TC-2卫星探测伸杆在技术状态更改设计中的仿真分析

讨论了TC-2卫星探测伸杆在技术状态更改中的结构和力学问题, 并对TC-2卫星 探测伸杆锁紧支座进行了模态分析、结构静强度计算和解锁机构展开的仿真分 析. 结果表明, 伸杆锁紧支座在更换火工切割器后, 支座频率变化不大, 不会 对整星的基频产生影响, 改进后的锁紧支座结构能够承受动载荷, 最大应力和 应变均在材料的许用范围之内, 锁紧支座在打开过程中不会与任何零件发生干 涉, 满足卫星对伸杆部件的要求.      

卫星抛物面天线组合件的模态分析和模态试验

着重描述了卫星抛物面天线组合件的模态理论计算和模态试验情况,并对两种结果进行对比和评定分析。     

小卫星非常规动力学分析与控制

针对小卫星研制中出现的一些非常规动力学问题进行研究,并提出解决办法。针对小卫星组件最大冲击谱量级超出常规冲击试验规范谱的分析与验证困难,通过研究提出了能够分析评估组件高量级冲击的方法。针对小卫星随机振动下强度设计方法还存在较大误差,分析了系统模态质量比与模态频率在一定频段的影响规律,认为忽略模态质量耦合会带来误差,提出了考虑模态质量耦合的准静态载荷计算方法。最后,针对小卫星整星开展了减振研究,分析了正弦和随机减振效果,对于对称安装减振系统,提出了减振系统的主频率计算公式。     

着陆器软着陆机构的动力学分析

以某型号着陆器软着陆机构为研究对象,采用MSC.Patran/Nastran 对软着陆机构进行模态分析,得到结构模态的主要影响因素,主要包括机构尺寸和装配连接方式.主要分析了软着陆机构中主支柱、辅助支柱活塞杆和活塞筒壁厚、以及活塞筒端盖厚度对模态频率的影响,并对主支柱、辅助支柱活塞杆和活塞筒装配连接方式进行研究,接着提出一种基于Bush单元的装配连接方式,有效地解决了传统方法中用MPC(Multiple Point Constraint)刚性连接来模拟装配连接的不足,使仿真结果更加准确.最后对收拢状态下的模型进行了频率响应分析,结果发现在给定的频率范围内结构不会发生共振,进一步说明结构设计的合理性.     

太阳帆柔性结构动力学仿真分析

研究了太阳帆结构的有限元仿真分析问题.针对太阳帆航天器实际结构特点,建立合理的有限元模型;得出合理的边界预紧力的大小与方向;给出太阳帆航天器伸展臂对预紧力的屈曲模态分析以及屈曲临界载荷;进行了太阳帆结构的无预紧力结构模态分析与有预紧力结构模态分析,并对结果进行了比较.研究结果表明,太阳帆航天器预紧力结构模态分析更为合理,为太阳帆航天器控制系统工程设计与仿真提供了参考数据基础.     

弹性导弹的连续与离散阵风响应

导弹在空中飞行时会受到阵风的干扰,过大幅值的阵风响应可能影响结构安全 、飞行性能及攻击精度.为此,基于导弹刚体/弹性耦合运动方程和准定常气动力,建立了导 弹气动伺服弹性系统的连续与离散阵风响应分析方法.对于连续阵风,通过频率响应函数来 计算响应的功率谱密度;对于离散阵风,则在状态空间方程的基础上时间积分求得响应历程 .以某导弹为例,进行了气动伺服弹性稳定性分析、连续和离散阵风响应分析,并提出了飞 行控制系统的改进设计.数值结果表明,结构与控制之间的不利耦合可能使系统的稳定性和 阵风响应特性恶化,在控制回路中增加合适的结构陷波器可有效减小弹性模态的不利影响.      

结构振动抑制的独立模态控制法

以悬臂梁结构为控制对象,对独立模态控制法进行了概念性研究。利用有限元法建立了包括压电晶体在内的闭环系统的模型;理论计算值、试验值均表明独立模态控制法能够提高结构的模态阻尼,而未受控制模态的阻尼基本不变,整个闭环系统稳定。     

充气式机翼的颤振特性分析

充气式机翼的结构刚度由内充气压决定,其颤振特性需要建立静、动力学耦合的分析方法.机翼结构刚度和固有振动特性需要在静力分析基础上计算,进一步计算非定常气动力,从而采用传统的颤振计算方法分析其颤振特性.针对某一充气式机翼采用膜单元建立了有限元模型.在不同内充压条件下,对充气机翼进行了静力分析得到其结构刚度;然后对机翼进行模态计算和颤振分析.研究表明:各阶模态的频率随内充气压的升高而升高;除典型的弯扭模态外,充气机翼的弦向弯曲模态频率较低;充气机翼的颤振形式除常规的弯扭模态耦合外,弦向弯曲模态同样会发生颤振;机翼的临界颤振速度随内充压的变化近似呈分段线性变化;临界颤振模态及耦合分支在一定气压范围内保持不变.      

基于位置观测的北斗广播星历速度精度分析

利用广播星历计算导航卫星的速度向量是GNSS高精度实时测速的必要条件.本文分析了仅以卫星位置向量为观测量的北斗广播星历的速度计算精度.从广播星历拟合过程出发,推导了北斗18参数模型的速度向量计算公式.基于北斗13颗在轨卫星一年的实际轨道数据,分析了全年广播星历计算卫星速度向量的精度.结果表明,利用18参数模型计算的速度误差最大在10-4m·-1量级;在相同拟合时段条件下,地球静止轨道（GEO）和倾斜地球同步轨道（IGSO）卫星的速度精度相当,高于中圆地球轨道（MEO）卫星.通过对位置残差序列分析,得出位置残差误差较小且变化趋势平稳是广播星历计算速度精度较高的原因.分析和计算结果验证了仅用位置观测量拟合北斗广播星历算法的有效性.      

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.     

HXMT卫星长期任务规划算法

硬X射线调制望远镜（HXMT）卫星是中国首颗空间X射线天文卫星.为充分利用卫星资源,使科学产出最大化,需要进行长期任务规划.长期任务规划是一个复杂的多目标优化问题.通过分析HXMT观测特点和约束条件,建立了HXMT长期任务规划问题模型,并采用贪婪算法加遗传算法对模型进行求解.实例分析结果表明该方法能够有效解决HXMT长期任务规划问题.      

Hard X-Ray Modulation Telescope(HXMT) Mission

The HXMT mission concept consists of a slat-collimated hard X-ray detector assembly sensitive in 20～250 keV with a collection area of about 5000 cm2. Based on the reconstruction technique by direct demodulation developed in recent years, HXMT is mainly devoted to performing a hard X-ray all-sky imaging survey with both high sensitivity and high spatial resolution. It can also be used to make pointed observations of X-ray sources to study their spectroscopic and temporal properties in details. The main detector of HXMT consists of 18 individual cylindrical NaI(T1)/CsI(Na) phoswich modules, each with anarea of 283.5 cm2 and a field of view of 5.7°× 1.1° (FWHM). Its spatial resolution and position accuracy are 5′ and 1′ by using the direct demodulation in 1994, and in 2000 its feasibility and technical demonstration study was selected as a project under the Major State Basic Research Program of China. In October 2005, this project entered the full design phase and was listed as a candidate for the first dedicated astronomy satellite around 2010. We are now also considering secondary low energy instruments for this satellite.     

基于LightGBM的HXMT在轨运行模式监测算法

HXMT卫星的空间硬X射线巡天和定点观测计划切换频繁，需要对卫星有效载荷在轨状态进行实时监测和判别.目前采用的是地面监测人员根据总结的规则进行人工监测的方式，虽然执行方便，可解释性强，但人力消耗较大，且对规则之外的情况无法灵活处理.本文利用HXMT卫星的实时遥测数据，提出一种基于LightGBM机器学习模型的在轨运行模式监测算法，将监测工作规约为多分类问题，并构建判别模型，对卫星在轨运行模式进行判断.在保障判别准确率的前提下，算法模型构建迅速，具有很高的实用性.基于真实遥测数据的试验表明，模型的判别准确率达到99.9%，满足在轨运行模式监测要求，可为HXMT卫星的运行监控任务提供参考依据.      

Status of the Hard X-ray Modulation Telescope Project

The Hard X-ray Modulation Telescope (HXMT) is China's first astronomical satellite. It will perform a broad band (1-250keV) scan survey and do pointed observations of X-ray sources to study their spectra and multi-wavelength temporal properties. The pre-flight models of the satellites have been finished, and the flight models are in production. The expected launch date of HXMT is in late 2015.      

HXMT的空间环境本底计算

硬X射线调制望远镜(HXMT)是一颗宽波段X射线(1～250 keV)天文卫星,其核心载荷高能X射线望远镜(HE)工作于硬X射线能区(20～250 keV),致力于实现硬X射线的高灵敏度巡天观测,描绘硬X射线天图,并对特殊天体作高灵敏度定点观测.为了获得高灵敏度,必须有效地抑制本底.本底主要是由轨道环境中的粒子(γ射线、质子、电子、中子)与探测器相互作用产生的.本文结合大量的描述近地空间本底的文献和最新的实测数据,整理出一套自洽的近地空间本底粒子的数据和公式,便于应用.并通过Geant 4软件模拟计算给出了HXMT的本底及本底随时间和轨道的变化.      

HXMT卫星快视成像

硬X射线调制望远镜(Hard X-ray Modulation Telescope,HXMT)的最重要的工作模式是扫描观测,包括巡天扫描观测和小天区深度扫描观测. HXMT的标准成像需要被观测天区完整的二维扫描观测数据,而同时利用HXMT的观测数据中包含的空间调制信息和旋转调制信息,快视成像可以在只有一维扫描的情况下获得被观测天区的较粗略的流强分布,从而可以在卫星的视场扫过一块天区后很快给出被观测天区的尽可能多的信息.本文详细介绍了快视成像的过程,并通过模拟计算给出了巡天扫描观测快视成像的灵敏度、定位精度和角分辨能力的分布.快视成像能提高HXMT发现暂现源的灵敏度,及时发现并定位出现在HXMT视场中的高能爆发现象,减少较强的暂现源和爆发对标准成像干扰将是标准成像的重要补充.      

Status of the Hard X-ray Modulation Telescope Project

The Hard X-ray Modulation Telescope (HXMT) is China's first X-ray (1-250 keV) astronomical satellite officially approved in 2011. It will scan the Galactic plane to detect new transient sources and do pointed observations of X-ray sources to study their spectra and multiwavelength temporal properties. Now the flight model of the satellite is in the final testing stage, and the expected launch date is in late 2016.      

High Energy X-ray Telescope Data Analysis Method

The science analysis of the data from the High Energy X-ray Telescope （HE） on the Hard X-ray Modulation Telescope （HXMT） satellite is organized in three stages: calibration, screening and extraction of high-level scientific products. At the first stage, the raw PHA value of each event is converted to PI value accounting for temporal changes in gain and energy offset. At the second stage, the calibrated events are screened by applying cleaning criteria. At the third stage, scientific products, i.e. spectra, light curves and redistribution matrix files, are extracted. This work will introduce the three stages as well as the screening criteria and the data combining method.      

高分七号卫星结构尺寸稳定性设计与验证

尺寸稳定性是高分七号卫星(GF-7)结构设计的重要使命。针对GF 7结构尺寸稳定性设计需求，开展了影响因素分析，并针对分解指标给出了适用于航天器结构的尺寸稳定性设计和验证流程。首先，在整星结构构型设计的基础上，通过灵敏度分析确定了结构选材方案。随后，针对尺寸稳定性关键件一体化支架,提出了热控设计和结构设计方案。最终，通过舱段级热稳定性试验获得了结构平均热膨胀系数等结构稳定性关键参数，利用经试验结果修正后的有限元模型开展了卫星在轨热变形分析并验证了指标的可实现性。结果表明，GF-7结构设计满足载荷安装面指向变化亚角秒级的尺寸稳定性指标要求。     

CAST968平台小卫星在轨故障分析和建议

统计CAST968平台从2000年至2014年在轨发生的142次故障,分析发现故障性质、故障原因、故障产品类别、故障时间和故障分系统等都存在明显的规律性.对决定卫星成败的姿态轨道控制分系统进行故障原因、故障单机和故障产品类别三个方面的统计分析,总结出设计、环境和器材是导致姿轨控分系统故障的三大重要因素.简要分析其他分系统,最后给出故障预防和设计建议,包括加强抗辐照设计、关键单机和电路的冗余设计等.