空间遥感器大口径反射镜的复合支撑结构

针对空间遥感器反射镜对支撑功能的需求,设计了一种应用于空间领域的大口径反射镜复合支撑结构。该复合支撑结构包括A框加切向拉杆的周边支撑和3组whiffletree结构组成的背部支撑。研究了复合支撑的支撑原理和工程实现。基于功能分配和指标分配的理念设计了复合支撑结构。采用有限元分析的手段对设计结果进行了静力学和动力学仿真验证,然后对实际的支撑系统进行了相关的试验测试。试验结果表明,采用复合支撑的反射镜组件在工作状态下的面形精度优于λ/50(λ=632.8nm),镜体刚体位移小于0.01mm,镜体转角小于2″,质量小于50kg。整个组件模态分布合理,基频为161Hz,远高于设计要求的120Hz。各项仿真和测试结果均表明该复合支撑效果良好,满足空间遥感器对可靠性和稳定性的需求。     

基于神经网络的余度敏感器结构故障诊断方法

针对飞行载体中余度敏感器结构的故障诊断，讨论了基于神经网络的直接比较测量值的诊断方法。应用自适应线性元件能实现线性，感知器具有分类的特点，设计出一种神经网络，可用于余度敏感器结构的故障诊断。仿真结果表明：这种方法不仅可以检测出故障、故障的类型和发生的时间，而且灵敏度高，为余度敏感器结构的故障诊断提出了一种有实用价值的方法。     

星上敏感器空间矢量自准直测量方法及标定试验

针对星上敏感器测量坐标系高精度标定的需求,提出一种空间矢量自准直测量方法,采用光电自准直经纬仪、卫星转台、基准镜阵列和坐标平移系统等,实现立方镜镜面法向矢量之间夹角的高精度自动化测量。给出空间角测量模型,基于误差传播原理推导出误差模型,并证明不确定度上限;仿真分析传感器精度对空间角测量误差的灵敏度,并在此基础上进行误差分配;设计并研制星上敏感器空间矢量自准直测量系统,对光电自准直经纬仪的转角精度、两轴垂直度和整个系统的空间角测量精度等进行试验标定;结果表明,光电自准直经纬仪转角精度优于0.6″、两轴垂直度优于0.2″,空间角测量精度优于3″,验证所提出方法的有效性、误差分配的合理性和设计方案的可行性,可为高精度星上敏感器的自动化测量标定系统的开发和应用提供参考。     

同轴轻型空间遥感器支撑桁架的设计与试验

为满足空间遥感器的高度轻量化要求,提高其结构的基频,减少100 Hz以下低频振动的影响,研究了高比刚度的轻型支撑桁架结构。针对同轴长焦距光学系统,基于三角形稳定的原理设计了一种6杆碳纤维复合材料桁架结构,并基于有限元法完成了其优化设计,使其质量降低了11%。为验证其可行性,研制了力学模拟件,进行了工程分析和动力学试验,并讨论了分析和试验的误差来源。分析和试验显示,模拟件的固有频率超过了120 Hz,表明所设计的支撑桁架合理可行,能够满足长焦距空间遥感器的使用要求。该结构在质量为13 kg的前提下,解决了目前该型遥感器基频较低的难题,该设计已成功应用于某相机结构中。     

基于MEMS的数字式太阳敏感器光学系统设计

从标量的菲涅尔-基尔霍夫衍射理论出发,建立基于圆孔结构的数字式太阳敏感器光学系统成像模型,在计算机上实现光学系统的数值仿真,并根据数值仿真的结果进行光学系统参数的设计。针对所设计的光学系统,利用太阳模拟器完成了地面实验,实验结果表明,光学系统设计合理,能满足微小卫星对敏感器小型化、高精度的要求。     

四翼十字形中心支撑结构的动力学分析

四翼十字形中心支撑结构是大型望远镜中次镜支撑的典型结构,其动力学性能直接决定着光学成像视轴的稳定性和精确性。基于板壳理论,采用Rayleigh方法,通过选取恰当的振型函数,建立了次镜支撑结构的动力学模型。针对支撑筋板不同的结构参数,分别进行了数值仿真和有限元分析,二者规律相同,结果基本一致,认为该方法可以用于类似结构动力学特性的计算。     

基于RAC约束的星敏感器在轨校准方法

星敏感器投入使用后受发射冲击、工作环境及老化等因素影响,其内部参数如焦距、主点及畸变会发生变化,从而影响其姿态测量精度。星敏感器的在轨校准是指在在轨飞行状态对其内部参数进行重新自主校准,是保证星敏感器在轨高性能工作的一项重要关键技术。本文提出一种基于RAC约束（Radial Alignment Constraint）的星敏感器在轨校准方法。该方法不依赖外部姿态信息,通过建立基于RAC约束的星敏感器成像模型,采用两步法从单帧星图实现外部参数和内部参数的解算,并利用多帧星图整体优化的方式得到内部参数的整体最优解。仿真实验表明,该方法能有效消除内部参数的外部参数的耦合,实现其准确分离和解算。     

星敏感器软件测试方法的研究

介绍一种新的星敏感器软件的测试方法,该测试方法能高效地完成第三方测试工作,实现实验室环境下对星敏感器的黑盒测试。通过对外场获得的星图的人工干预,即增加、减少、平移星点来实现不同的测试用例,实现边界测试。该方法能够复现测试过程,准确定位软件问题,已成功应用于三种型号的卫星软件测试中。     

分布式星敏感器下空间目标同步关联方法

将分布式星敏感器作为空间目标的监视平台,需要将多星敏感器拍摄星图中的空间目标即时关联。星图中的空间目标为没有纹理、颜色等特征的弱小目标,无法利用经典目标关联算法解决。以对极几何约束为关联依据,提出一种分布式星敏感器下空间目标同步关联方法。对极几何约束能够描述多视图的内在射影关系,广泛应用于图像匹配和拼接问题,将其应用于目标关联领域。基于实测数据,进行300组星图的关联实验,统计出空间目标关联概率达90%,验证了算法的可行性,给出了关联门限的合理参考值并分析了造成关联错误的多种原因,基于蒙特卡洛法估算误判最大概率。实验证明本文方法在星敏感器工作中的抖动、测量偏差及少量干扰点的影响下有较理想的关联效果。     

空间光学遥感器反射镜柔性支撑的设计

为降低光学遥感器反射镜在复杂且恶劣的空间环境下的面形误差,设计了一种柔性支撑结构,使反射镜在具有良好的热尺寸稳定性的同时结构刚度满足力学要求。针对某长圆形光学反射镜组件,通过设置柔性铰链的厚度、最薄处厚度和柔性铰链圆弧半径3个特征参数,对柔性铰链进行合理的结构设计。采用有限元法对反射镜组件在力热耦合状态下的面形精度和结构强度及结构的动态刚度进行仿真分析,结果表明,反射镜面形PV值由350.08nm降至59.03nm,RMS值由102.67nm降至9.11nm,柔性结构保证了反射镜的热尺寸稳定性,同时满足力学要求。最后,对反射镜组件的力热模拟件进行力学试验,得到的结果显示其3个方向的基频分别达到264Hz,290Hz和320Hz。这些结果表明,该柔性支撑结构设计方案是合理可行的。     

离轴空间遥感器主支撑结构设计

长焦距离轴三反(TMA)空间光学遥感器各光学元件的位置精度和动态稳定性与其主支撑结构相关,因此,本文研究了遥感器主支撑结构设计方案.对比分析了主支撑结构的常用形式,确定了桁架结构方案,并对其进行了材料选择和连接工艺分析.推导了三杆结构(桁架基本单元)的一阶频率解析式,并确定了其最佳形式.在初始设计的基础上,利用灵敏度分析和参数优化设计方法得到了一种24杆式主支撑结构.作为验证,对该支撑结构进行了静态翻转和动力学试验.试验结果表明,主支撑由竖直状态翻转到水平状态后,前端倾角变化小于10″,一阶固有频率为55 Hz,振动试验中支杆最大应力为135 MPa,满足各项设计指标要求.     

空间光学遥感器中碳纤维复合材料精密支撑构件的结构稳定性

为了研究应用于大口径空间光学遥感器中由碳纤维复合材料(CFRP)制成的精密支撑构件的结构稳定性,设计并研制了连接在主、次镜间的CFRP连接筒.由给定的主、次镜间角度变化量计算出连接筒前端面的最大挠度,根据实际载荷情况建立等效力学模型,计算连接筒轴向弹性模量,结合复合材料层压板理论,确定碳纤维铺层的合理形式.然后,运用ANSYS软件对有限元模型进行分析,计算主、次镜间的角度变化量和支撑结构的模态分布.最后,通过量级逐增的力学试验,采用光学测量方法测量主、次镜间角度变化量.验证CFRP连接筒的结构稳定性.实验结果显示:主、次镜间角度变化量＜10",CFRP支撑构件一阶基频＞75 Hz.CFRP支撑构件满足主、次镜间角度变化量要求,具有较好的结构稳定性.     

基于双星敏感器的船体姿态确定

由于单星敏感器横滚测量精度偏低会影响航向测量精度,本文针对测量船的实际使用环境,提出了基于视轴指向的双星敏感器船体姿态测量方法。介绍了单星敏感器船体姿态测量原理及其不足,分析了星敏感器滚动角测量误差对船体姿态测量精度的影响。设计了双星敏感器船体姿态测量系统,建立了基于视轴指向测量的双星敏感器船体姿态测量模型。最后,对该算法模型进行了外场试验验证。试验结果表明,基于双星敏感器的船体姿态测量方法获得的航向、纵摇及横摇测量精度分别为6.9″、5.7″及4.5″,显著优于基于单星敏感器的船体姿态测量精度,避免了星敏感器横滚测量精度对航向测量结果的影响,为船用星敏感器的工程设计提供了参考依据。     

微小卫星星敏感器支架的优化设计与试验

针对卫星结构中星敏感器支架在随机激励下加速度响应均方根(RMS)值过大的问题,提出了星敏感器支架优化设计方法。简述了星敏感器安装点随机响应的基本理论,对卫星结构进行了模态和加速度响应灵敏度分析。以星敏感器安装点RMS值最小为目标,以基频和体积分数为约束,建立了星敏感器支架随机响应优化模型,并对支架进行了拓扑优化设计。最后,利用MSC.PATRANNASTRAN对优化处理后的支架模型进行了工程分析。结果显示:星敏感器安装点随机响应RMS值降低了20%以上,支架结构轻量化率达到了50%。另外,利用振动试验台对支架进行了振动试验。实验显示:有限元分析结果与试验数据相对误差低于15%,表明设计的支架的性能参数满足设计指标,验证了所采用优化方法的可行性。     

空间光学遥感器电控箱结构设计与分析

分析了电控箱设计时应注意的问题,并结合这些影响因素,在设计过程中兼顾热设计、电磁兼容性设计和结构轻量化设计.运用UG软件建立了三维实体模型,给出了电控箱的总体结构解决方案.采用有限元分析软件MSC.PATRAN对电控箱进行了线性静力学分析和模态分析,根据有限元仿真结果,对相应的部件做了进一步的改进.结果显示结构应力远小于材料的屈服极限.结构的一阶固有频率是217.89Hz,满足总体提出的优于100Hz的要求,且有较大的刚度裕度.理论分析表明该设计方案是可行的.     

空间相机主支撑结构拓扑优化设计

针对目前空间相机主支撑结构设计中难于同时保证重量轻且刚度高的问题,提出了采用拓扑优化方法对空间相机光学系统主支撑结构进行优化设计的方案,并采用有限元分析法对两种空间相机主支撑结构优化设计的结果进行了检验。对卡塞格林光学系统和TMA光学系统主支撑结构进行拓扑优化后做了比较,卡塞格林光学系统主支撑结构一阶固有频率从41 Hz提高到72 Hz,重量降低了15%;TMA光学系统主支撑结构在一阶固有频率不降低的情况下,重量降低了35% 。结果表明,采用拓扑优化设计方法缩短了设计周期,提高了空间相机主支撑结构的性能,有效降低了支撑结构重量,满足了系统设计要求。     

行车重力式夹钳开闭器的改进设计

在冶金行业中,夹吊板坯的行车通常会使用夹钳开闭器来控市”夹钳闭合,从而吊运板坯。实际使用中发现放下板坯后,有时会发生开闭器脱离连接,夹钳上下部分分离,产生的惯性力突然加载在钢丝绳上,继而传导至小车上,导致小车弹离轨道,同时夹钳下部可能撞击地面人员及设备的恶性事故。为了减少事故率,提高生产效率,对夹钳开闭器进行了改进设计,通过增设止回机构,有效消除了事故隐患,避免了事故的发生。     

基于高精度星敏感器的船载雷达海上精度鉴定

航天测量船海上航行时主要通过精度校飞进行雷达精度鉴定,针对其周期长、耗费大和组织协调困难的缺点,提出了一种采用高精度星敏感器与雷达捷联跟踪测量空间目标进行海上精度鉴定的方法。雷达在跟踪空间目标的同时,星敏感器实时拍摄天线指向附近星图。首先,星敏感器利用雷达输出的编码器角度计算视轴的初始指向,通过快速星图识别和目标定位获取天线地心坐标系精确指向;然后,经坐标变换到地平系,根据蒙气差模型修正地平系俯仰角,再经过船摇修正转换到甲板坐标系;最后,进行轴系误差及脱靶量修正,实现雷达指向精度鉴定。试验结果表明:利用该方法测量的船载雷达相对于星敏感器方位、俯仰随机残差优于50″,满足雷达精度鉴定要求,证明该方法的可行性。     

一种星敏感器系统热设计方法及试验验证

目前,国内机构针对星敏感器的温控研究与设计较少,多集中于星图的图像处理和图像算法的优化。着重以星图中目标能量变化、信噪比、质心定位误差等参数为指标,分析温度对该星敏感器的热影响,从而实现高精度星敏感器在空间复杂热环境下的可靠应用。进一步基于星敏感器的结构及热分布,对星敏感器进行热设计及散热路径优化,提出星敏感器热电制冷器（Thermo electric cooler,TEC）的热控措施。以典型在轨高温工况与低温工况为例,利用有限元仿真软件进行该热设计的有效性与合理性仿真分析。在以上的设计与分析基础上,完成一套温度控制系统,通过模拟星敏感器在高温工况下的环境条件,使用热电制冷方式对星敏感器采取制冷措施,使星敏感器探测器温度维持在20℃±3℃,达到温控指标,保证星敏感器能够在恶劣温度环境下持续提供高精度姿态信息。重点阐明热环境因素与成像质量之间的关系,完成温度与星点识别精度的关联性分析,为后续星敏感器热控设计及定姿精度提升提供参考。     

大口径空间光学遥感器的碳纤维复合材料精密支撑构件的结构稳定性研究

摘要：为了研究应用于大口径空间光学遥感器中由碳纤维复合材料（CFRP）制成的精密支撑构件的结构稳定性,设计并研制了连接在主、次镜间的CFRP连接筒。对该连接筒建立等效力学模型、计算相关参数和确定铺层的合理形式,运用有限元法对连接筒进行分析计算,通过试验验证连接筒的结构稳定性。首先,由给定的主、次镜间角度变化量计算出连接筒前端面的最大挠度,根据实际载荷情况建立等效力学模型,计算连接筒轴向弹性模量,结合复合材料层压板理论,确定碳纤维铺层的合理形式。然后,运用ANSYS软件对有限元模型进行分析,计算主、次镜间的角度变化量和支撑结构的模态分布。最后,通过量级逐增的力学试验,采用光学测量的方法测量主、次镜间角度变化量,验证CFRP连接筒的结构稳定性。试验结果表明：主、次镜间角度变化量小于10″,CFRP支撑构件一阶基频大于75Hz。CFRP支撑构件满足主、次镜间角度变化量要求,具有较好的结构稳定性。