高精度航天器微振动建模与评估技术最近进展

航天器微振动是影响高精度航天器指向精度和成像质量等关键性能的重要因素，其力学环境极其复杂，工程上主要依靠理论建模和仿真评估手段进行分析和设计。从微振动力学环境、集成建模与综合评估技术、成熟软件系统和仿真实验设备等方面入手，全面介绍了国内外微振动集成建模与综合评估技术研究发展情况，结合国外发展和国内需求对我国相关技术研究的关键技术进行了分析，基于国内研究基础给出相关技术研究的发展思路。     

航天器着陆缓冲机构技术研究进展

航天器着陆缓冲机构是开展地外天体着陆探测的核心装置,其着陆性能直接关系到整个探测任务的成败。本文梳理并总结了现有航天器着陆缓冲机构的相关设计技术,重点介绍了航天器着陆缓冲方法、机构构型和地外小天体着陆/锚定机构,并对其优缺点和适用情况进行了总结分析。其次,针对各类着陆缓冲机构总结了动力学分析技术现状,对比了理论解析模型法、全机刚体仿真分析法、刚柔耦合仿真分析法、全机柔性仿真分析法和半主动控制仿真法等动力学分析方法的优劣。再次,论述了地面等效试验技术的研究进展,阐述了滑轮平衡法、斜坡模拟法和全机1/6尺寸模型法3种地面等效试验方法的主要特点。最后,结合未来深空探测需求,对航天器着陆技术存在的问题、及发展趋势进行了总结与展望。     

航天器姿态滑模变结构控制系统的设计

给出了航天器三轴动力学和四元数姿态运动学方程。在分析滑模变结构控制的基本原理和设计方法的基础上，通过二次型最优法解出航天器姿态角速度与姿态角之间的函数关系，进而得到滑动平面。在此基础上，应用滑模变结构控制方法对航天器姿态控制系统进行了设计和仿真，并与PID控制系统进行了分析比较。仿真结果表明，滑模控制系统具有良好的动态品质和稳态性能，体现了变结构控制的突出优点，对系统摄动和外加干扰具有极强的鲁棒性和自适应性。     

航天器变构型模块化可维修技术

现有可维修航天器为实现可维修能力代价大,且技术发展途径不清晰,难以推广应用.本文在对国外可维修航天器技术特点分析的基础上,从可维修体系架构、可更换功能模块体系和即插即用接口体系3方面,提出了一种可维修航天器的通用设计方法.结合所提方法,设计了一种主结构可变构型的模块化可维修航天器,阐述了所涉及的关键技术.所设计的可维修...     

跳跃式返回航天器落点预报技术研究

建立了航天器再入动力学模型，提出了使用动能定理计算再入航天器质阻比和升阻比的方法。针对着陆场系统无法获取返回舱升力控制模型的实际情况，提出了一种使用理论机动弹道进行修正的再入航天器航迹预报算法；使用“嫦娥五号”再入段实测数据进行验证，结果显示本文算法显著提高了跳跃式返回航天器落点预报精度。     

航天器宽带随机振动响应分析

简要概述了航天器宽带随机振动试验和分析的必要性以及国内外预示技术的发展与现状；然后以某卫星为例，利用有限元方法和统计能量分析（SEA）对整星的宽带随机振动学环境进行了预示，经过与试验结果的对比，验证了上述方法的可行性。     

航天器故障诊断专家系统技术的应用和发展

阐述了航天器故障诊断技术的重要性。回顾了航天器故障诊断专家系统技术应用和发展的历史，列举了现已开发的航天器故障诊断专家系统，着重介绍了两个重要原型系统。指出了航天器故障诊断专家系统技术的发展方向。     

航天器平台-载荷-控制一体化协同研制

航天器任务能力的指标提升，对卫星系统设计的深入、精细以及集约要求更高。以系统性能最优为终极目标，围绕任务能力开展多学科一体化设计，进而引起的产品集成、验证模式的显著改变。本文对国内外航天器多学科一体化研制模式的发展和应用情况进行介绍，分析了一体化设计的需求和内涵，并对多学科一体化协同平台的实现及探索性应用进行了研究。     

弹道式再入航天器落点预报技术

建立了航天器弹道式再入动力学模型，并针对航天器在着陆前开减速伞导致高空风对航天器落点影响大的特点，建立了高空风对航天器的动力学模型。提出了基于高空风实时修正的航天器落点预报算法。相比以往的算法，该算法无需提前计算高空风修正插值表。经实测数据验证，算法显著提高了航天器的落点预报精度。     

三轴充液航天器建模及姿态稳定控制

针对目前文献中采用的充液航天器模型多为二维平面模型,而实际中充液航天器在轨运行环境为三维环境的情况,对一类贮箱关于航天器中心轴对称的三维面充液航天器进行了动力学建模与姿态控制研究,使其更具有实际意义。首先,根据航天器在轨运行的环境建立了参考坐标系,采用单摆模型等效液体燃料的晃动。在此基础上采用角动量守恒定律建立了充液航天器各个部分对其质心的惯性力矩,并将其与充液航天器动能方程推导得出的拉格朗日方程相结合,得出完整的动力学方程,完成了建模工作,并分析得出该欠驱动系统零动态不稳定的结论。最后,考虑航天器刚体部分常值转动惯量存在参数不精确,同时三轴力矩发生常值干扰的情况,设计了滑模控制器,保证了充液航天器在轨道坐标系上的姿态稳定。     

一种构建天地一体化网络的航天器信息系统设计方法

随着航天技术的发展，天地间数据交互容量、实时性等需求不断凸显。传统航天器信息系统基于1553B总线或RS422，LVDS等硬线直连架构传输数据，传输速率最多只能达到1Mb/s或100 Mb/s，已无法满足大容量数据实时传输的需求。本文提出一种新的系统设计方法，将地面成熟的1 000 Mb/s/10 Gb/s以太网技术应用到航天器中，构建天地一体化通信网，在天地间无线链路传输总带宽允许的情况下，较大程度提高天地间数据传输速率，同时有效减少星上电缆网配套数量，进而减轻飞行器重量。本文所提方法正在国内某大型组合式航天器设计中应用，可为后续航天器数传设计提供参考。     

航天器推进剂晃动与控制系统之间耦合效应的混合型估算方法(英文)

基于等效力学模型理论与计算流体力学技术,提出了一种用于估算航天器中推进剂晃动的力学影响的方法.以计算流体力学技术为依托,建立了晃动的等效力学模型并将其整合为晃动模块,以便在航天器导航控制回路的仿真分析中应用.该模块体现了航天器运动特征参数与推进剂晃动动力响应之间的映射关系,使其在用于分析晃动与控制系统之间的耦合效应时,比直接应用计算流体力学分析软件更为方便.该方法的正确性与优势通过检验算例得到了验证.通过在实例中应用,证明了该方法可方便地用于确定晃动的影响和检验数种防晃设计的有效性.     

航天器环境试验标准体系研究

环境试验是航天器安全和可靠性的重要保障。本文在对航天器研制过程中所经历的环境及效应分析的基础上，从航天器的系统构成和航天器的研制流程角度，对航天器的环境试验进行了分类，进而构建了航天器系统级、分系统/组件级、材料/器件/电子元器件级的环境效应试验标准体系，这对航天器的研制及航天器的在轨安全和高可靠性具有重要意义。     

Adaptive Angular Velocity Tracking Control of Spacecraft with Dynamic Uncertainties

The tracking of orientation and angular velocity is a primary attitude control task for an on-orbit space- craft. The problem for a rigid spacecraft tracking a desired angular velocity profile is addressed using an adaptive feedback control. An angular velocity feedback tracking algorithm is firstly developed based on the precisely known attitude dynamics of the spacecraft, and the global tracking of the control algorithm is proved based on the Lya- punov analysis. An adaptation mechanism is then designed to deal with the dynamic uncertainties of the spacecraft. Such an adaptation mechanism enables the controller to track any desired angular velocity trajectories even in the presence of uncertain inertia parameters, although it does not guarantee the inertia tensor being precisely identified. To verify the effectiveness of the proposed adaptive control policy, computer simulations on dynamic equations of a spacecraft are conducted and their results are discussed.     

用于微小卫星的陀螺随机常值偏置误差的在轨标定

结合陀螺在微小卫星上的使用,提出了一种不依赖于其余敏感器信息的陀螺随机常值偏置实时在轨标定技术.该技术利用陀螺在轨实时测量信息,结合卫星姿态动力学本身的约束,实现了陀螺加电后初始随机零偏的在轨实时确定.分析了标定模型的可观性,得出了该技术的适用条件.仿真结果表明,该标定算法具有较高精度,对陀螺采样频率具有一定的鲁棒性,并具有较快的收敛速度,在给定的姿态动力学模型的精度条件下,100 s内基本稳定,收敛精度在1.0 (°)/h左右,标定性能可满足空间任务的需求.     

Robust Adaptive Attitude Maneuvering and Vibration Reducing Control of Flexible Spacecraft Under Input Saturation

A robust adaptive control scheme is proposed for attitude maneuver and vibration suppression of flexible spacecraft in situations where parametric uncertainties,external disturbances,unmeasured elastic vibration and input saturation constraints exist. The controller does not need the knowledge of modal variables but the estimates of modal variables provided by appropriate dynamics of the controller. The requirements to know the system parameters and the bound of the external disturbance in advance are also eliminated by adaptive updating technique. Moreover,an auxiliary design system is constructed to analyze and compensate the effect of input saturation,and the state of the auxiliary design system is applied to the procedure of control design and stability analysis. Within the framework of the Lyapunov theory,stabilization and disturbance rejection of the overall system are ensured. Finally,simulations are conducted to study the effectiveness of the proposed control scheme,and simulation results demonstrate that the precise attitude control and vibration suppression are successfully achieved.     

航天飞行器脉动压力数值计算方法综述

航天飞行器以高马赫数飞行时,由于边界层的复杂流动将产生强烈的脉动压力环境。由此会引发仪器设备强烈的振动与噪声环境,从而大大降低了系统的可靠性,甚至导致飞行失败。长期以来,国内外在飞行器脉动压力预示方面开展了大量的理论分析、数值计算与试验研究,取得了一定的成果。随着计算流体力学和脉动压力计算方法的日趋成熟,数值方法正日益成为脉动压力环境预测的主要工具。针对飞行器脉动压力环境的基本特征,对目前常用的脉动压力数值计算方法和现有研究成果进行了较为全面的介绍,对新一代航天飞行器的研制提供了一定的参考依据。     

航天器视场遮挡分析方法研究

敏感器视场遮挡分析是航天器构型布局设计的重要组成部分，针对大型在轨变构型航天器敏感器视场遮挡分析工作量大、出错率高、遮挡率无法量化等特点，本文提出一种基于敏感器第一视角的视场遮挡快速分析方法。该方法通过设置第一视角图像蒙版及图像映射，模拟方锥形、圆锥形、球形等各类敏感器视场，通过逐个像素比对，计算视场遮挡率和遮挡方位。使用此方法建立了空间站敏感器视场遮挡分析系统，结果表明新方法能够显著提高视场遮挡分析效率和准确率，并且为机构类部件运动过程对敏感器视场遮挡的分析提供了有效工具。