星载机械可动天线地面零重力卸载概述

在星载机械可动天线地面测试试验中，重力会对其工作性能产生不利影响。重力卸载作为减弱重力影响的重要措施，在地面试验中被广泛应用。然而，由于天线结构形式、驱动能力及试验状态的不同和天线卸载状态的差异，均会影响到试验数据的准确性。为了能够更好地选择合理的卸载方式，分析了影响机械可动天线卸载的关键因素，对比了不同卸载方式的差异，阐述了天线卸载的设计要点。通过对天线卸载设计过程的详细描述和要点分析，为天线地面试验零重力卸载提供了技术参考和依据。     

卫星天线展开过程的零重力环境模拟设备

卫星天线在地面展开过程中要使用卸载设备模拟太空零重力环境。文章对零重力模拟设备的原理和设计方案进行了分析和总结,将常见的卸载原理进行了归类。针对一些典型的天线结构,介绍了与之展开相适应的地面零重力环境模拟设备的结构形式。     

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。     

多体卫星地面物理仿真的一致性研究

三轴气浮台不能直接用于多体卫星的地面物理仿真实验,这是由于部件转动引起台体 的质心变化,进而产生重力静不平衡力矩,使仿真过程无法进行,因此需要质心补偿系统对 气浮台的重力静不平衡力矩进行补偿。本文通过对多体卫星动力学和气浮台动力学的比较, 分析了在重力场中的地面物理仿真系统与真实卫星的动力学特性的不同点,给出地面物理仿 真系统能完全模拟真实卫星运动的一致性条件,并进行了数学仿真。当转动附件的质心在转 动轴或转动中心上时,气浮台系统可以完全模拟卫星系统的质量特性和力学耦合特性,否则 ,多体气浮台系统和多体卫星系统的动力学耦合特性不完全一致,需要采取一定的方法进行 补偿。
     

反射面背射螺旋天线设计

介绍了一种反射面背射螺旋天线,其反射面口径仅有几个波长,通过采用新型背射螺旋天线作馈源,成功解决了小口径反射面天线效率低的难题,实现了高达75％的口面效率。该天线体积小、重量轻,已成功应用于嫦娥一号卫星机械转动定向天线。文章对该天线的设计、仿真计算和实测结果进行了综述。     

基于观测几何方法的星间链路天线转动总寿命需求分析

星间链路机械可移波束天线的转动总寿命需求是进行天线设计的重要依据。文章提出了一种基于观测几何的仿真方法,实现了航天器运动、航天器姿态控制、天线双轴转动相结合的仿真,同时避免了复杂的动力学仿真,并以某Walker-δ星座星间链路机械可移波束天线为例进行了分析,得出了较为准确的天线双轴转动总寿命需求,可用于长寿命高可靠性设计、制定具体的寿命试验方案等。该方法也适用于其他类型星座或其他依靠机械双轴实现指向跟踪的星间链路终端设备。     

自适应多点悬挂重力补偿系统研究

大型桁架式可展开航天结构在地面试验时,存在大挠度变形、精度低、泛用性差等结构特点,为提高地面试验有效性,提出了一种自适应多点悬挂重力补偿控制方法。首先,设计系统辨识算法和控制器算法,解决了多点耦合问题。其次,建立Simulink与Adams联合仿真平台,通过仿真分析选择算法参数,验证了算法的可行性。最后,以大型桁架式航天天线为对象,搭建重力补偿系统实验平台并进行实验验证。实验结果表明:控制系统在稳态环境和动态环境下均能快速收敛。稳态环境下,平均稳态误差为0.5503%;动态环境下,平均稳态误差0.526%。完成了航天结构天线的重力补偿,为多点重力补偿系统方案的实施提供建议和改进措施。     

星载天线指向机构的润滑

空间机械的润滑不同于地面设备,星载天线指向机构更有其本身的特点,应针对天线指向机构不同组件的工作特点选择最适合的润滑方式。文章对目前空间机械常用的几种润滑方式的机理和优缺点进行了综述,指出了天线指向机构润滑设计应考虑的问题和不同组件可采取的润滑措施。     

星载天线指向机构的润滑

空间机械的润滑不同于地面设备,星载天线指向机构更有其本身的特点,应针对天线指向机构不同组件的工作特点选择最适合的润滑方式.文章对目前空间机械常用的几种润滑方式的机理和优缺点进行了综述,指出了天线指向机构润滑设计应考虑的问题和不同组件可采取的润滑措施.     

重叠可展开天线双轴指向机构的设计及应用

针对重叠可展开天线占星空间大、指向精度要求高等问题，设计了一种双轴指向机构，该机构通过以电机外壳为轴来使用，旋转变压器直接装配在电机外壳上的方法，使得机构整体结构紧凑，负载力矩及驱动力矩较大，能够可靠实现重叠天线的在轨展开和捕跟运动。并设计了硬限位功能，能在天线失效或控制失误时有效保护天线本身以及卫星上其他产品。重点阐述了该指向机构的工作原理及组成、结构设计及其相应的校核计算，校核结果表明，其关键指标断电保持力矩大于3Nm，裕度远远超过在轨指标，实验结果表明其转动精度高达0.008°，通过实际项目中的部分真实数据及飞行卫星上的成功应用充分验证了其可行性和高效性，新型双轴指向机构的设计对多重叠天线的实现有一定的贡献意义。     

航天器机械臂柔性力控辅助装配方法

文章从装配的实际需求出发,提出一种航天器机械臂柔性力控辅助装配方法:通过在机械臂末端法兰与负载之间安装的六维力传感器感知作用力与力矩信息,人手直接作用于机械臂末端的负载,系统通过负载的重力补偿算法获得人手作用的力与力矩信息,而后以力/力矩信息作为输入来控制机械臂进行移动或转动,使负载柔性跟随人手运动。文章给出了装配方法的详细设计方案与相关算法,并进行了初步试验验证。试验表明,该装配方法可以有效提高在航天器狭小空间内进行大重量工件安装的效率,且安全可靠。     

星载可动天线安装误差补偿方法

为了提高天线指向精度，本文提出了一种星载可动天线的安装误差补偿方法。该方法根据卫星结构坐标系与立方镜坐标系间的关系及立方镜坐标系与天线结构坐标系间的关系，运用欧拉角坐标转移方式，得到对天线安装误差进行补偿的坐标转移矩阵。并且针对安装误差的特点，对坐标转移矩阵进行简化，只需要在轨上注3个参数即可实现对天线安装误差的补偿。仿真结果表明，在安装误差≯1°的情况下，补偿后的指向误差最大值≤0.05°；在安装误差≯0.5°的情况下，补偿后的指向误差最大值≤0.01°，补偿后的指向误差可接受。星载可动天线安装误差补偿方法可有效补偿安装误差对天线指向的影响，上注参数少易于实现。     

基于音圈电机的环形桁架结构主动悬吊方法

环形桁架结构是卫星可展开天线的基本结构。文章提出一种主动悬吊方法,可在地面状态下卸载环形桁架结构的重力。该方法基于音圈电机可以同时输出安培力和大位移,通过求解悬吊系统的静态方程计算悬吊点的张力即所需安培力;然后,建立主动悬吊试验系统,令音圈电机输出等于所需安培力,即实现悬吊结构对重力的卸载。经试验验证,悬吊后的结构前两阶频率与原结构的几乎相等,且模态一致,说明该悬吊方法有效。     

空间相机地面装调重力卸载仿真优化方法

空间相机在地面装调过程中需要对光机结构进行重力卸载。空间相机常具有尺寸大、刚度低的特点,使得对其进行重力卸载仿真优化异常复杂。文章提出基于贪心算法结合天牛须搜索的重力卸载仿真优化方法。该方法提取系统的可行卸载点集,每次从可行卸载点集中提取1个或1组最优卸载点;以此类推,逐渐增加卸载点数,直至满足测试要求。其中,每组卸载点系的最优卸载力利用天牛须搜索法进行计算,继而可获得系统的最佳卸载策略。利用该仿真优化方法,可以智能化地进行系统全局迭代仿真分析计算,不易收敛于局部最优解,能够高效、快速地获得系统最佳卸载点系和最优卸载力。     

卫星大部件二维转台装配工艺方法

为了满足某卫星大部件二维转台在地面重力状态装配后，保证其在轨解锁前精度一致性，提出了二维转台装配工艺优化方法。首先通过模拟载荷配重试验，探索转台星上接口重力下变化规律，保证结构板组合加工偏差，优化卫星层板组合加工工艺方法;其次分析二维转台机构变形，采用卸载装星工装，并对二维转台卸载装配前后关键变形进行精测对比。二维转台通过模拟试验和卸载装配后，保证了地面重力压紧状态和卸载状态下装配精度均在设计指标内，满足卫星二维转台装配要求。通过模拟试验确定结构加工公差余量，在进行卸载装配时，对卸载前后精度精测对比，是卫星大部件载荷装配工艺的正确方法。     

德陆军月神无人机拟装备小型合成孔径雷达

据报道，德国拟在其陆军的EMT月神战术无人机上安装MiSAR小型合成孔径雷达（SAR）。该雷达将具有对地面目标指示（GMTI）能力，雷达天线为背对背宽带阵列天线而非双喇叭天线，同时还增加一雷达罩。目前，该新型配置的月神无人机已开始飞行试验。其雷达方案采用旁视方式，并将在未来改用可扫描的转动天线，以及先进的处理机，使雷达具有更宽阔的覆盖能力。     

一种标准喇叭天线的转台结构研究

天线远场测量方法广泛应用于卫星通信天线的性能测量，不同频段的测量会用到不同频段的标准喇叭天线，从而涉及到快速更换标准喇叭天线的问题。介绍了一种标准喇叭天线的转台结构，具有方位、俯仰、极化三轴调整能力，且易于快速更换，详细介绍了蜗轮蜗杆的结构组成、传动方式、参数设计。通过重量估算、传动效率和力矩计算，可知操作者可轻松转动方位、俯仰和极化组件系统。转台选用蜗轮蜗杆传动方式，具有传动比大，传动平稳，结构紧凑，无噪音，可自锁，测试过程中可查看旋转角度等特点。该标准喇叭天线转台可满足天线增益、天线方向图、G/T值、轴比等多种性能测试需求，验证天线的指标性能；针对天线不同频段的性能测试，1分钟内即可快速更换标准喇叭天线，并在实践中得到应用，为卫星通信天线性能指标的验证提供了便捷、高效的测量解决方案。     

面向天线在轨故障处置的RRR指向机构轨迹规划

为解决某星载大型可展开天线在轨故障,本文提出采用投影位移规划法,实现RRR 天线转动指向机构的位移轨迹规划。首先,基于串联机构D-H 法建立RRR 指向机构数学模型,并完成机构自由度、末端构件运动空间和力学特性分析;然后,建立机构反解,针对轨迹要求为二维连续位移轨迹的特点,提出采用投影位移轨迹规划法实现RRR 三自由度转动机构的位移轨迹规划;最后根据规划算法,结合任务各阶段目标要求,获得了以驱动力条件优化初始位置,保证各阶段运动连续的整体运动轨迹规划结果。通过地面在轨故障模拟处置试验,完成了轨迹规划方法的正确性验证,并最终成功指导在轨故障处置测试的实施。本文研究为大型展开天线在轨机械故障处置提供了重要借鉴,也为转动机构实现位移轨迹规划的研究提供了理论方法创新。     

卫星大型旋转载荷动平衡控制应用研究

卫星携带的转动体的动不平衡对星体产生非期望的干扰力矩,进而影响卫星姿态,为此在卫星高品质运动控制中必须对转动体的动平衡特性进行控制。本文在建立卫星多挠性体姿态动力学模型的同时,分析了动平衡检测在转动体残余干扰力矩分析中的应用,提出了大型旋转载荷动平衡控制方法和流程,最后通过实际工程应用情况,验证了该动平衡控制方法和流程的实用性和有效性。     

二维展开太阳翼地面展开试验装置设计与验证

针对二维展开太阳翼地面展开过程中重力卸载较困难的情况,设计了适用于二维展开太阳翼的地面展开重力卸载装置,建立了某二维太阳翼在此地面展开试验装置上的动力学模型并进行了动力学仿真分析,分析结果表明太阳翼能够正常展开并锁定,除了太阳翼一次和二次锁定前后瞬间,其余展开过程中吊挂绳索张力最大变化量仅为7％,展开后最大变化不超过2％;该试验装置在某太阳翼上的应用结果表明太阳翼展开前后吊挂绳索吊挂力变化不超过1 N.此试验装置可为其他空间二维展开机构的地面展开试验提供参考.