驱动模式和转速对某星载天线扰动特性的影响

空间天线姿态调整过程中产生的微振动，对航天器指向精度和稳定性影响较大，因此其微振动分析与设计已成为高精度航天器设计的重要内容。基于Ansys软件和Admas软件，建立天线结构的多柔体系统动力学分析模型，分析典型驱动条件下天线结构的扰动力和扰动力矩，通过地面微振动物理试验，验证动力学分析方法的可靠性。基于天线多柔体系统动力学分析模型，探讨驱动模式、驱动转速对天线扰动力和扰动力矩的影响。结果表明:扰动力和力矩主要幅值集中在频率f=0~50 Hz的低频段;驱动模式和驱动转速对天线结构的扰动频率无明显影响，主要影响扰动力和扰动力矩的幅值;单轴驱动模式下，驱动转速n=0.2 °/s时，天线的扰动最剧烈;XY双轴同时驱动时，X轴和Y轴转动单元引起的天线扰动产生一定程度的叠加，天线结构的扰动更为剧烈，扰动力和扰动力矩变化较为复杂。研究工作可为空间天线的微振动抑振策略制定提供技术支持。     

窄边波导缝隙行波天线单柱面紧缩场测试研究

窄边波导缝隙行波天线单元是通过在单柱面紧缩场中测试进行筛选的,通过实际测试,对单柱面紧缩场测试系统有了一定了解,对柱面场的特性、天线校平的方法、外混频需要注意的事项、减小单元天线互耦等方面进行测试研究,已经完成了Ku、Ka两个频段近300根单元天线的筛选测试工作。     

星载大型空间天线的一种解耦控制方法

针对星载大型空间可展开天线与卫星平台之间的动力学耦合问题提出一种三自由度驱动与测量机构用于连接天线臂与卫星平台。该机构以驱动电机来控制天线臂转动,通过角度传感器对天线臂转角的测量来实现反馈控制,同时在卫星姿态控制系统中引入前馈控制进行反作用力矩补偿,实现卫星平台与天线之间的解耦控制、抑制天线的振动、提高卫星姿态控制系统的性能。通过姿态稳定状态下卫星-天线系统解耦动力学模型的建立、控制系统的设计、姿态控制的仿真分析,表明解耦机构能大幅增加天线振动的阻尼,有效提高卫星稳定性和天线指向精度。     

中继卫星单址天线驱动控制系统设计

针对中继卫星单址天线与星体之间存在耦合效应以及单址天线需要高精度指向用户卫星的特点，将天线驱动控制系统作为星上一个相对独立的系统进行了设计。首先推导出了由两相永磁步进电动机驱动单址天线转动的动态方程，描述了系统存在的模型不确定性。考虑到步进电机的非线性特征，用DQ变换进行了反馈线性化处理，在此基础上设计了天线驱动控制系统的H∝回路成形控制器，并对所设计的控制器进行了鲁棒稳定性和鲁棒性能分析。数学仿真表明：提出的控制策略能使单址天线获得较高的指向精度，同时减小天线对星体平台的耦合影响.     

微型反作用飞轮技术

针对微小卫星姿控系统对微型飞轮的需求,设计了一种微小型、长寿命的飞轮.给出了微型飞轮的总体组成.控制电路采用数字量控制一体化设计,电机转子和轮体一体化设计,控制软件实现对飞轮两种工作模式四种工作状态的控制.介绍了轴承组件的润滑系统、预载荷设计和寿命预测,电机组成及特性、定子和转子,控制电路的微控制单元、电动驱动单元、电机电流采样反馈单元、飞轮温度采样处理单元、RS485通信接口电路及其电路元器件选用,飞轮控制软件需求、任务流程和运行模式等关键技术.地面和环境模拟试验考核表明:微型飞轮设计正确,各项性能指标满足微小卫星姿控系统要求.     

航天器在轨微振动测量单元设计及地面标定技术

针对航天器在轨微振动环境测量,文章分析了微振动的来源及其对空间科学实验和对地成像载荷的影响,设计了典型微振动测量单元,提出了微振动测量单元标度因数和偏值的地面标定方法,利用精测设备进行了地面测试验证,结果表明微振动测量单元各轴测量误差小于5×10~(-3)g0,验证了微振动测量单元的设计和地面标定方法的正确性。     

中继卫星在轨自动跟踪精度测试方法研究

针对中继卫星在轨自动跟踪精度测试基准值建立和有效数据获取的难题,根据在天线电轴跟踪零点附近角误差电压灵敏度正比于波束指向角误差灵敏度的特性,提出了采用角误差电压灵敏度作为基准值,天线稳定跟踪目标时的方位角误差电压和俯仰角误差电压作为测试数据,通过数据处理得出在轨自动跟踪误差,然后与差波束零点(天线电轴)与和波束接收信号最大值轴之差相加,得出在轨自动跟踪精度的测试方法。并制定测试方案和测试流程,在轨进行了实施。与地面测试结果进行比较,数据相近,验证了测试方法的可行性和有效性。采用该方法测试难度小,便于实施,测试结果不受天线安装误差、卫星姿态变化等因素的影响,解决了中继卫星在轨自动跟踪精度测试的难题。     

星载大型网状天线非线性结构系统有限元分析

论述了大型网状可展开天线的非线性理论模型及其非线性模拟有限单元模型,并以一副4．2m天线为例进行了有限元建模分析,获得了这类天线的动力学振动特性。研究结果表明：拉索几何非线性和间隙接触非线性对大型网状天线系统的动力学特性具有较大影响。     

双层环形可展开天线机构构型优选及结构设计

提出可构成双层环形桁架式可展开天线机构的可展开单元需满足的条件,设计出一种轻量化、高刚度曲柄滑块式可展开单元。建立单元特性综合评价指标,对7种可展开单元进行单元特性评价及优选。对优选出的可展单元的结构尺寸进行优化设计,获得了优化设计参数。设计了20m的大口径双层环形桁架式可展开天线机构,研制含弹性铰链的单层环形桁架式可展开天线机构与双层单元机构原理样机,对两种样机的展开功能和重复展开精度进行测试,验证了提出的可展开机构单元及大口径天线机构设计的正确性和可行性。     

某型号卫星微振动试验研究及验证

某型号卫星地面像元分辨率优于1 m,对成像质量要求很高。微振动成为制约该型号成像质量提升的关键因素之一。在完成微振动对成像质量影响的仿真分析后,对仿真分析的有效性和正确性进行了试验验证。该卫星微振动试验按照单机、分系统、系统和大系统4个层次展开:单机级试验主要通过六分量力测量微振动源的动态特性;分系统级试验主要通过结构加速度响应测量解决微振动传递特性是否正确的问题;系统级试验主要通过成像质量来验证微振动对光学系统影响的分析方法;大系统级试验主要通过在轨图像分析验证相关结论。上述试验对微振动从产生、传递到影响的各个环节进行了测试和验证。最终试验结果表明微振动相关工作达到预期目的,图像质量得到保证。     

基于刚体转动四元数模型的航天器再定向方案

介绍了一种新的刚体转动的四元数模型。这些模型可以提高再定向控制的对边界条件的适应能力，在此基础上还介绍了这些模型的一些实际应用。     

On solving the problems of optimization of trajectories of many-revolution orbit transfers of spacecraft

The problem of optimal control over many-revolution spacecraft orbit transfers between circular coplanar orbits of satellites is considered. The spacecraft flight is controlled by a thrust vector of a jet engine with restricted thrust (JERT). The mass expenditure is minimized at a limited time of flight. The optimal control problem is solved based on the maximum principle. The boundary value problem of the maximum principle is solved numerically using the shooting method. A modified computation scheme of the shooting method is suggested (multi-point shooting), as well as a method (correlated with the scheme) of choosing the initial approximation with the use of a solution to the optimization problem in the impulse formulation. The scheme and method allow one to construct many-revolution spacecraft orbit transfers.     

热变形对一种天线指向机构指向精度的影响分析

热变形对天线指向机构的指向精度具有重要影响,但利用传统的设计方法很难实现对指向精度的准确计算,尤其是热变形对指向精度影响的研究工作更是少见。为此建立了机构的三维实体热-结构耦合有限元分析模型,根据有限元分析结果并结合机构的运动链关系,构建了各关键运动副运动误差的计算方法;在此基础上实现了机构指向误差的计算,研究了运动副名义、最大以及最小配合间隙条件下,温度载荷对各关键运动副运动误差和指向精度的影响。研究结果表明,温度载荷对关键运动副的运动误差以及机构的指向精度具有重要影响,随着温度载荷偏离常温数值的增加,指向误差不断增大,名义配合间隙条件下的指向误差最大。     

Determination of parameters of attitude motion of a small communication satellite using the data of measurements of current of solar panels

A communication satellite (small spacecraft) injected into a geosynchronous orbit is considered. Flywheel engines are used to control the rotational spacecraft motion. The spacecraft after the emergency situation has passed into a state of uncontrolled rotation. In this case, no direct telemetric information about parameters of its rotational motion was accessible. As a result, the problem arose to determine the rotational satellite motion according to the available indirect information: current taken from the solar panels. Telemetric measurements of solar panel current obtained on the time interval of a few hours were simultaneously processed by the least squares method integrating the equations of rotational satellite motion. We present the results of processing 10 intervals of the measurement data allowing one to determine the real rotational spacecraft motion and to estimate the total angular momentum of flywheel engines.     

攻角变化对超音速进气道再起动特性的影响

以二维非定常可压缩流的N-S方程为控制方程,采用SST k-ω湍流模型对攻角变化引起的超音速进气道再起动过程进行了数值模拟,研究了攻角变化对超音速进气道再起动特性的影响.结果表明,当超音速进气道不起动时,可通过合理改变攻角实现进气道的再起动工作;超音速进气道的再起动攻角随攻角变化速率的增大近似呈线性增加;攻角变化速率较...     

电缆屏蔽金属网屏蔽效能的工程计算

金属网由于柔韧性好、使用方便等优势而在电缆屏蔽工程上得到广泛应用。本文对电缆用的金属网屏蔽效能进行工程计算,通过计算,对金属网不同材料、不同规格、单层与双层屏蔽及有缝隙情况下的屏蔽效能进行比较与分析,对工程应用有一定的指导意义。     

多通道功率放大器中幅度和相位一致性影响分析

文章利用传输矩阵方法,建立了MPA分析模型,并通过引入幅度和相位随机性,结合各路放大器幅度和相位组合概率,对通道隔离度的影响进行了计算和分析。     

多自由度微振动环境时域波形复现的数值仿真

为满足航天器微振动环境模拟的需要,开展了多自由度微振动时域波形复现控制方法研究。首先,介绍了基于时域波形复现的多自由度微振动环境模拟控制理论方法。其次,针对六自由度微振动激励系统,应用MATLAB软件建立了基于实测传递函数矩阵的多输入多输出微振动激励仿真系统,针对微振动时域波形复现闭环控制过程进行了算法编程,并给出了仿真的闭环控制流程图。最后,通过算例对多自由度微振动时域波形复现进行了数值仿真,以给定的白噪声为输入,模拟对实际存在的系统非线性、测量误差等影响因素的控制效果。仿真结果验证了多自由度微振动时域波形复现控制方法的可行性及有效性,所得结论可以为研究多自由度微振动时域波形复现控制系统提供参考。     

Determination of an Estimation of Parameters of Motion of a Spacecraft on the Stage of Its Descent on the Basis of Integration of Inertial and Optoelectronic Navigation Systems

The problem of determining an estimation of current spacecraft motion parameters on the stage of its descent is solved on the basis of readings of an optoelectronic navigation system and additional information from the self-contained inertial navigation system at the most general assumptions on the nature of motion of the object and the statistical properties of the noise of the measuring devices.