刚性航天器的预定义时间滑模控制

针对刚性航天器在姿态跟踪控制中存在的系统不确定及外界干扰等问题,提出了一种预定义时间滑模控制器(PTSMC).首先,给出了以四元数为姿态参数的航天器姿态跟踪控制系统,利用误差四元数和误差角速度设计了预定义时间滑模面.然后,考虑了航天器系统的不确定性和外界干扰设计了一种非保守上界的PTSMC,并通过边界层技术降低了系统抖动.最后,通过设计Lyapunov函数,证明了所提出的控制器的预定义时间稳定性和系统收敛时间上界的非保守性.仿真结果表明,刚性航天器的姿态跟踪误差精度可达1.5×10-6 rad,角速度跟踪误差精度可达2×10-6 rad/s.与现有的预定义时间控制器相比,所提出的控制器的稳定时间上限是更加非保守的,与传统PD控制和非奇异终端滑模控制相比,所提出的控制器具有更高的跟踪精度和鲁棒性.通过3自由度气浮平台的姿态跟踪实验进一步说明了控制方案的有效性,其中角度跟踪误差小于0.1 rad,位置跟踪误差小于0.2 m.     

载人航天器环热控一体化仿真分析

采用系统建模及仿真方法搭建了一种典型载人航天器环热控一体化系统模型，分析了系统的性能。针对3人7天载人飞行工况开展了仿真分析，结果表明，经过合理设计，该系统可将舱内温湿度、压力、氧分压等参数控制在航天医学指标要求范围内。环热控系统仿真结果较好地预测了系统工作过程，显示了主要参数的变化情况，结果合理，验证了仿真方法、系统仿真模型的正确性。通过控制流体回路外回路旁通阀门开度，可准确控制外回路控温点温度，保证舱内温湿度在合理范围之内。此外，外回路控温点的设定会对环热控系统状态带来影响，通过合理设计外回路控温点，可保证舱内温湿度满足航天医学指标要求。     

抗天器研制项目基准工作分解结构的编制

基准工作分解结构(Work Breakdown Structure,WBS)是航天器研制项目管理通用的基准平台.本文从航天器研制项目的实际特点出发,从WBS结构、WBS编码、WBS单元的属性和WBS字典四个方面,探讨了航天器研制项目的基准WBS的编制规范.     

载人航天器舱内通风空调特性和数值模拟

由于载人航天器这一密闭狭小空间及其微重力这一特殊环境，舱内通风空调问题和热舒适环境与地面的HVAC问题不同，微重力效应特别是自然对流大为减弱影响着通风换热效果。本文首先分析了舱内通风空调问题的特殊性，通过无量纲分析和计算微重力的流体力学效应，然后利用FLUENT软件对两种集中通风方式进行数值模拟。模拟结果表明：微重力下几乎不存在“冷风下坠”或者“热羽”现象；集中斜进风在一定的进风角度和Re数下出现分岔解现象；与常重力相同通风条件下，微重力下自然对流的减弱使得舱内温度降低，换热减少，因此满足常重力热舒适要求的通风条件不一定满足微重力下热舒适性的要求。     

载人航天空间站舱内通风对流换热数值研究进展

CFD模拟是研究载人航天器舱内环境控制和地面模型试验验证的有效方法,介绍了国内外载人航天器舱内通风对流换热数值模拟的研究进展,目前的相关研究涉及舱内不同通风方式的数值模拟、通风参数的优化设计仿真、人体散热对通风环境的影响分析、舱内壁面温度分布和结露控制、微重力下通风换热问题的地面模型试验及其数值模拟验证、传热传质等诸多方面。指出数值模拟模型、舱内通风空调环境评定、通风空调系统整体优化、舱内环境数字仿真演示系统等是载人航天器舱内环境数值模拟领域值得进一步研究的问题。     

某航天器压紧释放装置结构设计与分析

为了给某微小型航天器设计一种新型的非火工压紧释放装置,采用了弹簧连杆式分离机构,对其可行性进行了分析。介绍了该压紧释放装置的工作原理,并通过理论计算求出该装置燃断器的燃断时间,然后进行试验验证,基于 ANSYS Workbench 软件进行了压紧状态下的随机振动仿真分析。结果表明,该燃断器的燃断时间可靠,理论值与试验值误差在15％以内,如果添加10 N 预拉力,燃断时间可减少约10％。在压紧状态下该装置振动环境适应性好,并且能够及时释放转子。     

空间运输系统模块化方案设计

由于不同航天器功能不同,其平台构型和产品组成均不相同,货物运输航天器由于货物种类不同,也难以通过单一平台实现,空间运输航天器在研制成本、研发周期和可靠性方面劣势明显;针对上述情况,汲取美国、欧洲、日本、俄罗斯空间运输系统的模块化设计思想,在分析空间飞行器对载人往返运输、物质补给运输多任务需求的基础上,提出在当前飞行器基本构型上发展系列空间运输航天器的思路;开展了该系统的标准模块、标准舱段的识别,提出了满足不同功能和性能的载人运输、物资运输、可返回运输等任务的模块配置和舱段组合方案,目前已初步应用于某型号航天器研制工作,可实现降低成本、缩短研发周期、提高可靠性的空间运输。     

基于瞬态动力学方法的月球探测器软着陆腿着陆冲击性能分析

月球探测器着陆冲击性能是月面软着陆的关键。以月球探测器铝蜂窝缓冲软着陆腿为研究对象,基于瞬态动力学方法,对其2级铝蜂窝缓冲器进行了建模和缓冲性能验证;建立了铝蜂窝软着陆腿瞬态动力学分析模型,并进行了单条软着陆腿着陆冲击仿真分析,研究了结构响应对软着陆腿着陆冲击性能的影响。结果表明:该瞬态动力学分析模型的缓冲器能量吸收、缓冲行程和探测器机体加速度响应峰值等分析结果与实验符合较好;2级蜂窝缓冲软着陆腿着陆过程中,当第2级蜂窝开始压缩时探测器机体加速度响应最大;软着陆腿结构柔性变形及储能导致了软着陆腿着陆性能恶化。     

抓星手——轨道快车

"轨道快车"救援卫星是一种比"自主交会技术验证"卫星更复杂、更先进的卫星。它由军方研制,可为"有病"的卫星治疗、加注推进剂。为了与受援卫星对接,它使用在"自主交会技术验证"卫星上验证过的先进视频制导敏感器。如果"轨道快车"研