Observer-based prescribed performance attitude control for flexible spacecraft with actuator saturation

This paper investigates the prescribed performance attitude control problem for flexible spacecraft subject to external disturbances and actuator constraints. By using a new performance function and an error transformation, the attitude control system is transformed into an error system which will be kept bounded to ensure expected dynamic and steady-state responses. Compared with the commonly used performance function, the modified one has an explicit prespecified terminal time which determines the maximum convergence time of the attitude control system. A modal observer and a disturbance observer are designed to deal with the flexible vibration and disturbances, respectively. Furthermore, when considering actuator saturation, an improved control strategy is developed with an auxiliary system utilized to compensate the saturation. The stability of the closed-loop system is analyzed by Lyapunov theory. Simulation results show the effectiveness and performance of the proposed methods.     

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。     

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。     

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。     

航天器碰撞解体模型分析比较

针对航天器空间碰撞解体碎片对在轨航天器造成威胁的问题,对空间航天器撞击解体模型进行分析比较。对目前国内外的航天器空间碰撞解体模型做了综述,并介绍3种国内外具有代表性的空间航天器撞击解体模型——Battelle撞击解体模型、NASA标准模型以及我国中国空气动力学研究与发展中心的CARDC-SBM撞击解体模型,以P-78卫星为例通过Matlab计算航天器碰撞解体模型结果并分析其各方面异同。分析结果表明：从碎片的尺寸、面质比和分离速度的分布来看,3种模型各有优劣。该研究为后续相关研究梳理了理论思路。     

航空器雷电初始附着区域的静电场数值仿真分析

雷击严重威胁着航空器的飞行安全,为了确定航空器的雷击特性,大量文献中采用相似类比法和实验法对雷电分区开展了大量相关的研究。由于上述两种方法存在的一些局限性或不足,提出了一种航空器雷电初始附着区域的静电场仿真分析方法。仿真结果与SAE-ARP5414中雷电分区结果比较吻合,验证了仿真方法的有效性。     

基于一类二阶线性变参系统特征结构配置的完全参数化方法

通过设计一个比例微分控制律u=K0(θ)q+K1(θ)q来对二阶线性变参系统q-A(θ)qC(θ)q=B(θ)u进行特征结构配置,其中状态空间矩阵[A(θ)B(θ)]取决于一系列在线可测的时变参数,同时为上述特征结构配置问题的解决提供了一种新的拥有最大设计自由度的参数化方法。该方法主要的计算量在于两组矩阵的初等变换,而且在选择一些合适的闭环特征值的前提下,实际计算仅涉及到一系列奇异值分解。同时,由于该方法直接应用原有二阶变参系统的系数矩阵A(θ)、B(θ)和C(θ),因此大多数的计算主要针对n维矩阵。最后针对航天器在轨加油姿态系统控制的仿真验证了该方法的有效性和实用性。     

基于 CPCI 模块的无人航天器软件重构技术

针对传统无人航天器软件重构技术耗时过长和重构性能较差的问题,提出基于 CPCI 模块的无人航天器软件重构技术.调用 CPCI 模块内总线的所有接口控制模块动态加载的顺序,实现 CPCI 模块的动态加载;利用 VI 程序配置和 FPGAVI 子程序配置,完成无人航天器上位机的标定开发,通过 FPGA 配置时序执行点火、喷火、驱动和熄火等重要指令.集成多个 AD 采集板,完成软件烧写程序,启动 CPCI 模块内的各个接口,完成模块动态配置,实现软件重构.实验结果表明,基于 CPCI 模块动态加载的无人航天器软件重构技术的重构耗时短,运行有效功率较高,电机转速稳定.