基于投影矩阵搜索的相干源DOA估计算法

在强相关或相干信号源环境下，基于子空间分解的高分辨方法无法准确估计信号到达角，而许多传统的解相干方法，如空间平滑法等，会减少阵列的有效孔径，且只适用于具有移不变性的阵列结构。针对相干信源DOA估计问题，提出了一种基于投影矩阵搜索的DOA估计算法。首先根据阵列流型构造噪声子空间的投影矩阵，并将阵列接收信号投影到噪声子空间；然后通过遍历搜索所有可能的投影矩阵获得空间谱，进而得到相干源的DOA估计。该算法能有效进行相干信源DOA估计，与传统的相干源DOA估计方法相比，该算法不会减小阵列的有效孔径，且适用于任意阵列结构，并具有良好的估计精度和超分辨能力，但计算复杂度较高。通过仿真实验，验证了该算法的有效性，比较了该算法与传统算法的性能。     

全空域数字多波束天线技术研究

针对航天领域全空域多目标管理使用需求,设计了一种基于富勒烯结构的赋型数字多波阵列天线,介绍了数字多波束信号收发处理工作原理及赋形阵列结构设计方案,研究了基于赋型阵列天线的波束滑动行走模式、多波束工作模式、波束增强模式,建立了赋形阵列天线数学仿真模型,对阵列天线波束增益一致性、波束宽度一致性、多波束方向图、波束增强性能进...     

空间太阳能阵列光照的建模仿真及优化

针对空间救援飞行器在无控模式下，固定的太阳能阵列可能受到光线照射面积不足的问题，提出采用建模仿真及优化阵列布局的方法来提高任意光照角度下的受光面积。通过建立参数化驱动的空间飞行器外形几何模型、任意角度下的光线投射模型和考虑自身结构阴影遮挡的光照模型，研究空间任意光照角度下太阳能阵列接收光线照射的有效面积，并得到最低受光面积。基于建立的光照模型，采用遗传算法，对影响太阳能阵列布局的关键参数进行优化。可视化仿真结果校验了模型的有效性，优化结果显示算法收敛且获得了最优结果，满足空间无控飞行任务要求。     

形状记忆聚合物及其复合材料在航天领域的应用进展

首先介绍了形状记忆聚合物及其复合材料，概述了该类材料的形状记忆机理。然后重点评述了基于形状记忆聚合物复合材料的可展开铰链、可展开桁架、可展开太阳能电池阵列、锁紧释放机构的结构和性能特点，指出了各类应用的优缺点及适用条件。最后，总结并展望了基于该类材料的空间可展开结构的未来研究重点和发展趋势。     

面向空间太阳能电站应用的超大规模天线阵列 模块尺寸与姿态偏差效应分析

空间太阳能电站微波能量传输需要具备超大规模的相控阵列波束形成和超高精度的波束指向控制能力。采用大尺寸的基本相控电单元能够缩减天线阵列规模和微波发射通道数目,从而显著降低微波能量发射系统的构造和组装成本。然而,相控单元的尺寸越大,对天线模块的结构刚性和姿态控制精度要求越高。基于天线阵列的结构化构型设计,提出超大规模回复反射阵列的结构模块和相控电单元的尺寸分析模型,推导得到结构模块姿态偏差、电单元尺寸要求和能量传输效率的近似关系及其解析表达式,可供作为空间太阳能电站微波传能天线阵列及其波束控制方案设计的参考依据。     

基于粒子群算法的大型低冗余度线阵综合

天线阵列排布与优化，是一维综合孔径辐射计的一项关键技术，其通过决定可见度函数采用分布来影响辐射计最终的成像质量。以往的学者们都将寻找理论上最优的大型阵元数低冗余度线阵（LRLA）作为研究的首要目标，以获得最优的空间分辨率。文章在此基础上，着重考虑工程实现过程中的系统可靠性要求，研究在任意一个阵元出现故障的情况下，通过冗余优化设计，确保系统性能不受影响。基于此，提出了一种基于粒子群优化的排列结构约束搜索算法，能够在较短时间内获得一系列满足条件的大阵元数LRLA排列。同时，文章还给出进一步冗余优化的方法，以确保生成的阵列在出现两个阵元故障时，辐射计系统基线缺失的概率高于设定的阈值，从而保证系统具有令人满意的可靠性。文章提出的方法以及得到的LRLA排列，虽然在一定程度上增加了辐射计系统的复杂度，但是，一些额外天线阵元的引入可以确保足够的阵列冗余度，从而减小阵元/接收机失效的影响，增加系统对阵列位置误差等的鲁棒性，改善系统的灵敏度指标。     

高精度高集成度多波束馈源组件一体化设计及制造方法

随着高通量卫星通信业务需求迅猛增长,多波束天线馈源阵的一体化、小型化、集成化及轻量化设计制造技术成为制约其应用的关键因素.针对每波束7馈源合成的单口径多馈源的多波束馈源阵列无源器件数量大、级联复杂、结构包络小、无法采用传统方法设计加工等特点,提出了馈源阵列剖分设计、分层结构连接及压紧的设计方法,给出了剖分结构的加工方案选择及基于精度匹配的厚度补偿装配实现方法,为该类馈源阵列在宽带高通量卫星下的应用提供了技术支持.     

Pro／E二次开发技术在卫星结构设计中的应用

为解决卫星协同设计过程中总体、结构信息同步滞后问题，基于Pro／E软件进行二次开发，实现对总体与结构接口文件的自动解析；利用解析出来的接口数据，在模型上进行表阵列的自动创建，使总体设计模型的变更能够在结构设计模型中及时得到反映，从而实现“总体一结构”设计结果的快速同步。文章中开发的软件工具，在多颗卫星的研制过程中得到了应用。     

便携式卫星终端全空域共形数字阵列设计

针对便携式卫星终端要求的全空域多目标跟踪能力,基于终端外形设计了一种圆台结构的共形阵列。该阵列由顶面的平面阵列和侧面16条棱面围成的台体构成,顶部平面阵列产生的波束覆盖上半空间的大仰角区域,侧面的16条棱面则负责小仰角区域的波束覆盖。与球面天线相比,圆台阵列在工程实现和波束增益方面具有一定优势。分析了圆台阵列在全空域的增益性能,并考虑到实际应用中的遮挡效应,对空域进行了划分,不同的空域使用圆台不同方位的阵元进行数字波束形成。理论分析和仿真结果表明,圆台共形阵列全空域增益波动较小,性能良好。     

基于SolidWorks的阵列特征设计

通过实例介绍了基于SolidWorks平台的机械零件阵列特征设计的方法。除了圆周阵列和线性阵列的规则阵列特征外,还有由草图驱动的阵列、表格驱动的阵列、曲线驱动的阵列等不规则阵列及随形阵列功能。对于具有相同结构特征的零件,有助于减少重复性工作,从而提高设计效率。     

以VSCMG为执行器的航天器姿态机动自适应动态滑模控制

针对刚体航天器姿态机动控制问题,结合变速控制力矩陀螺(VSCMG)执行器的特性,提出一种自适应动态滑模控制律,提高了姿态机动控制的扰动抑制能力和鲁棒性。此控制律采用自适应方法对扰动力矩进行估计,通过给出控制力矩变化率并对其积分得到控制力矩,以此削弱切换控制的抖振对控制力矩时间连续性的影响,从而改善系统的动态性能。仿真分析显示该控制律能够在扰动力矩作用下实现刚体航天器的快速姿态机动,并且有效减弱了滑模控制的抖振现象。     

Variable structure control for satellite attitude stabilization in elliptic orbits using solar radiation pressure

The paper proposes the use of solar radiation pressure for satellite attitude control in elliptic orbits based on variable structure control. The system comprises of a satellite with two-oppositely placed solar flaps. Sliding mode control and terminal sliding mode control techniques have been adopted to develop nonlinear control laws for suitably rotating the control solar flaps to neutralize the adverse effect of eccentricity normally responsible for a considerable deterioration in the attitude control performance. The detailed numerical simulation of the governing nonlinear equation of the motion including the effects of various system parameters on the controller performance, establishes the feasibility of the proposed control strategy. The proposed controller is found to be robust against parameter uncertainties and external disturbances and thereby, the control strategy presented in the paper may be applicable to future satellite missions.     

通过超实时仿真验证轨控策略方法研究

"嫦娥一号"卫星任务中轨道复杂、轨控次数多,为保证每一次轨控的成功,需要考虑各种约束条件制定最优轨控策略,并能得以验证。本文提出通过超实时仿真验证轨控策略的方法,并以某次轨控为例,详细介绍了该方法的实施步骤。通过超实时仿真验证轨控策略可以评估轨控策略的准确性,并实现在任务执行过程中对轨控相关指令的检验。     

载人航天器大气环境控制系统性能集成分析

考虑到载人航天器大气环境控制系统设计参数和控制参数众多,文章建立了一种载人航天器大气环境控制系统性能集成仿真分析模型,包括舱体模块、航天员模块、舱压控制模块、温湿度控制模块和二氧化碳净化模块。利用该模型对载人航天器常规工作模式下大气环境控制系统性能进行了计算分析,得到了在不同热负荷水平下载人航天器密封舱空气各个参数随在轨时间的变化趋势,结果表明:氧分压控制、二氧化碳净化和人区温湿度控制之间存在着密切的相互影响关系,不可孤立地进行分析。此外,文章还分析确定了非常规工作模式下热负荷水平允许上限,为载人航天器工作模式的确定提供了依据。研究结果有助于载人航天器大气环境控制系统的设计和流程改进。     

The use of a movable telescoping end mass system for the time-optimal control of spinning spacecraft

The time-optimal control of a spin-stabilized spacecraft with a movable telescoping appendage (boom), is considered analytically and numerically. The motion of a control mass at the end of the boom is determined such that the terminal time will be minimized for two-axis control of a symmetric spacecraft. The equations of rotational motion are linearized about the desired state of spin about the symmetry axis. The equations for the transverse angular velocity components have the form of a coupled two dimensional harmonic oscillator with boom motion as a control force. The control function which brings the system to the desired state is known to be a series of positive and negative pulses. If the initial state is such that the system can be driven to rest in a single switch, the responses, switching and final times, and required boom motion may be determined analytically. Some typical numerical results based on these solutions are discussed.     

航天器污染控制与标准化工作

污染控制标准是航天产品质量体系的重要组成部分,通过污染控制标准化可以增加产品可靠性、安全性以及降低成本.文章主要总结了国内外污染控制和标准化工作状况,说明这些标准贯穿于航天产品的原材料、计划、设计和研制全部过程,以及介绍了污染控制标准化方面的进展情况.     

柔性空间结构的分散模糊变结构控制

提出了一种适用于一类不确定大系统的分散变结构控制方法 ,并将该方法用于柔性空间结构的控制系统设计中。考虑到复杂大系统的系统关联及不确定因素复杂 ,在控制律中引入了模糊控制规则来确定分散控制律中的非线性分量大小 ,使控制系统设计时不需知道系统不确定变化及关联的具体情况 ,简化了控制器的设计。同时 ,模糊控制规则的引入还有效减弱了一般分散变结构控制系统的抖颤问题。所设计的控制系统可以保证柔性空间结构系统在未知参数摄动以及外界干扰情况下的稳定。数字仿真结果表明该方法的有效性。     

Control system design of the Korean lunar lander demonstrator

In preparation for the lunar exploration program scheduled to be launched during the early 2020s in Korea, a lunar lander demonstrator, which will be used for developing and demonstrating lunar landing technologies, is being developed. The control configuration of the lunar lander demonstrator is determined with the consideration of available technologies and flight requirements. It is suggested that altitude control be achieved by clustering five 200 N monopropellant thrusters and attitude control with eight 3 N thrusters. A control algorithm designed to follow a predefined trajectory is developed using quaternion feedback. Control system configuration and control logic are verified by using computer simulations. Simulation results show that a soft landing with a touchdown velocity of less than 3 m/s is achieved. Attitude control performance is also verified using computer simulations. The developed control configuration will be further tested by hardware in the loop simulations and ground based firing tests during the next phase of the study.     

导弹末端机动的一体化控制模型

采用过载控制技术，建立了反舰导弹末端机动的一体化控制模型。该模型包括两组控制信号：过载控制信号和质心控制信号。利用该模型控制导弹完成了末端跃升、蛇行、摆式和螺旋等各种机动方式。另外，使控制参数按照一定的规律变化，还实现了摆式和螺旋机动的变异形式。由于导弹的机动能力受到可用过载等指标的限制，因此控制参数必须在合理的范围内取值才能保证末端机动的顺利完成。最后，举例对上述模型进行研究，仿真结果表明了该模型的有效性。     

真空热试验中闭环温度控制参数分析

为了满足航天器真空热试验温度控制的新要求,文章通过对控制参数与温度控制设定目标值之间数值关系的分析与研究,得出通过电阻性加热器加热、以辐射换热为主要加热途径的温控系统对象,最优比例参数Kc值与目标设定温度成近似正比关系,积分参数Ti值可取固定值,微分参数Td对控制动态品质影响可忽略。具有上述特性的系统可使用参数寻找方法:即在真空热试验之前通过热响应曲线套用公式确定该对象的数学模型,然后使用数值分析的方法,寻找最优的PID参数。通过这种预先估计PID控制参数方法,可以改善电阻特性类控温系统的控制品质。