响,给出了采用泄漏检测技术作为密封性能评价的方法。重点介绍了基于现有漏率性能评价方法而研制的几种航天器部件密封性能评价装置以及在现有评价装置上开展的部分航天器部件密封性能试验及研究情况。     

航天器军民标准通用化建设思考与实践

军民标准通用化建设对于推动航天器军民技术转化及军民资源共享,提升航天器产品研制效率与效益具有重要意义。本文在分析航天器军民通用式研制发展历程的基础上,系统总结了标准化顶层规划设计、军民通用标准研究与编制、标准评估与认证、国际合作标准建设等方面的航天器军民标准通用化建设实践经验,为深入推进航天领域军民标准通用化工作提供了思路。     

航天器结构材料的应用现状与未来展望

随着大型复杂高精度航天器的迅速发展和深空探测器开发进程的加快,航天器对于轻质高强结构材料的需求异常迫切。轻合金、碳纤维复合材料等的进步为航天器结构的更新换代做出重要贡献,成为当前航天器结构材料的主体,增材制造的发展又为材料结构形式的改进提供了重要手段。文章从航天器结构材料的需求出发,分析了卫星常用金属材料与复合材料的基本性能、应用情况及存在的问题。最后结合近年来开展的预先研究和其他行业的材料发展及新兴技术的出现,对航天器用结构材料的未来发展进行了展望。     

空间环境防护型薄膜评述

空间环境的复杂性和特殊性对航天器的使用寿命和性能造成严重威胁。提高航天器表面材料抵抗空间环境作用的能力一直是空间技术开发工作的重点关注问题。目前,表面薄膜技术已被广泛应用在航天器热控涂层、光学器件等方面的空间防护。针对航天器在空间原子氧环境、空间等离子体环境、空间污染环境中的空间环境效应问题,详细介绍了相应空间环境防护薄膜的研究现状及主要制备方法。在地面空间模拟实验和飞行试验成果的基础上,对这些防护薄膜的空间环境适应性进行了分析,总结了空间环境防护薄膜应具备的综合性能,提出复杂型薄膜的开发和空间环境防护薄膜标准评价体系的建立是今后研究的重点。     

基于行波模型的航天器附件动力吸振分析

将航天器梁式柔性附件的振动作为波动研究，建立附件端点带单自由度动力吸振器的航天器行波动力学模型。根据附件的等效单自由度模型设计吸振器参数，以获得最优的减振效果。结果表明，动力吸振可明显降低附件弹性振动的峰值，改善姿态运动特性，同时，行波模型具有方便局部模型修改的特点。     

光照下GEO轨道航天器表面充电解析模型

在光照区航天器表面光电子电流大于环境电流,一般而言航天器光照面带正电,而在轨数据表明其也能充电至很高的负电位。本文建立了单极-双极和单极-四极两种解析模型,给出了光照条件下球形航天器表面差异电位分布,描述了势垒的高度和半径随极化强度的变化关系以及航天器的空间电位分布规律。结果表明航天器光照面会形成一个阻滞光电子发射的势垒,从而使航天器光照区带负电,最后通过与LANL地球同步轨道航天器在轨数据的对比验证了该模型的正确性。     

多体动力学热-结构耦合圆管单元及其应用

航天器柔性附件在突加太阳辐射热载荷作用下的热诱发振动会严重影响航天器的正常工作。航天器是典型的多体系统;部件间的相互作用会严重影响航天器的热诱发振动响应,因而有必要使用多体系统动力学的方法对此进行研究。该文在柔性多体系统动力学框架内,推导建立了一种考虑辐射换热的热-结构耦合圆管单元。温度变化会使圆管单元产生轴向伸缩和横向弯曲;同时,在给定辐射热流作用下,圆管单元受热条件与其姿态和变形相关。使用该圆管单元、刚体单元和柔性体单元可以实现多体系统动力学热-结构耦合分析。该文的方法首先用于哈勃太空望远镜太阳能电池板简化模型的热诱发振动分析,所得结果与文献结果吻合良好。然后,该文研究了由本体、动量轮、柔性支撑杆和端部质量组成的航天器在突加辐射热流作用下的振动响应。结果表明:各部件间的相互作用会对航天器的热诱发振动响应产生显著影响。     

LEO大型载人航天器主动电位控制技术进展

LEO大型载人航天器主动电位控制技术可以有效的防护空间等离子体充放电效应对于航天器造成的安全隐患,确保航天员出舱和航天器空间对接作业的顺利完成。通过研究LEO大型载人航天器与空间等离子体的相互作用,从原理上认识空间等离子体对于航天器的危害程度。分析回顾国外主动电位控制技术在LEO大型载人航天器上的成功应用及发展情况,得出启示和初步的主动电位控制系统设计设想。对比国内外主动电位控制领域的核心技术,对主动电位控制技术的发展和应用提出了建议。     

空间尘埃探测方案研究

空间环境中飞行的尘埃粒子会对进行深空探测的航天器有重大影响,它们会撞击并沉积在航天器表面结构中,影响航天器的性能。利用空间尘埃探测器可以探测尘埃的质量、速度、飞行方向、通量、化学成分及其元素同位素、所带电荷等参数。空间尘埃探测器的基本结构设计,用软件仿真计算了撞击离子在反射式质谱计反射腔内的轨迹,验证了其探测空间尘埃的化学成分的可行性。随着深空探测的逐步深入,空间尘埃探测器探测数据将成为航天器维护及未来空间科学研究的重要参考。     

末端带集中质量的可伸展挠性附件与航天器姿态耦合动力学分析

结构复杂的航天器带有几十米、上百米大型挠性附件,附件末端还带有大质量刚体.大型挠性附件在空中展开时,其伸展运动、弹性振动和航天器的姿态运动相互耦合.为研究附件伸展和振动对航天器姿态的影响并设计有效的控制器,有必要建立可伸缩挠性附件与航天器姿态耦合动力学模型.为此,利用动量矩定理推导出末端带集中质量的可伸缩柔性附件与航天器姿态耦合动力学方程,研究了带末端质量附件的伸展运动对航天器姿态及对附件挠性振动的影响.附件匀速伸展,用Runge-Kutta法对系统进行数学仿真,仿真结果表明:伸展过程姿态角误差增大,附件振幅增大,附件频率不断降低,并且末端质量越大时,在相同长度处附件频率越小,增加了控制的难度.对末端带集中质量的挠性附件和中心刚体进行主动控制能有效抑制挠性附件的振动,满足姿态角精度要求.