绳系卫星系统系绳展开及剪断后轨道参数的计算

研究在某些假设条件下绳系卫星展开及剪断过程，根据动量矩守恒和力平衡方程得到一代数方程，用于求解系统展开及剪断后的轨道参数，计算结果表明：绳系卫星系统展开及剪断后，轨道参数将发生变化。     

基于椭圆轨道的绳系卫星伸展及释放过程仿真研究

采用拉格朗日方法建立了基于椭圆轨道的绳系卫星动力学模型，通过模型分析证明面内伸展运动是稳定的．选择匀速和指数型展开控制律对面内伸展运动进行了仿真．给出了子卫星释放后其轨道半长轴及偏心率的计算公式．计算结果表明利用系绳可实现于卫星的轨道机动．     

椭圆轨道绳系卫星系统释放的类反步法控制

为解决椭圆轨道上绳系卫星系统的稳定和快速释放问题,在传统反步法的基础上,提出了一种类反步法的非线性控制方法.与传统反步法仅适应于严格反馈系统不同,提出的类反步法非线性控制方法不仅可以应用于非严格反馈系统,并且能够充分地利用系统的非线性模型来改善控制效果.首先,基于拉格朗日力学原理,建立了椭圆轨道上绳系卫星系统释放过程的动力学模型,并通过一种新型的量纲为1的变换对动力学模型进行化简,得到了量纲为1的卫星系统模型;其次,设计了一种类反步非线性控制方法以应对绳系卫星系统模型中的耦合特性,并采用Lyapunov函数验证了各系统状态的渐进稳定性能;最后,设计了绳系卫星系统释放过程的非线性控制和PID控制的数值仿真实验,通过对比验证了所提出的类反步法非线性控制方法的有效性.仿真结果表明,所提出的类反步法控制方案不仅可以稳定、高效地控制椭圆轨道上绳系卫星系统的释放过程;而且相对比传统的PID控制方案所取得的控制效果更优.     

Dynamic analysis of tethered space system deployment process

0　ＩＮＴＲＯＤＵＣＴＩＯＮＩｎｒｅｃｅｎｔａｓｔｒｏｎａｕｔｉｃａｌａｃｔｉｖｉｔｉｅｓ ,ＴＳＳ (ＴｅｔｈｅｒｅｄＳｐａｃｅＳｙｓｔｅｍ)ｂｅｃｏｍｅｓｏｎｅｏｆｔｈｅｍｏｓｔａｔｔｒａｃｔｉｖｅａｒｅａｓｆｏｒｉｔｓｓｐｅｃｉａｌｕｓａｇｅｓｉｎｐｒａｃｔｉｃｅ[1] ,ｓｕｃｈａｓｉｎｍｉｃｒｏｇｒａｖｉｔｙｅｘｐｅｒｉｍｅｎｔｓ,ｔｒａｎｓｐｏｒｔａｔｉｏｎｉｎｓｐａｃｅ ,ａｔｍｏｓｐｈｅｒｅｐｒｏｂｉｎｇａｎｄｇｅｎｅｒａｔｉｏｎｏｆｅｌｅｃｔｒｉｃｉｔｙｉｎｓｐａｃｅ ,ｅｔｃ .Ｔｈｅｍａｉｎ…     

含铰间间隙太阳帆板展开动力学仿真

为了研究铰间间隙在太阳帆板展开过程中的影响,采用非线性等效弹簧阻尼模型建立了间隙处的接触碰撞模型,同时采用Cou lomb摩擦模型考虑铰间间隙处的摩擦作用.并将其嵌入到ADAMS多体系统动力学分析软件中,对一单翼小卫星太阳帆板展开过程进行了数值仿真.研究了间隙撞击力的变化规律,分析了间隙对卫星本体姿态运动及帆板展开过程的影响.仿真结果可以较好地预测铰间间隙对卫星本体姿态运动及太阳帆板展开动力学的影响,对卫星姿态控制系统的设计和地面试验提供了参考和依据.     

柔性绳系辅助离轨系统展开动力学研究

以绳系辅助离轨系统为背景,考虑系绳质量和柔性因素,利用微元法建立柔性绳系辅助离轨系统的展开动力学模型;针对动力学方程的复杂的非线性和强耦合问题,采用伽辽金法进行离散化处理、求解及分析;并通过数学仿真来验证和分析柔性绳系辅助离轨系统的展开动力学特性.仿真结果表明,在绳系辅助离轨系统的展开过程中,系统的横向和纵向运动的位移...     

卫星太阳翼板面水平展开试验方法

为减少卫星姿态翻转,确保卫星光学载荷指向精度,提出卫星太阳翼板面水平展开试验方法.采用多自由度配重悬挂法抵消太阳翼水平展开试验过程中的重力,开展运动学及动力学分析、试验误差分析,完成卫星太阳翼板面水平展开试验验证.试验结果表明:相比传统展开试验方法,能够更真实的模拟太阳翼在轨展开运动;对太阳翼配重质量偏差、太阳翼吊挂质心偏差及系统摩擦力控制要求高.验证模型和试验方法的正确性,满足卫星太阳翼展开试验要求.     

卫星太阳翼阻尼器参数选定方法

为了研究阻尼器参数（位置、数量及阻尼大小）在锁定过程中对锁定冲击力矩及帆板展开到位过程中对卫星姿态角的影响,在卫星太阳翼系统建模的基础上,利用MSC.ADAMS动力学软件对太阳帆板展开过程进行了仿真分析,对展开过程中帆板之间的冲击力矩以及卫星姿态角变化进行了分析.结果表明：在连接架与帆板间施加单阻尼器可以有效地减小帆板...     

绳系子卫星的展开

建立了绳系卫星在有偏置情况下动力学方程,并通过简化方程组深入讨论了绳系子卫星的展开策略及相应的运动特征,数值仿真结果证明这种展开策略是可行的。     

星载天线展开机构可靠性的未确知分析法

对某周边桁架式大型星载天线的展开运动机理进行了研究,建立了展开机构的力学分析和未确知运动可靠性的分析模型．综合考虑尺寸误差和太空环境因素的影响,将运动功能函数视为未确知变量函数,利用未确知有理数计算的法则推导出可靠性计算公式,对机构在整个展开过程中的运动可靠性进行了预测．与成熟的随机方法想比,该方法简单易行,且能在缺乏足够数据或信息不完整的情况下,获得更安全、可信度更高的机构可靠性计算结果．用算例给出了未确知性天线展开机构功能函数的可能值及其可信度的计算结果,表明该方法的合理性和可行性．     

绳系卫星系绳参数的实时估计方法

研究了绳系卫星在轨运动中系绳参数的实时估计方法.分析了现有的估计方法所存在的问题,引入三轴张力计的测量信息和扩展Kalman滤波方法,提出了系绳摆角在大角度变化时系绳参数的实时估计方法,并进行了详细的推导与论证.最后,通过仿真验证了上述估计方案和算法的有效性,且获得了较好的估计精度.     

空天地一体化融合组网的挑战与关键技术

面向全域一致通信体验的需求,协同天基、空基、地基网络,能够消除通信盲区、加强广域互联的空天地一体化融合组网是未来通信重要的发展方向之一。然而,现阶段的空天地一体化融合组网只在一些特殊场景中取得了初步的应用,距离消除通信盲区、广域万物智联的愿景仍然存在诸多挑战。首先,文中概述了未来的空天地一体化融合组网架构;然后,分别从硬件、协议、节点部署和服务保障的角度分析了融合组网过程中面临的四大挑战,包括基于专用硬件的网元节点带来的融合组网功能升级困难、现有卫星通信协议标准性能低、三维广域空间带来的活动基站选址困难以及多样化业务难以进行差异化保障等问题。针对上述挑战,分别介绍了面向卫星的轻量级虚拟化技术、基于5G技术的卫星通信系统、水平与垂直面解耦的的活动基站选址和端到端的空天地一体化网络切片4个解决方案,为空天地一体化融合组网的发展提供参考。     

数字卫星地球站的系统设计和传输链路计算

卫星传输是广播电视节目主要传输手段之一．卫星地球站由模拟传输转为数字传输，其优势更加明显．以国家广播电影电视总局批准建设项目——浙江省广播电视数字卫星地球站为背景，运用视音频编码技术、数字传输技术和卫星通信技术，对数字卫星站系统功能和系统要求作了详细的阐述，对数字电视编码调制、卫星上行射频和音频切换监视等分系统的设计和构成作了具体介绍，并根据卫星上下行链路计算对卫星租用带宽、上行功率、天线接收系统品质因素等技术参数进行了分析和评价．该项目于2004年获国家广电总局科技创新三等奖，说明设计思路和链路计算方法是合理的.     

美军卫星通信装备发展分析

结合美军卫星通信装备发展现状，分析了美军卫星通信装备发展的指导思想、重点技术和发展趋势。美军始终围绕网络中心战，以战术应用为主来发展卫星通信装备；发展的重点技术包括IP、激光通信和动中通技术，并形成了标准化、智能化、软件化、高兼容性、射频和激光组合通信、轻小型化的发展趋势。这些分析对我军设计、研发和部署卫星通信装备具有重要的借鉴意义。     

面向区域导航增强的低轨卫星星座设计

部署低轨导航卫星是对现有卫星导航系统的有效补充,是实现导航增强的重要途径。研究了低轨卫星的星座设计问题,面向区域导航增强的应用需求,采用基于椭圆轨道的星座设计方案,利用卫星在椭圆轨道远地点运动速度慢、覆盖区域大、相对地面滞留时间长等特点,提升其对局部区域的覆盖能力。此外,在Flower星座框架下优化每颗卫星的轨道参数,确保其星下点轨迹重复经过重点区域的中心,延长卫星相对于给定区域的过顶时间。有效改善了过顶时间、覆盖重数、空间几何分布等影响导航性能的关键指标。在以北斗3号系统为导航增强对象的仿真对比中发现,在低轨卫星数量相同的条件下,该文的卫星星座设计方案具有更好的导航增强性能。     

卫星轨道递推的GPU集成式并行加速方法

为克服传统卫星轨道模型预报方法的速度瓶颈,为实现卫星在轨自主规划变轨奠定基础,利用图形处理器(GPU)并行计算方法对多卫星轨道解算进行加速,构建了轨道预报并行计算模块,成功实现了卫星轨道预报的大幅加速.为提高低计算量时解算速度,提出了集成式GPU加速方法,将简化常规摄动模型(SGP4)解算模型整体代入核函数,计算机内存仅需与GPU进行一次调用及数据交互,大大缩短调用核函数时间,较模块化GPU加速方法在中低规模计算量时速度有明显提高.本研究于两种设备上基于统一计算设备架构(CUDA)实现了集成式加速方法并进行了加速试验,在小型嵌入式开发板NIVIDA TX2设备上可实现在5 s内进行500颗星一天时间86 400步的轨道预报,笔记本设备上GPU加速比也可达到中央处理器(CPU)的4.6倍,且加速后精度损失极低.实验结果表明:集成式加速方法适用于中低规模星数(总步数小于400万步)的并行解算任务,模块化加速方法适用于大规模星数(总步数大于400万步)的并行解算任务.     

大型星载天线展开机构中同步齿轮系防卡滞研究

大型星载天线展开机构中常采用齿轮系统来实现桁架结构的同步展开，而卡滞失效是展开机构中同步齿轮副的一种主要失效形式．从齿轮啮合的极限位置出发，给出了同步齿轮副不发生卡滞的条件．在综合考虑齿轮加工误差、装配误差和太空环境温度等因素的基础上，构建了齿轮副防卡滞的可靠性分析模型，得到了用最小齿顶隙表示的齿轮啮合运动功能函数．把齿轮形状和位置的实际尺寸视为随机变量。用二阶矩方法推导出齿轮防卡滞可靠度的计算公式．最后，针对某周边桁架式星载天线的实例进行计算。得到如下结论：1)温度荷载对于同步齿轮系防卡滞可靠性的影响不客忽视；2)如果两齿轮以标准中心距安装。太空环境中的热变形会明显降低齿轮的传动性能；3)适当采用正变位中心距安装齿轮副，并避免星载天线的展开机构在高温下工作，可以提高防卡滞可靠度．     

控制效能与飞机多操纵面配置

提出一种对多操纵面布局飞机进行优化配置的理论方案。令不同舵面配置类型飞机产生相同的机动飞行，从而提出了控制效能概念，推导出Moore—Penrose逆算法是解决控制效能的一种有效工具。基于此概念分析了某型飞机在不同舵面配置情况下的控制效能。此算法为新型飞机设计提供了一种解决操纵面配置的途径。     

关于GB/T16948中向视配置法的研究及修订

剖析了GB／T16948—1997第3．31款所定义向视配置法,其定义不够准确．研究了向视图配置法配置的视图,并指出其特征是两投影面体系中的视图,又是可自由配置的视图,在视图的上方用大写字母标注视图名称,在相应视图上用箭头指明投射方向．对GB／T16948—1997第3．31款向视配置法提出修订建议．     

基于非概率模型的星载天线展开机构可靠性分析

对某周边桁架式大型星载天线的展开运动机理进行了研究，建立了展开机构的力学分析和非概率运动可靠性的分析模型，综合考虑尺寸误差和太空环境因素的影响，将运动功能函数视为区间变量函数，利用优化算法推导出非概率可靠性计算公式，对机构在整个展开过程中的运动可靠性进行预测，并和将运动功能函数中的变量视为正态分布的概率模型下的可靠度相比较，概率可靠性指标约为非概率可靠性指标的3倍，两者的变化趋势相同，而且与试验过程比较吻合。