弹载捷联星敏感器强光规避策略及算法

星敏感器光学系统及成像阵列易受太阳和月亮强光干扰.针对弹载捷联星敏感器提出一种规避强光的解析几何方法.通过天文公式解算出观星时刻太阳、月亮矢量,将其转换到当地地理坐标系下;将太阳、月亮方位、地心指向和星敏感器圆视场的几何分布关系划分为3种类型,并结合星敏感器遮光罩太阳月亮规避角参数,分别建立矢量公式求解星敏感器光轴的指令指向;利用STK仿真软件进行算法验证,选择任意时间段并设定星敏感器光轴指向,经本算法解算的光轴指令指向均可成功规避太阳月亮和地平.该算法可实现星敏感器光学系统的自主保护、观星窗口的选择,可以通过姿态机动实现太阳和月亮的规避和有效星光观测.     

卫星测控天线日照温度场极端工况预测方法

针对卫星测控天线日照温度场产生的热变形影响天线电性能问题,提出了一种预测天线极端温度工况的方法.该方法将太阳照射参数与天线面板方程有效结合起来,求得天线面板的太阳直射点运动轨迹,从而确定天线姿态参数.在Ⅰ-DEAS中建立该姿态的模型,同时引入环境因素的影响,进行瞬态仿真分析,预测天线的极端温度工况.通过试验天线,验证理论计算太阳直射点运动轨迹与极端温度预测方法的正确性.     

空间杂光对交会对接光学成像敏感器影响分析

CCD光学成像敏感器是交会对接最后靠拢段的关键测量敏感器,其在轨工作时,太阳和地球杂光可能会进入相机视场,影响敏感器的正常测量.提出通过杂光建模分析和地面杂光试验验证相结合的方法,评估和验证空间杂光对光学成像敏感器测量的影响,确定相机遮光罩设计指标要求,给出理论分析、地面及飞行试验结果.     

大展弦比柔性复合材料机翼的气动弹性剪裁

在考虑结构几何非线性、气动非线性影响的基础上,由气动弹性问题的最普遍方程,获得大展弦比柔性复合材料机翼颤振问题的非线性稳定性分析方程.使用解析方式推导得到机翼的临界颤振速度、颤振频率对于设计变量的灵敏度表达式.展示了复合材料机翼的铺设构型和铺层角对气动弹性特性的影响,指出产生负弯扭耦合效果的机翼截面构型有利于机翼的气动弹性性能.以机翼颤振速度作为目标函数,复合材料铺层角为设计变量进行了气动剪裁优化设计,在得到最优化的铺层构型和铺层角的同时,也比较了本文解析敏度和数值差分敏度得到的优化结果.      

空间可展开薄膜遮光罩设计与分析

对于觅音计划的光学系统而言,太阳光是其杂散光的首要来源,是影响成像质量的重要因素。通过将仿生技术和折纸理论相结合,完成光学系统的遮光罩设计。依据花朵开放过程,获取遮光罩的拓扑构型,完成遮光罩折展设计,并根据光学系统任务需求,优化遮光罩拓扑构型。采用底面为正六边形的拓扑构型时,遮光罩的折展比为8,且折叠后的包络空间和卫星星体所占用的空间相重合,能够更好地利用空间。选用两层薄膜作为遮光结构,一方面提高了遮光性能,另一方面遮光罩本身具有一定的隔热功能,更好地保护了光学系统。最后通过ABAQUS仿真模拟薄膜的展开过程,并进行应力水平分析。结果表明,遮光罩薄膜展开过程顺利,展开后最大应力为40.63MPa,满足聚酰亚胺薄膜材料的使用要求。     

高精度星敏感器遮光罩柔性支撑结构设计与分析

根据柔性单元的应用特点及高精度星敏感器遮光罩组件的构型特点,选用叶簧结构作为遮光罩柔性支撑结构的主体形式.通过分析支撑结构长度、宽度和厚度尺寸对弯曲刚度的影响,确定主要变量并展开优化设计.通过仿真验证设计结果在刚度和强度上均满足要求,法兰结构在遮光罩采用柔性支撑设计条件下产生的形变是刚性支撑设计的2. 14%.结果表明遮光罩柔性支撑结构设计合理有效,满足空间应用要求,可作为高精度星敏感器热稳定性设计优化的重要方法.     

展开式薄膜遮光罩设计及重复展开精度研究

针对星敏感器的杂光抑制需求，设计了一种可以实现轴向展开的圆柱状展开式薄膜遮光罩，包括充气支撑管、薄膜蒙皮和挡光环，并完成了各构件的结构和材料设计。建立了薄膜蒙皮的运动学模型，分析了构型随着二面角的变化情况，验证了薄膜蒙皮采用hexagonal折纸样式可以完全折叠和展开。通过试验研究了遮光罩的重复展开精度，包括轴向和径向展开精度等。研制了遮光罩原理样机，并开展了地面展开试验，表明在充气支撑管的驱动下能够顺利展开，为大尺寸遮光罩的工程应用提供了新的技术方案。     

星敏感器遮光罩消光比定量测试及数据处理方法

面向星敏感器在轨工作时的杂光抑制需求,开展星敏感器遮光罩消光比定量测试及数据处理方法研究。基于高灵敏度弱光探测组件、高精度电控转台以及太阳模拟器搭建杂光集成测试平台,在电控转台步进电机的驱动下实现不同光照角度时遮光罩消光比测量数据的实时获取。根据构建的数据处理模型计算获得遮光罩的消光比,并基于A类不确定度评定方法完成消光比测量的不确定度分析。从测量结果可以看到,在光照入射天顶角达到保护角30度时,消光比测量值达到10-6量级,在光照入射天顶角为54度时,消光比测量值达到10-7量级,且多次测量数据的变化规律基本一致。测量结果表明了测量方案的合理性和可行性,可为星敏感器系统方案设计、测试与评估提供重要的技术支持。     

编队卫星防碰撞规避路径规划方法与控制研究

针对编队卫星在构型重构和构型失效重组时发生碰撞可能性最大的两种机动工况,采用数学规划的方法对其进行防碰撞规避准则、规避策略和控制方面的研究;并通过系统可控性证明出无径向推力相对于全向推力,也可以达到目标相位点只是燃料消耗得多。对编队构型失效重组工况中备份星机动前停泊位置,进入编队位置选择和启动时刻选择以及故障星离开编队后,目标轨道确定等问题通过数学仿真的形式予以解答。仿真结果表明,该研究方法真实可信、简便有效。     

基于目标的全色TDICCD 空间相机信噪比分析

TDICCD 是近几年发展起来的一种新型光电传感器, 作为焦平面器件已广泛应用于空间相机的设计和制造. 本文分析了待观测目标太阳高度角及亮度的影响因素, 建立了光能量从待观测目标到空间相机入瞳的亮度传递数学模型, 提出了一种基于目标的全色TDICCD 空间相机信噪比快速预估计算方法. 以模拟极轨卫星所携带的TDICCD 相机为例进行了预估分析. 结果显示, 此模拟北纬20°待观测目标全年星下点太阳高度角范围为41.5°~76.7°, F 数为15 的TDICCD 相机可以获得的最大信噪比大于40dB. 本文的推导可用于TDICCD 空间相机的预研和总体设计, 同时达到验证卫星任务规划与轨道设计合理性的目的.      

2-SGCMGs与磁力矩器的对地姿态混合控制方法

针对故障后仅剩两单框架控制力矩陀螺(SGCMG)可工作的对地定向三轴稳定卫星姿态控制问题进行了研究,提出了2-SGCMGs系统与磁力矩组合的混合控制策略及方法,以克服两SGCMG欠驱动控制的鲁棒性问题.首先,给出2-SGCMGs零动量方式的标称框架角构型选择计算过程.然后,结合标称框架角构型,构造了一种不同于沿传统体轴...     

太阳帆航天器编队维持和重构的方法研究

针对高面质比航天器可以利用太阳光压进行轨道控制的特点,本文提出一种太阳帆航天器编队构型维持和重构的方法.该方法通过控制主从航天器太阳帆姿态角和反射系数,调整主从航天器之间的光压差,产生抵消编队成员间相对运动受到摄动差或进行轨道机动时所需的连续小推力,从而实现编队构型的维持和重构.仿真结果表明,在主航天器太阳帆的姿态角和反射系数相对固定的条件下,对于太阳同步轨道上的高面质比太阳帆航天器编队,使用滑模控制方法,能够调整编队中从航天器太阳帆的姿态角和反射系数产生推力抵消摄动力影响,达到长期维持太阳帆航天器编队构型的目的;通过开环控制方法,能够调整编队中从航天器太阳帆的姿态角和反射系数产生连续小推力,在较长时间周期内实现编队重构.     

常值推力下面内轨道优化的一种改进间接法

针对常值推力下航天器面内轨道转移燃耗最省的轨道优化问题,利用极大值原理导出了最优轨迹下推力方向角应满足的控制方程,结合动力学方程建立了一种求解航天器面内最优转移轨道的改进间接法,及其在推力方向角调节能力受限条件下的应用方法。由于避免了协态变量微分方程组的求解,改进间接法相对于传统间接法降低了初值猜测的难度和计算量;与采用Gauss伪谱法求解相比,所建立的改进间接法求解结果精度更高,数值光滑性更好。仿真算例表明:推力方向角调节能力受限会改善推力方向角变化规律,降低推力方向角变化范围;就燃耗而言,推力越大燃耗越多,优化轨道节省燃耗更加显著。     

航天器在轨道运行中太阳帆板的温度问题

本文应用能量平衡的基本原理, 获得了航天器在几种典型热工况中太阳帆板的能量平衡的基本方程以及宇宙空间的热辐射角系数基本方程.利用数值积分法, 得到了角系数的数值以及太阳帆板在不同的轨道所承受的最大温度波动, 在考虑这一温度效应后, 用有限元法分析计算了太阳能电池帆板的固有频率特性.计算结果表明, 航天器在空间轨道运行时, 通过阴区和阳区所产生的温度变化对太阳帆板的动力学特性影响是不容忽略的问题.      

地球静止轨道遥感卫星相机太阳规避设计

地球静止轨道成像式遥感卫星的光学成像相机在轨工作期间需要避免阳光的照射,针对现有滚动轴姿态机动算法存在规避开始时初始角速度过大的问题,提出一种改进的滚动轴机动太阳规避算法。该算法在规避开始与结束时,设计一定的规避角度余量,将建立机动初始状态的过程由达到规避角度的瞬间延伸到角度余量区间中,延长建立初始状态的时间,减小初始角速度。系统数学仿真和测试验证证明该算法简单可靠,在开始规避时,初始角速度由0.2（°）/s减小到0.014（°）/s,整个规避过程平稳,具有良好的工程应用价值。     

倾斜轨道小卫星太阳高度角分析与机动方案设计

针对倾斜轨道小卫星必然会面对的光学姿态敏感器受阳光干扰的问题,分析太阳高度角的变化规律,提出了计算太阳高度角的经验公式,并在此基础上提出了平台偏航姿态机动方案,可以使光学姿态敏感器规避阳光干扰,并可以简化整星热控和帆板驱动设计,提高了整星的可靠性.     

一种高精度星敏感器用遮光罩

分析星敏感器在轨所受到的杂光的特点,对星敏感器常用的遮光罩结构进行分析和对比说明.给出一种结构简单、体积和重量较小的一级遮光罩,使用TracePro对其杂光抑制性能进行分析,给出其PST曲线及30°太阳入射角时的杂光在像面上的照度分布图.对该遮光罩进行了杂光实验,给出像面上A、B、C三区的杂光均值随太阳入射角的变化曲线.仿真分析结果与实验结果表明该遮光罩杂光抑制能力较好,可以满足星敏感器的杂光抑制要求.     

火焰辐射光场成像光线采样特性

为了研究全光相机对火焰等半透明介质的光场采样并优化全光相机的参数,基于近轴光学,建立了全光相机的逆向光线追迹模型。在此基础上,针对弥散介质沿采集方向的半透明特性,提出了像素采样锥形角以及物方采样角度等评价光线角度采样的性能指标,据此分析了全光相机像素和微透镜的位置对光场采样特性的影响,以及全光相机光学参数变化对光线方向采样性能的影响。结果表明:采集火焰辐射光场时,较小的微透镜直径有利于提高光场采样的单方向性,并减小主镜头入瞳直径,而较小的主镜头焦距有利于增大物方采样角度。     

基于Euler方程的三维机翼厚度与扭角优化设计

使用Euler方程作为流场解算器,结合Powell算法,讨论了在确定的机翼平面形状和翼型的条件下,以最大升阻比为目标的三维机翼截面翼型最大厚度与扭角的优化设计.设计中以机翼沿展向0.1,0.2,0.3,0.8,1.0倍半展长的翼剖面的厚度作为优化控制量,再选取翼梢剖面的扭角增量为第6个控制量,对机翼作了数值优化设计计算,得到了在亚音速时具有相对较大升阻比的机翼其厚度及扭角的优化分布.针对Lockheed-AFOSR Wing B的亚临界和超临界算例结果表明,厚度的非线性分布和负的扭角会改善机翼流场的流动状态,使机翼的升阻比得到提高,优化设计方法是可行的.      

碟式斯特林发电系统性能分析模型与仿真

基于传热学、热力学、动力学、电学理论以及系统控制模型,建立了可用于碟式斯特林发电系统分析、设计、优化和控制的性能分析模型.模型包括太阳能聚光器、接收器、斯特林循环热力学、斯特林发动机机构动力学、起动/发电机等各子系统及相互作用关系,可分析系统从起动到全功率状态时的稳态性能和动态特性.使用该模型对碟式斯特林系统进行了仿真分析,结果表明,在发动机热端温度不变的控制条件下,系统一天内的输出电功率表现出与太阳直射强度类似的抛物形变化,系统效率变化较平稳;系统充气过程压力突增,在太阳直射强度不变的情况下,发动机热端温度下降,发电功率先增加一点,后随温度下降而下降.