挠性航天器分散变结构控制稳定性研究

文章针对具有大面积太阳帆板的挠性航天器姿态控制问题,研究了分散变结构控制方案,设计了分散子系统滑动模态与控制律,并在分析和考虑航天器实际控制输出限制的基础上进行了合理简化,便于工程实现。由于实际航天器执行机构控制输出受限,以及系统不确定因素,不能始终满足滑动模态能达条件,证明了在控制受限情况下变结构控制系统的大范围渐进稳定性。开展了挠性航天器变结构姿态控制物理仿真实验,验证了控制系统的稳定性与有效性。     

结构CAD与结构概念

本文针对建筑结构计算机辅助设计应用软件所存在的功能差异,界面风格不统一,操作过程更是千差万别等现象,提出在使用应用软件的同时,必须重视结构设计概念,正确理解软件的技术条件,掌握适当的使用技巧,强调灵活运用,做到得心应手,才能达到使用软件,实现理想的设计目的。     

应用于微型航天器的微型核技术

根据微型核定义开发了一套演示验证系统,它将星载计算机、姿态控制系统和通信子系统集成到一个被称为信息处理单元(IPU)的黑盒子中;IPU通过CAN总线连接微敏感器,包括星敏感器、太阳敏感器、磁强计、光纤陀螺以及GPS接收机。IPU尺寸为200 mm×28 mm×138 mm,净重为640 g,整个系统重量小于5.5 kg。利用作者开发的包括地面站系统和执行机构(反作用飞轮和磁力矩器)的航天器测试平台实现了微型核的自主姿态控制。     

航天器空间碎片单护屏防护结构参数优化

为解决微流星体及空间碎片高速撞击威胁航天器的安全运行等问题，采用防护结构防护性能预报的Nysmith模型，以非线性优化方法分析撞击条件和结构参数对优化结果的影响。得出了最优解存在的可行性条件和防护间距下界与撞击参数的关系，以曲线图给出了各参数对优化结果的影响。研究表明优化结果在低撞击速度时随撞击速度的增加急剧增加，而在高撞击速度时趋于平缓。     

浅谈航天器的多功能结构及其制造工艺

我国的经济社会不断发展,科学技术水平不断提升,各项技术工艺达到了国际先进标准.以航天器为例,我国研制了新型航天器,扩展了传统航天器的功能结构,提升了航天器的制造水平,在一定程度上提高了我国的空间飞行效率.本文将具体探讨航天器的多功能结构及其制造工艺,希望能为相关人士提供一些参考.     

航天器结构发展趋势及其对材料的需求

航天器结构是航天器的重要组成部分和基础,是在各种力学环境和空间环境下,为航天器及其各分系统提供支撑、承受和传递载荷,并保持一定刚度和尺寸稳定性的部件和附件的总称。其中,附件是指在空间伸展在卫星本体之外的大型结构件,或星体内大型设备的主承力部分,如太阳翼、天线、相机支架和镜筒等。航天器结构在     

一种面向对象的参数建模方法

提出了一种交互式的面向对象的参数建模方法。其实现方法是：在交互式绘图的过程中，每当创建图元对象或处理某图形对象时，与参数和拓朴相关的信息被存贮在所创建的或处理的对象中，经过变体处理，并根据实际的参数与模型的形状进行计算，得到所需的对象。     

带弹性附件的航天器的动力学与变结构控制

为了研究一类挠性航天器的动力学特性、姿态的稳定控制以及弹性附件振动的有效抑制问题，首先用拟坐标下的拉格朗日方法建立了中心刚体上铰接有给定数目弹性附件的航天器的准确动力学方程，然后在基于非线性和低阶模态的动力学模型基础上用变结构控制方法设计了系统的反馈控制律，使星体姿态和弹性附件的振动同时得到了有效控制。研究结果表明，这样一类系统的动力学方程为系数时变的非线性微分方程，弹性附件的低阶模态对主体的姿态运动起主要影响作用。基于非线性和低阶模态模型基础上的变结构控制律对这样一类系统具有良好的性能。     

航天器发射场选址决策准则分析与建模

航天器发射场选址决策对航天事业发展至关重要。从航天器发射场选址决策准则和影响途径出发，采用层次分析法和费效分析法，针对我国航天器发射场建设的需求，建立并探讨了评价与优化模型。     

柔性太阳帆航天器动力学建模与姿态控制

对基于控制叶片的太阳帆航天器,推导考虑弹性振动的太阳帆姿态动力学方程和振动方程,利用非约束模态的概念给出了太阳帆航天器动力学方程的求解方法.结合超地球同步转移轨道太阳帆航天器偏航轴对地定向问题,设计了太阳帆俯仰轴的考虑Bang-Bang控制策略的PD控制器,数值仿真结果表明,所设计的基于控制叶片的控制器可以较快、较精确...     

航天器交会的动力学模型与误差分析

建立了航天器交会的相对运动模型，定量地分析了各种摄动力的影响，导出了建模过程的载断误差，并给出了算例，结果可用于航天器交会过程分析及误差修正。     

非惯性坐标系下柔性梁的动力学分析与压缩建模

文章针对大范围运动已知的空间柔性梁结构建立其动力学方程.通过研究与分析,提出了文中精确模型,各项矩阵较原有一次耦合模型新增了2类耦合项:即变形耦合项和基点速度和角速度耦合项.通过仿真计算,比较其动力学特性与零次、一次耦合模型的差异,确定各种耦合项的作用,并进行了定性分析.最后研究了复杂系统的压缩建模问题,为工程实际和今后的研究奠定了理论基础.     

分离模块航天器自适应队形保持控制

针对分离模块航天器队形保持控制问题,采用模块航天器集群飞行动力学高精度模型,并考虑模块质量的不确定性和外部摄动干扰,设计了一种自适应队形保持控制器,实现了模块轨迹对标称轨道的跟踪,数值仿真验证了该控制器的有效性。     

空间交会对接中二航天器相对运动的精确计算模型

本文较详细地分析了航天器在空间所受的各种摄动力,得出了航天器空间轨道的精确计算模型,进而建立了空间交会对接中二航天器相对运动的精确计算模型。     

载人飞船标准再入轨道的设计

分析了弹道──升力式载人飞船再入大气层过程中的轨道机动能力，并据此选取标准再入轨道，最后探讨了各种再入误差源对无制导再入落点的影响，这是飞船再入制导的基础。     

Corrugation Stuffed Shield for Spacecraft and Its Performance

With the increasing number of orbital debris andspace environment continuing to deteriorate,mete-oroid and orbital debris(M/OD)have become a realthreat for space missions.So interest in the problemof M/OD has increased dramatically in the world.Based on observations,the population of orbital debrislarger than1cmin diameter is more than110thou-sand,larger than1mmin diameter is more than35million,andit will be continuing to increase5%an-nually[1].Hypervelocityi mpact of orbital debrislarg-er t…     

膜结构裁剪设计中的仿真成形及质量评价

改进了传统的膜结构设计过程,即加入了膜结构缝合后模拟成形的过程;利用非线性有限元法,将设计（找形、裁剪）完成的膜结构仿真成形,从理论上检验裁剪膜片仿真成形后的应力状态,提出了裁剪膜片的质量评价标准;对常见的马鞍形膜面和伞形膜面进行了仿真成形分析,考察了结构矢跨比、裁剪宽度以及裁剪方向3个因素对其裁剪质量的影响。结果表明：所得结论能够为膜结构裁剪设计提供参考。     

控制受限的挠性航天器大角度机动变结构控制

考虑刚性主体上带有挠性梁的航天器,在建立挠性系统动力学模型的基础上,基于"喷气-飞轮"执行机构工作模式,设计了简单易行的滑模变结构控制策略进行大角度机动控制.通过最优控制理论设计弹性稳态器,抑制由于刚体运动而激发的弹性振动.实现了旋转机动的同时,有效抑制了弹性振动.     

基于故障树和G2的航天器故障诊断系统开发

在航天器故障诊断系统的开发方面提出了一些新观点.首先,提出了航天器故障诊断的层次诊断结构,给出了4类诊断框架,即系统级诊断框架、分系统级诊断框架、部件级诊断框架和零件级诊断框架.其次,提出了一个层次诊断模型,该模型有4个层次组成,即传感器层、功能层、行为层和结构层,这些层协同工作以实现故障报警、故障诊断和故障定位.再次,提出了面向故障树的基于框架和广义规则的混合知识表示方法及相关的推理策略.最后把故障树和专家系统开发工具G2结合起来并给出了一个航天器电源系统的诊断案例.