运动副间隙对卫星天线双轴机构动态特性影响

卫星天线指向精度要求高,天线驱动机构中有运动副的存在就不可避免地含有间隙,研究间隙等非线性因素对卫星天线驱动机构动态特性影响尤为重要。以某型卫星天线双轴驱动机构为研究对象,基于虚拟样机技术,采用非线性弹簧阻尼模型建立了间隙处的接触碰撞模型,同时采用库伦摩擦模型考虑运动副间隙处的摩擦作用。通过对虚拟样机进行动力学仿真,分析研究了运动副间隙及其大小、不同驱动力矩等因素对双轴驱动机构动态特性的影响规律。结果表明:间隙及过大的驱动力矩将使天线定位精度降低、稳定性变差。综合考虑各因素影响,对卫星天线系统进行结构优化,是提高天线定位精度的有效途径。     

基于偏差模型的导弹发射动力学仿真

基于偏差模型的导弹发射动力学仿真是根据偏差来源建立相应的偏差模型,将偏差力、力矩与标准状态下的受力叠加得到导弹实际受力,再进行运动状态的求解.这种基于偏差模型的仿真系统既能够单独分析各项干扰因素对发射精度的影响,还能够综合多项干扰进行数值打靶模拟分析.针对某舰载倾斜发射导弹,仿真分析了发射臂振动、推力偏心、导轨不平、舰船运动等干扰因素对初始扰动的影响,并进行了5 000次数值打靶统计分析.在给定的干扰概率分布条件下,命中概率达到93.86%.     

基于输入解耦特征模型的四足机器人运动控制

摘要： 针对四足机器人腿部关节控制和转弯步态规划问题，建立四足机器人单腿动力学模型，分析其多输入多输出、时变、耦合和非线性等特性，建立并推导一种具有输入解耦形式的多输入输出特征模型；在此基础上设计由多变量黄金分割自适应控制律和微分控制律组成的控制器；其次提出一种对角转弯步态，通过修正左右腿的迈步步长实现机器人的转弯，进一步分析步长修正量与转弯半径的关系；最后通过虚拟样机技术，分别进行机器人零负载和50 kg负载情况下的直行和转弯步态仿真，仿真结果验证所提方法的有效性.     

飞行器动力学虚拟样机技术研究

动力学虚拟原型样机的开发有许多关键技术,如:高等级建模粒度、实时的运行框架、规范的数据结构和共享的仿真资源等等.通过对动力学虚拟样机进行初步研究,提出了一个支持复杂动力学虚拟样机系统的设计/开发/集成环境,并对基于运行时间框架RTI(Run Time Infrastructure)的协同仿真环境做了较深入探讨,提出利用数据网关技术解决实时性能高的仿真子网与协同仿真主干网的互联问题,并总结了动力学虚拟样机的特点和关键技术.      

微小卫星三轴稳定磁控算法工程应用

为降低微小卫星的成本和提高卫星可靠性,研究采用磁力矩器作为唯一执行机构对卫星进行三轴姿态稳定的问题。利用线性二次型调节器（LinearQuadraticRegulator,LQR）最优控制理论分别设计无限时间状态调节器和定常增益状态调节器,实现纯磁控下的微小卫星对地三轴稳定控制。同时结合卫星实际工程应用,以在轨飞行的“开拓一号”卫星为研究对象,分析卫星惯量积、轨道倾角、剩磁干扰、气动干扰等因素对控制精度的影响。仿真结果表明LQR控制器具有稳定性和实用性,在小干扰情况下,控制精度较高。     

一种仿生附着装置柔顺关节的优化设计

为提高仿生附着装置在捕获空间非合作目标物时对目标运动参数的适应性,设计了一种3自由度串联柔顺关节,可通过关节嵌入系统后的协调运动来辅助装置被动适应运动目标物姿态,并在运动过程中基于弹簧、阻尼缓冲器组成的关节柔顺机构及其能量耗散原理来降低目标物动能。为验证、优化关节性能,通过ADAMS虚拟样机软件建立了基于柔顺关节的仿生附着装置捕获过程运动学与动力学模型,分析了柔顺关节3组弹簧刚度系数、黏滞阻尼系数对非合作目标物捕获状态的影响,并利用ADAMS-iSIGHT联合仿真平台,通过多岛遗传算法对上述弹簧、阻尼器的重要参数进行了优化,极大提高了柔顺关节的能量耗散效果,同时保证了可捕获目标物运动参数达到规定要求。      

GSO卫星系统布设中的通信干扰评估方法

针对地球静止轨道（GSO）卫星系统在卫星和地球站布设中的同频干扰评估问题，设计了地球站及卫星的全球分布对下行和上行通信链路的干扰评估场景，以及考虑波束业务特征影响的多条链路的集总干扰场景，构建了不同场景下的干扰评估和分析计算的模型，提出了一种基于干扰函数极值的评估方法。所提方法通过建立干扰系统地球站的随机分布集合和受扰系统的干扰函数，结合国际电联（ITU）提供的全球地形数据、天线波束参数、电磁波传播模型，能够实现对2个GSO卫星系统间的卫星轨位和地球站布设的定量化计算分析。采用所提方法对位于47°E±6°的GSO卫星系统、位于（23°N，26°E）地球站的同向下行链路，以及位于（23°N，26°E）的地球站对26°E±6°的GSO卫星系统的同向上行链路的干扰情况进行了定量化计算。结果表明:在卫星轨位间隔为2°时的干扰噪声比值为-12.29 dB，与ITU建议书中规定的-12.2 dB的限值之间的误差为0.7%，证明了所提方法的有效性和可行性。所提方法还可以统计GSO卫星系统在任意角度间隔和全球布设场景下的干扰分布情况，对于干扰评估和规避措施的制定具有一定的借鉴意义。      

多点磁场协同探测反演电离层电流密度

相对于传统的单点磁场探测,多点磁场协同探测可以同时获得各测点磁场,消除探测磁场随时间的变化,能更好地计算空间电流密度.根据由多点磁场反演计算空间电流密度的计算方法,开展数值仿真,分析卫星编队数量、卫星编队构型、卫星定位偏差、卫星姿态测量误差、磁场测量误差、外部磁场强度及外部电流密度等对电流反演误差的影响.仿真结果表明,5星编队优于4星编队.在5星编队条件下,卫星姿态测量误差、卫星编队构型和外部磁场强度是反演误差的主要来源.根据仿真结果,当卫星姿态误差为0.001°,卫星编队尺度约为100km时,赤道区域电流密度的反演相对误差约为24%.      

虚拟匹配单元对力觉交互系统性能影响分析

讨论虚拟现实力觉交互系统中,阻抗再现方式下虚拟匹配单元对系统稳定性和透明性的影响.对不同的虚拟环境,根据弹簧单元和阻尼单元的不同物理性质,将其与虚拟环境串联或并联,作为连接操作端与虚拟端的双端口系统;对于单自由度力觉交互系统,当虚拟环境驱动点为弹簧元素时,以串联弹簧单元和串联阻尼单元为例,通过对附加虚拟匹配单元后的系统性能评价,及与原系统的比较,分析了虚拟匹配单元对系统性能尤其是稳定性的影响,仿真和分析结果吻合较好.在力觉交互控制系统设计中,可根据需要选择不同的虚拟匹配单元以提高系统的稳定性.      

GNSS抗干扰天线阵不一致性对MUSIC算法的影响

由于天线阵元位置、射频（RF）放大器和模数转换器（ADC）等因素的影响,全球卫星导航系统（GNSS）抗干扰天线阵各通道间不可避免地存在着不一致性。首先,利用矩阵中的子空间理论分析了通道的幅度不一致性和相位不一致性对多重信号分类（MUSIC）算法的影响。理论分析结果表明:单干扰情况下通道幅度不一致性会降低MUSIC算法方向图的零陷深度,但不影响零陷位置,相位不一致性对MUSIC算法方向图零陷位置和零陷深度均有影响;多干扰情况下通道幅度不一致性和相位不一致性对MUSIC算法方向图零陷位置零陷和深度都有影响。因此在通道不一致性慢变化的条件下,MUSIC算法利用方向图进行性能评估时需要测出通道幅相偏差矩阵进行方向图纠正。然后,利用仿真的方法对不一致性的影响进行了实验分析,实验分析结果与理论分析结果一致。      

编队小卫星应用系统的地面运控管理技术综述

1概述 由于空间应用需求的不断扩大和空间技术及微型技术的发展与成熟，小卫星星座和编队飞行(星间距维持在50～1000m)或分布式运行技术(部署在椭圆轨道上相距500km的母卫星与子卫星)已成为空问技术的热门话题之一。该技术在空间构成虚拟平台，使得小卫星星座中替代巨大天线的虚拟天线，高分辨干涉仪、大容量通信设备及多种仪器能对同一目标进行同时观测，以便减少观测偏差、提高观测精度等，并应用于对地观测、通信和行星际探测等领域。     

测量时刻偏差对单星定轨误差的影响分析

为评估测量时刻偏差对单星定轨等效测量误差的影响,根据单星定轨处理策略分析了其理论模型,指出测站接收机的测量时刻偏差由测站时钟钟差以及测量时刻不准确度等组成。试验数据分析表明,测站钟差经一阶多项式拟合后的残差可近似为零均值的测量噪声;数值仿真结果表明,卫星信号发射时刻1ms误差导致GEO、IGSO、MEO三种卫星的等效测距误差分别为006cm、40cm、80cm。     

MEO导航卫星在轨放气产生的干扰力矩研究

摘要： 针对多颗MEO导航卫星太阳翼展开后产生比较明显的干扰力矩，对卫星稳定控制产生了一定影响的现象，本文根据动力学模型、姿态、角速度和飞轮转速变化，给出了干扰力矩计算方法，并结合多颗卫星在轨遥测数据进行计算，得出放气期间产生的干扰力矩.通过使用此干扰力矩进行仿真得出，卫星模拟器结果和在轨表现基本一致.此研究有助于优化卫星飞控流程，并指导卫星放气孔设计.     

运载火箭的自旋稳定问题

本文讨论卫星运载火箭末级自旋稳定问题,分析了干扰因素的影响。计算结果表明:卫星入轨点轨道参数的偏差,不仅依赖于干扰因素的性质和作用的大小,而且与末级火箭的转速有关;合理地选择末级火箭的自身旋转速度,可以减少干扰因素对入轨点轨道参数偏差的影响。     

卫星天线双轴定位系统虚拟样机动力学仿真

首先概述了双轴定位系统工作原理,在对系统结构进行分析、简化的基础上建立了双轴定位系统三维实体模型。其次,详细说明了基于三维实体模型的虚拟样机建模方法。然后,对虚拟样机进行了运动学和动力学仿真,并针对仿真结果进行深入细致分析,为卫星天线双轴定位系统物理样机的优化设计提供了技术支持。     

铰链展开式构型航天器设计及其动力学仿真

基于航天器结构的模块化设计概念,设计了一种空间可展开航天器模块化结构构型,即铰链展开式构型。利用虚拟样机技术,建立了模块化本体和太阳翼虚拟样机模型。在空间失重环境下,分析了模块化本体和太阳翼在3种展开顺序下（本体各模块和太阳翼同时展开、太阳翼先展开本体各模块后展开和本体各模块先展开太阳翼后展开）对航天器姿态的影响,同时对比了不同扭簧参数对姿态角和展开时间的影响。仿真结果表明该模型可为未来高机动、多型态、多用途自适应变构型航天器的设计以及空间姿态控制提供技术支持和借鉴。     

全球卫星导航系统兼容性评估方法研究

目前,卫星导航系统兼容性评估方法主要是计算机仿真验证,难以复制真正的导航系统运行条件,改变任何一个参数都需要重新进行仿真,计算量和分析量很大,并存在较大误差。文章以卫星导航接收机为落脚点研究导航信号的兼容性。首先,根据干扰信号对全球导航卫星系统接收机捕获、载波跟踪、数据解调等的影响,推导了即时相关器输出的信号功率对噪声功率加干扰功率之比的模型,建立了基于频谱隔离系数的等效载噪比模型,利用相对较简单的等式就获得了干扰的一级评估;其次,具体分析了GPS C/A码自干扰时导航信号到达地面的功率、天线增益,以及星座功率增益等参数;最后,给出GPS C/A码自干扰时等效载噪比衰减的测试结果,在信号捕获时,多普勒频移为kHz的整数倍C/A码自干扰对所需GPS C/A码的等效载噪比衰减程度最大,达到9.6dBHz。该方法可以为中国新一代卫星导航系统信号设计提供参考。     

能量可调式小型化星箭弹簧分离装置结构设计及研究

弹簧分离装置是星箭分离系统的重要组成部分，其性能直接影响星箭分离速度、分离姿态、分离安全性。针对2015年用长征－6火箭的“一箭二十星”发射小型化、轻量化和分离姿态可控的要求，我们提出了一种工作输出能量可调式小型化星箭弹簧分离装置，相比于常规弹簧分离装置，其质量减轻30％以上，高度降低40％以上，安装空间节省50％以上。针对卫星质心偏移问题，通过调节弹簧行程，可有效调节卫星分离姿态。     

考虑互相关干扰的GPS信号捕获门限设定方法

传统GPS卫星信号捕获门限设定方法在互相关干扰情况下存在较大虚警概率,所以无法捕获弱信号.针对该问题进行分析,在此基础上提出一种针对多颗能量不同卫星同时存在情况下的信号检测模型和概率模型.信号检测模型在相关积分非相干累加基础上引入双门限多次检测,由于在考虑噪声的同时也考虑了互相关干扰对弱信号捕获的影响,其概率模型为非中心χ2分布.在原有的恒虚警门限检测方法基础上,提出考虑强信号互相关干扰对微弱信号检测影响情况下的门限计算方法作为新的门限上限,而将原有的门限计算方法作为门限的下限.在此基础上提出强、弱卫星信号共存时的检测思路,即先用门限上限检测强信号并进行互相关干扰消除处理,再用门限下限判断是否有弱信号存在.采用仿真数据和实际数据针对考虑互相关干扰的门限上限进行实验,并和原有门限方法进行比较,证明在强、弱信号共存情况下原有门限无法检测出卫星信号,而新的门限设定方法可以正常工作,并具有较高的检测概率和较低的虚警概率.      

四足步行机的对角小跑步态及能耗仿真分析

步行机需自身携带能量如电池实现步行及探测任务,研究其能量消耗有重要的意义.步行机的行走步态与能量消耗密切相关,采用对角小跑步态,分析能量消耗与相关影响参数间的关系.介绍了四足步行机的对角小跑步态及多链串并联复合机构的特点,建立步行机的运动学方程及拉格朗日动力学方程.采用虚拟样机技术建立系统的考虑足与地面接触的三维仿真模型,进行完整对角小跑步态周期中的能量消耗分析,获得步行机的动态特性.以移动能耗率为评价指标,分别仿真分析3种步距及3种接触材料的能量消耗,研究步距、接触刚度和摩擦系数对步行机能量消耗的影响,建立移动能耗率与步行机步行速度间的关系曲线,为物理样机的设计提供依据.