空间太阳能热动力发电系统

目前,航天器供电普遍采用太阳能光伏电池阵（PV）与化学蓄电池组合的方式。太阳能光伏电池阵发电系统光电转换效率较低,一般只有１４％左右。随着航天活动的扩展,对电能的需求也越来越大,由美国、俄罗斯、欧洲、日本和加拿大共同建造的国际阿尔法空间站总的电能需求将达１１０kW。随着功率的增加,光伏电池阵迎风面积将显著增大,使得发射成本和轨道维护成本大大增加;此外,蓄电池的寿命较短,在空间站运行期间需经常更换,增加了总的运行成本。太阳能热动力发电系统（SDPS）是一种新的空间太阳能／电能转换系统。它的优点是相对重…     

基于数字孪生的航天器装配质量监控与预测技术

鉴于航天器装配过程中不确定因素多,无法准确有效地预测和评估航天器的实际性能,装配过程中因进行大量复杂的性能试验来验证产品性能指标的符合性而极大影响了装配效率,提出一种基于数字孪生的航天器装配质量在线监控与预测方法.分析了航天器装配执行层面总体流程的特点,在此基础上给出面向航天器装配质量的数字孪生建模方法,以及面向数字孪...     

航天器主动振动反馈全物理仿真试验研究

以具有大面积太阳帆板的挠性航天器为工程背景,以挠性航天器全物理仿真系统为实验平台,提出了主动引入挠性振动信息的航天器振动抑制控制方案.建立了挠性帆板顶端加速度计的测量模型,设计了自适应滤波器进行加速度计数据处理,并将该挠性振动加速度引入航天器姿态控制,进行了大角度机动全物理仿真试验.中心刚体进行25°大角度机动,机动过程平稳,机动结束后姿态指向精度达到0.01°,帆板顶端加速度在0.15 m/s2以内,一阶振型的振幅为0.015 m/s2.全物理仿真试验验证了基于振动加速度反馈的控制方案能够有效地抑制挠性振动.系统仅在挠性帆板顶端增加了一个微型加速度计,结构简单,控制方案可用于实时控制.     

基于可重构技术的上面级航天器综合电子系统

为实现卫星工程的整体优化,本文打破传统卫星与运载器独立各自设计的界限,将小卫星和小运载器上面级有机融合构成一类上面级航天器,并给出了适用于上面级航天器的可重构综合电子系统方案.该电子系统以Microblaze软核处理器为核心处理单元,采用基于CAN总线的分布式网络结构提高系统的可扩展性,并利用可重构技术实现电子系统核心处理单元的分时复用,以满足运载段和在轨段对电子系统的不同需求.实现了姿态轨道控制算法硬件化,减轻处理单元的负担,提升了系统的计算和处理能力.设计并建立了半物理实验系统,对飞行全过程、全模式进行了仿真验证.结果表明:运载段控制周期达到10 ms,姿态轨道算法硬件化后运行时间约为7.5 ms;相机工作期间姿态指向精度达0.035°,稳定度达0.000 68(°)/s.所设计的可重构综合电子系统完成了上面级航天器的全模式飞行任务,满足运载段强实时性、在轨段高可靠性以及高精度控制等要求.     

论载人航天国际法律制度的完善

目前,国际上关于载人航天器的法律规定主要涉及登记、损害赔偿以及营救等方面的内容,但随着载人航天的发展以及载人航天器的商业化运用,公约对"空间物体"的定义已无法涵盖载人航天器特征,对载人航天器的营救对象的规定过于单一,对载人航天器的登记信息不够明确,关于太空刑事犯罪的立法也是空白.针对此认为,应进一步明确空间物体与载人航天器的关系、扩大解释宇航员范围、完善载人航天信息登记制度、制定打击威胁外空安全刑事犯罪的国际公约.     

基于小波神经网络的航天器故障诊断方法

针对微小航天器集群的故障诊断问题,提出一种故障诊断(fault diagnosis,FD)新方法。依据小波神经网络(wavelet neural network,WNN)理论,结合航天器集群的领队航天器故障检测与系统重构问题,构建一种故障诊断框架,采用小波神经网络与神经网络相结合,得出航天器姿态故障诊断策略及卫星姿态故障重构技术,给出了领队航天器故障重构方案,并进行了仿真实验与验证。仿真结果表明,该故障诊断方法是有效性的、故障重构是可行性的。     

含柔性滑移伸展单元飞行器动力学建模及仿真研究

分析了伸展单元的几何结构及动力学特点,引入与伸展运动有关的广义伸展坐标,提出滑移伸展单元的运动学描述方法,基于Ｌａｇｒａｎｇｅ原理,建立了这类飞行器的动力学模型,最后仿真研究了这类系统独特的动力学行为。     

航天器自主姿态控制的正规矩阵设计方法

为满足航天器自主系统的在轨重设计及对重设计结果进行评估的要求,研究了姿态动力学自然特性以及基于结构特性的姿态控制设计方法。证明了挠性航天器姿态动力学传递函数矩阵的正规性,并对惯量矩阵的对角优势性进行了分析。将这两个特性应用于姿态控制设计,分别得到了乘性摄动和逆加摄动不确定性描述下的鲁棒稳定条件。给出了姿态控制的正规矩阵设计方法,而且设计结果的鲁棒性容易检验,适合在自主航天器中应用。对这两种鲁棒稳定条件的比较表明,逆加摄动下的结果可以更好地兼顾各回路的性能要求。     

椭圆轨道上航天器位置的一种计算方法

给出了沿椭圆轨道运动航天器真近点角和偏近点角的运动方程。用迭代法求出偏近点角变化规律,讨论了迭代收敛的充分条件。用数值积分方法求出真近点角与时间的关系曲线。数值模拟结果表明,该文提出的迭代计算方法有效且精度高,可作为航天器轨道计算的一种方法。     

挠性航天器姿态机动的主动振动控制

针对挠性航天器三轴姿态同时机动时太阳帆板的振动抑制问题,提出了采用压电智能元件作为致动器的主动振动控制方法,基于Lagrangian方法和四元数参数化建立了航天器姿态动力学和运动学模型.利用航天器姿态控制问题固有的无源性,设计了一种仅利用姿态四元数而无需以角速度测量、挠性变形位移及速率测量作为反馈的控制规律,使得在大角度姿态机动的同时能有效地抑制太阳帆板的振动;基于Lyapunov方法证明了设计的动态控制器能够保证姿态的渐近稳定性和模态振动的衰减性.将该方法的控制效果与PD控制方法进行了比较,仿真验证了所给出的控制方法的可行性和有效性.