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.     

卫星轨道控制力对挠性帆板振动的影响

针对卫星轨道控制期间,轨道控制推力对挠性附件与卫星姿态的影响问题,利用拉格朗日方程建立了带有大型太阳帆板的卫星动力学模型,分析了卫星质心运动、姿态运动与挠性振动的耦合关系.轨道控制力会激起挠性帆板振动,并且影响卫星姿态运动.当帆板相对卫星锁定在不同角度时,挠性振动与卫星质心、姿态运动的耦合关系发生变化,推力对帆板振动的影响也不同.通过数学仿真验证了轨道控制推力对挠性帆板与卫星姿态的影响.这些动力学特性为卫星轨道控制期间姿态控制问题提供了重要依据.     

空间展开桁架结构动态特性分析

通过ADAMS和I—DEAS建立空间展开桁架的柔性多体动力学仿真模型．比较了刚柔桁架展开过程中卫星姿态角及姿态角速度的变化,及柔性桁架的不同展开速度对卫星姿态角及姿态角速度的影响．通过对卫星在不同初始姿态角速度下,及在受到力矩脉冲作用下展开时卫星的姿态角速度影响的比较,说明了在这两种初始扰动下桁架展开运动的稳定性情况．对不同驱动角速度下桁架展开的仿真比较得到该桁架的失稳条件．     

采用帆板-滑块执行结构的太阳帆姿态控制

为实现太阳帆三轴姿态控制,采用一种新型的帆板-滑块执行机构进行姿态控制.基于滑模控制理论提出一种强鲁棒的姿态控制器,以抑制执行机构工作过程中航天器转动惯量变化对姿态控制的影响.此外,引入自适应律,提出一种自适应抗扰控制律,以抑制光压力矩和引力梯度力矩对姿态的干扰作用.最后,基于执行机构的动力学特性设计了操纵律,解算出帆板转动角度和滑块滑动位移,提供给控制器所需控制力矩.仿真结果表明:采用所提控制律和执行机构操纵律可使太阳帆姿态较快地机动至期望位置,并较好地抑制了转动惯量变化、光压力矩干扰和引力梯度力矩干扰带来的影响,同时使控制力矩、帆板角度和滑块位移均保持在适当的幅值范围内.所提控制策略有效地实现了太阳帆三轴姿态控制.     

大型挠性航天器刚柔耦合动特性分析

为研究装载周边桁架式可展开天线的航天器在进行姿态调整时的动态响应特性,建立了航天器动力学模型,并对姿态调整过程的动态响应进行数值求解.首先建立由可展开天线、太阳帆板和中心平台组成的整星有限元模型并求出无约束边界条件下的固有频率和振型.通过有限元模型和Adams联合仿真建立航天器零次刚柔耦合动力学模型并求得姿态调整过程整星的位移和转角以及太阳帆板和可展开天线的动态响应.结果表明:整星的低阶模态特性主要体现在太阳帆板和天线连接杆的变形上,而天线结构无变形;航天器在进行姿态调整时,挠性部件在做大范围整体运动的同时发生显著的结构振动;航天器完成姿态调整后天线几何中心点在平衡位置附近继续振荡.     

反作用飞轮非理想电磁力矩对卫星姿态的影响

针对反作用飞轮中存在的力矩波动和力矩跳动这2种非理想电磁力矩,分析其产生机理,建立了轮控微小卫星姿态稳定控制系统的仿真模型.分析了力矩波动系数和力矩波动频率、力矩跳动幅值和跳动持续时间对卫星姿态的影响,最后给出抑制非理想电磁力矩的措施.分析和仿真表明:当卫星姿态控制精度要求较高时,非理想电磁力矩的影响不容忽视.力矩波动...     

卫星在轨周期干扰力矩辨识与补偿方法的研究

文章针对三轴稳定卫星受周期干扰影响的情形,研究周期干扰力矩预先未知的情况下卫星在稳态运行期间姿态的高精度控制问题.要实现卫星姿态的高精度控制,需要对未知周期干扰力矩进行在轨估计进而实现补偿.该文首先基于卫星的稳态输出数据,采用特征系统实现法辨识周期干扰力矩的频率,并结合控制系统的闭环传递函数估计干扰的幅值进而获得周期干扰的完整模型.然后提出了使用前馈控制对所估计干扰实现在线补偿的方案.分析和仿真结果表明,上述方案能有效地克服未知周期干扰力矩对姿态稳定度的影响,提高在轨运行卫星的姿态控制精度.     

含间隙铰可展太阳翼末端重复展开精度分析

为提高太阳帆板重复展开定位精度,研制了太阳帆板重复可展机构. 可展机构采用绳系内错式传动原理实现二级帆板的同步重复展开功能,采用水平和铅垂两种布置方式适应太阳帆板的不同展开工况. 基于工程实际,引入铰链间隙以及帆板柔性两因素,建立可展太阳帆板的动力学模型,并进行仿真及数值分析. 分析结果表明:太阳帆板末端位姿精度随铰链间隙的增大而降低,而柔性则直接导致太阳翼展开时产生误差,但二者耦合作用时,能够补偿间隙对帆板重复展开末端位姿精度的影响. 利用研制的可展机构样机对太阳翼展开性能、重复展开定位精度进行实验测试,实验结果验证了合理设计铰链关节间隙,利用帆板柔性与铰链间隙的耦合作用可补偿帆板重复展开末端位姿误差;在许可误差范围内,合理地匹配两因素,可使铰链间隙值具有较大的可取范围,对提高机构的定位精度有益.     

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.     

考虑安装偏差的联合执行机构自适应控制算法

为满足卫星机动过程中成像的需求,采用联合控制力矩陀螺和飞轮作为执行机构提供大且精确的控制力矩,但其安装的偏差会降低卫星姿态控制精度,基于设计自适应控制律处理这一问题.在携带变速控制力矩陀螺卫星通用模型的基础上,建立考虑安装偏差的联合执行机构控制模型.基于修正罗德里格参数描述的姿态运动学,设计多输入多输出自适应跟踪控制律估计执行机构的安装偏差与卫星转动惯量,并进行控制补偿以提高姿态控制精度.采用平滑映射避免控制律出现奇异现象而导致的无法执行,并基于Lyapunov原理分析了控制系统稳定性.数学对比仿真结果表明,该控制方法能够有效的实现卫星快速机动过程中的高精度控制,可提高2个数量级的跟踪控制精度.     

调姿时间对敏捷成像卫星任务规划影响仿真

任务间卫星观测姿态调整时间是敏捷成像卫星任务规划最为重要的一个约束。对姿态调整时间的影响因素进行分析,建立空间运动学模型计算任意时刻卫星对目标的观测摆角。在此基础上,给出一种姿态调整时间的计算方法。通过仿真实验,对不同调姿模式和调姿开始时间条件下姿态调整时间的变化及其对最早可观测时间的影响进行了分析,旨在为敏捷成像卫星任务规划提供支持。     

三状态信道模型在卫星移动通信系统中的应用研究

在理论研究的基础上,提出一种新的卫星信道模型。模型按照卫星直视信号受遮挡的程度不同,将陆地卫星移动通信信道质量的变化描述为三个不同的状态。同时考虑了卫星对接收机仰角不同对信道参数的影响,使得对信道特性的描述更加直观、合理。     

Wing load investigation of the plunge-diving locomotion of a gannet Morus inspired submersible aircraft

In this paper,we studied the wing root pivot joint’s radial load of a submersible airplane which imitates the locomotion of gannet’s Morus plunge-diving,by implementing a test device name Mimic-Gannet.The housing of the device was designed by mimicking the morphology of a living gannet,and the folding wings were realized by the mechanism of variable swept back wing.Then,the radial loads of the wing root were obtained under the conditions of different dropping heights,different sweptback angles and different water-entry inclination angles(i.e.,the angle between the longitudinal body axis and the water surface),and the relationships between the peak radial load and the above three parameters were analyzed and discussed respectively.In the studied areas,the minimum peak radial load of the pivot joint is 50.93 N,while the maximum reaches up to1135.00 N.The largest peak load would be generated for the situation of vertical water entry and zero wing sweptback angle.And it is of great significance to choose the three parameters properly to reduce the pivot joint’s radial load,i.e.,larger wing sweptback angle,smaller dropping height and water-entry inclination angle.It is also concluded that the peak radial load on the wing root is closely linear with the water-entry dropping height and the wing sweptback angle with a significant correlation.Eventually,the relationship between the wing load and the dropping height,water-entry inclination angle or wing sweptback angle,could be used to calculate the wing load about plunge-diving of a submersible aircraft,and the conclusions reveal the wing load characteristic of the gannet’s plunge process for the biologists.     

三线阵CCD立体测绘卫星像移姿态跟踪补偿研究

介绍了三线阵CCD传感器的成像原理,分析了由于地球自转角速度的存在而产生三线阵CCD传感器像移的机理.在规划姿态跟踪策略的基础上,建立了有效成像面积和姿态机动方式的数学关系,求解关系式最大值以得到像移补偿的姿态跟踪机动策略.最后给出了姿态跟踪过程中的目标姿态和目标姿态角速度变化规律.     

Research on Designing Profiled Rod Warhead

A new Kinetic Energy Rod (KER) warhead named profiled rod warhead is proposed in this paper. Based on the design of profiled rod warhead, a model of profiled rod driven by detonation is established. The detonation process is simulated by ANSYS/LS-DYNA, and the deployment velocity and initial flight attitude of rod are achieved. In addition, static rod deployment testing are performed to investigate the damage effect, the spatial flight attitude and deployment velocity. A satisfactory agreement is obtained by the comparison between numerical results and testing results. Meanwhile, the profiled rod studies are conducted to determine a higher penetrability compared with traditional cylindrical rods. Rigid body dynamics equations of profiled rod, which accounts for the influence of air resistance, are set up to predict the flight trajectory of long-distance. The results show that the profiled rod may provide a better penetration angle which still maintains a significant penetrability against projectiles when the rods move off long-distance range.     

基于遥测数据的定点自旋卫星姿态选优方法

自旋姿态确定和控制都是由地面完成,由于几何观测条件限制、测量误差和计算方法不同,姿态确定结果往往不一致,进而影响到姿态应用和控制精度.充分利用卫星定点后,星上红外地球敏感器对地观测弦宽变化规律,确定了自旋轴与轨道法向夹角与地球测量弦宽关系,推导了由卫星下传遥测数据差分值计算自旋轴与轨道法向夹角的计算公式,由于消除了测量数据系统差,精度得到了很大提高,在此基础上提出的姿态选优算法可以从不同定姿结果中选出最接近卫星真实情况的姿态.该方法已经在我国在轨自旋卫星日常测控中得到应用.     

计算DSP预警系统对弹道导弹探测概率的一种方法

提出了一种计算DSP（defence support program）预警系统对弹道导弹探测概率的方法。该方法能够反映DSP系统工作方式、DSP卫星光学系统性能、卫星观测方向、导弹姿态、天气状况对探测概率的影响，计算结果比较准确。提出使用STK得出DSP卫星对导弹的扫描时间，建立了卫星观测方向与弹体纵对称轴夹角简化计算模型，使计算简便易行。     

椭圆轨道GEOSAR特性分析及成像方法研究

建立了同步轨道合成孔径雷达(GEOSAR)的椭圆轨道模型,对其特殊的运动特性进行了分析,重点研究了椭圆轨道条件下目标的多普勒特性．针对卫星姿态误差对多普勒参数的影响从而导致成像质量下降的问题,通过推导存在姿态误差情况下的多普勒参数表达式,发现在GEOSAR中俯仰角和横滚角对多普勒参数的影响比较大,为了保证成像质量,应尽量提高俯仰角和横滚角的测量精度,并控制它们的扰动．最后针对GEOSAR非线性运动给成像带来的困难,对SPECAN算法、结合运动补偿的RD算法和后向投影算法进行了比较和分析,证明了这3种成像方法在GEOSAR中的可行性．计算机仿真结果验证了分析结论的正确性和成像算法的有效性．