超高速撞击损伤的声发射波特征研究

利用二级轻气炮发射铝弹丸撞击铝板来模拟空间碎片对航天器舱壁结构的撞击,通过声发射传感器得到结构中的应力波动信号.对声发射信号进行小波时频分析和重构,得到信号的低频和高频部分,将重构信号的峰值作为特征值,分析了速度、成坑深度、损伤直径与声发射特征之间的关系.结果表明声发射低频信号的第一与第二峰值幅度比值可以作为撞击损伤的特征参数,并得到了成坑深度、损伤直径与声发射特征之间的经验公式.     

多孔铝板高速撞击声发射定位方法

目前,声发射定位技术在空间碎片撞击航天器事件中的撞击源定位问题中得到了广泛研究。在定位算法上,声发射信号传播机理的复杂性表现为输入量的随机性;多次撞击的复杂性则表现为声发射信号传播的弯曲路径。文章针对多孔铝板声发射定位问题进行研究,采用伽马分布对声发射信号传播的弯曲效应进行建模,采用相对时间差方法对声源进行定位,最后通过仿真分析对所提供的模型与算法性能进行了数值演示。该方法可应用于空间碎片撞击航天器的撞击源定位与损伤评估。     

航天器在轨泄漏声发射信号特征分析

载人航天器的防护要求不断增强, 在轨泄漏检测的重要性日益凸现。文章阐述了航天器在轨泄漏声发射检测的基本原理, 介绍了泄漏检测系统的基本组成及性能参数。通过泄漏声发射检测实验, 利用频谱分析法和特征参数分析法对不同孔径圆形漏孔泄漏产生的声发射信号进行研究, 得到了泄漏声发射信号的频谱和特征参数。实验结果表明, 机械泵运行产生的背景噪声信号主要分布在10 kHz以下, 而气体泄漏产生的是高频声发射信号, 且漏孔越小, 信号能量越小, 高频成分所占比例越大。该研究对于航天器在轨泄漏的检测及泄漏量评估等具有实际意义。     

基于聚偏二氟乙烯(PVDF)压电薄膜的密封舱壁穿孔损伤识别技术

日益恶化的空间碎片环境将严重威胁空间站及航天员的在轨安全。文章基于聚偏二氟乙烯（polyvinylidene fluoride,PVDF）压电薄膜设计了一种密封舱壁穿孔损伤识别技术方案,用于识别空间碎片超高速撞击对航天器密封舱壁造成的损伤模式,可为航天员合理选择应急措施提供依据。首先,发射超高速弹丸穿透铝合金靶板以模拟密封舱壁被击穿损伤的情况,形成的碎片云撞击PVDF压电薄膜探头,利用信号采集设备获取高速撞击引起的去极化效应信号,识别该信号的频率特征;其次,对PVDF压电薄膜探头及其支撑结构进行敲击试验,模拟在轨运行时因碰撞产生的干扰信号,掌握此类干扰信号的频率特征。试验结果表明,当系统采样频率为20 MHz时：1）所获得的探头去极化效应信号具有极为陡峭的上升沿,且上升沿的时长为亚μs量级;2）去极化效应信号主要由1 MHz以下的信号组成,但也包含少量的3～10 MHz高频成分;3）敲击探头及其支撑结构所产生的干扰信号频率在20 kHz以下。可根据频率差异进行两种信号的识别。     

加筋板中超高速撞击声发射源定位方法

加筋板是航天器上的常用结构。为研制基于声发射技术的在轨感知系统,需要研究加筋板中声发射波传播规律及撞击源定位方法。文章测定了断铅信号在加筋板中的传播速度,对沿不同方向传播的波速进行了比较;通过有限元仿真,研究了筋体几何尺寸对板中声发射信号传播规律的影响。试验与仿真的结果表明:筋体对信号压缩波波速影响较小,但会造成信号第一幅值的衰减,在传感器布局设计时需要考虑到该因素。将加筋板中声发射信号传播速度取为沿不同方向传播波速的平均值,可将源定位问题转化成求取函数最小值的优化问题,在加筋板上对断铅波源和超高速撞击波源进行定位效果较好。     

铝合金平板超高速撞击声发射信号S2模态特征分析

对铝合金平板上形成的超高速撞击(HVI)声发射(AE)信号S2模态的特征进行研究,分析其与损伤模式之间的关系。以3 mm厚5A06铝合金平板为研究对象,通过数值仿真获得不同撞击工况下的超高速撞击声发射信号,提取信号中的S2模态,并分析其幅值、能量、频谱等特征。结果表明,S2模态能量随传播距离呈指数衰减;分别随撞击弹丸直径和撞击速度的增加先下降后上升,且在弹丸直径与靶板厚度相近、临界撞击速度时最低。S2模态的中心频率随弹丸直径的增加而降低;随撞击速度的增加而增加;随传播距离的增加向1500 kHz移动。S2模态小波包系数呈凹性的频域范围分别随撞击速度和弹丸直径的增大变窄。在此基础上,当靶板形成穿孔损伤时,可根据S2模态的中心频率推测弹丸的直径;在传播距离和弹丸直径已知的前提下,可根据S2模态小波包系数呈凹性的频域范围推测撞击速度。     

单层板超高速撞击声发射波的频谱特征分析

空间碎片撞击航天器的威胁对发展在轨感知系统提出需求，为研制基于声发射技术的感知系统，有必要研究超高速撞击产生的声发射信号波形特征。进行了铝弹丸超高速撞击单层板的实验，利用超声传感器采集到声发射波形，并使用小波变换对波形进行频谱分析。结果表明：在1～4km／s的撞击速度范围内，超高速撞击在单层板内引起的声发射波主要是AO模式、S0模式及S2模式的弹性板波；A0模式波形随撞击速度增大而减弱，其余2种模式则随之增强；成坑撞击波形具有较强的A0模式，击穿撞击波形具有较强的S0模式和S2模式。引入超高速撞击过程中的法向冲击作用和径向扩孔作用的概念，分析了上述规律。     

基于径向基函数神经网络的空间碎片撞击模式识别研究

RBF 神经网络是广泛应用的神经网络之一,可应用于航天器空间碎片撞击损伤模式的识别研究。采用AUTODYN 仿真软件模拟产生高速撞击声发射信号,并随机提取其中部分信号,以信号幅值和撞击观测点等作为输入参数,以撞击速度作为输出参数,建立RBF 神经网络,实现对空间碎片撞击速度的反演及穿透模式的识别。实际证明该神经网络能在一定程度上有效反演弹丸撞击速度。     

某航天器天线声振组合环境试验与单项环境试验对比研究

由于受地面试验技术条件的限制,目前用单项噪声或振动环境试验来模拟航天器发射及飞行过程经历的声振复合环境。文章以某航天器天线为对象,开展了声与振组合环境试验与单独噪声、单独随机振动试验的对比分析:对于该航天器天线,单独噪声试验在低频区域激励效应较差;单独振动试验则在高频部分存在结构响应衰减;声振组合试验由于耦合效应对结构高频段的响应产生抑制,使得高频部分的响应被削弱。     

超高速撞击声发射信号在Whipple结构中的传播时序特性研究

为研究屏/舱声发射信号传播时序特性,以典型Whipple防护结构为例,利用二级轻气炮对其进行超高速撞击实验。首先,利用独立于靶件的“遮挡板”阻挡弹丸击穿前板形成的二次碎片云撞击后板,利用布置在前、后板特定位置的超声换能器采集单纯的前板声发射信号,分析信号模态特征,结果表明：前板信号主要包括S0、A0和S2等三种模态板波,经圆柱支撑构件传播进入后板之后,全部转换为A0模态板波。在此基础上,建立了屏/舱声发射信号到达时序预测公式。其次,撤除遮挡板,利用布置在后板特定位置的超声换能器采集前、后板信号的混叠信号,分析两种信号的到达时序并与预测结果进行对比,结果验证了达时序预测公式的有效性。     

一种航天器空间机动轨道的改进形状设计方法

针对带推力约束的航天器三维空间机动轨道初始设计问题,提出了一种基于傅立叶级数展开的改进形状设计方法。首先,在柱坐标系下建立了航天器运动模型,并将基于傅立叶级数展开的形状方法推广到三维空间的机动轨道初始设计;然后,基于所得到的空间初始机动轨道,采用直接配点法进行了完整三维空间机动轨道的优化设计。仿真结果表明,提出的方法可以为带有任务约束的航天器三维空间机动轨道的优化设计提供更优的初始参数及其解析解,为空间机动轨道设计提供了新的方法。     

多航天器反步滑模SO(3)协同控制

针对多航天器系统的姿态协同控制问题，基于特殊正交群(Special Orthogonal Group, SO(3))提出了滑模协同控制设计方法。结合有向通信拓扑，建立了多航天器SO(3)姿态模型。在此基础上研究了SO(3)上协同误差形式，提出了适用于协同控制器构造的SO(3)指令设计方法。为了解决姿态奇异问题，根据SO(3)姿态特性引入补偿项并设计了相应的滑模面，进一步采用反步法完成了SO(3)协同控制器设计，同时给出稳定性分析过程。提出的反步滑模方法保证了协同控制器在整个姿态空间内的适用性，使得多航天器系统能够实现稳定的姿态协同。文中采用两组多航天器系统仿真校验了所提协同方法的有效性。     

A novel single thruster control strategy for spacecraft attitude stabilization

Feasibility of achieving three axis attitude stabilization using a single thruster is explored in this paper. Torques are generated using a thruster orientation mechanism with which the thrust vector can be tilted on a two axis gimbal. A robust nonlinear control scheme is developed based on the nonlinear kinematic and dynamic equations of motion of a rigid body spacecraft in the presence of gravity gradient torque and external disturbances. The spacecraft, controlled using the proposed concept, constitutes an underactuated system (a system with fewer independent control inputs than degrees of freedom) with nonlinear dynamics. Moreover, using thruster gimbal angles as control inputs make the system non-affine (control terms appear nonlinearly in the state equation). This necessitates the control algorithms to be developed based on nonlinear control theory since linear control methods are not directly applicable. The stability conditions for the spacecraft attitude motion for robustness against uncertainties and disturbances are derived to establish the regions of asymptotic 3-axis attitude stabilization. Several numerical simulations are presented to demonstrate the efficacy of the proposed controller and validate the theoretical results. The control algorithm is shown to compensate for time-varying external disturbances including solar radiation pressure, aerodynamic forces, and magnetic disturbances; and uncertainties in the spacecraft inertia parameters. The numerical results also establish the robustness of the proposed control scheme to negate disturbances caused by orbit eccentricity.     

真空热试验中卫星水平度测量系统的设计与仿真

真空热试验是卫星研制过程中必须进行的大型地面模拟试验之一。在真空热试验的准备阶段和试验阶段都必须采集卫星南北板倾斜角度,密切关注卫星姿态,以判断热管是否处于正常工作状态。文章基于AT89C52单片机、TSD-232水平敏感器和C语言设计出一套卫星水平度测量系统,并对其在Keil u Vision3和Proteus联合平台下进行了仿真分析。结果表明:该系统结构简单,程序设计方便,为卫星水平度的实时监测提供了保障。     

Impulsive control for angular momentum management of tumbling spacecraft

We discuss an angular momentum control of a tumbling spacecraft. The proposed control method is to apply an impulse by a space robot arm, to measure and control the relative position and attitude between the target spacecraft, and then to apply another impulse until the rotational motion of the target spacecraft is well damped. A discrete controller is designed using the simplified equations of rotational motion through appropriate coordinate transformation. The stationary response under contact model uncertainty is investigated and stability condition is analytically derived. Numerical simulations are given to validate the proposed approach.     

基于脉冲星的空间飞行器自主导航技术研究

研究了利用X射线脉冲星实现空间飞行器自主导航的原理,指出通过测量脉冲星发射的脉冲到达航天器与到达太阳系质心的时间差可以确定该航天器的位置。给出了两种适合用于处理脉冲星观测量的方法,即基于最小二乘(LS)的方法和基于卡尔曼滤波(KF)的方法。通过数值仿真验证了X射线脉冲星自主导航技术的可行性,并且说明采用KF算法能够有效利用卫星轨道运动方程中包含的导航信息,从而获得更高的导航精度。     

How we will go to Mars

This article studies the efficiency of ejecting waste generated by the life support system (LSS) of a manned spacecraft to reduce initial mass on low earth orbit. The spacecraft is used for a long-duration interplanetary mission and is equipped with either a chemical or a nuclear-thermal propulsion system. For this study we simulate an optimal control problem for a given spacecraft maneuver. An impulsive approximation of the optimal interplanetary spacecraft trajectory is assumed, which allows us to reduce the general optimal control problem to hierarchic structure of 'outer' and 'inner' subproblems. This structure is analyzed using the Pontryagin's Maximum principle. Numerical results, illustrating the efficiency of waste ejection are shown for typical Earth-Mars transfer trajectories. This results confirm in theory that using a waste ejection system makes an early manned Mars mission possible without having to design and build new, advanced biological LSS.     

降低亚轨道飞行器再入法向过载峰值的攻角设计方法

针对亚轨道飞行器再入中的大过载问题,提出一种通过保持法向过载动态平衡以大幅降低法向过载峰值的攻角设计方法。该方法基于再入飞行中过载演化特性,通过自主分段、预测反馈及迭代修正对再入攻角进行设计,使攻角变化率与法向过载的期望平衡值相适应,并可经过重复计算及收敛实现法向过载峰值最小化。仿真计算的结果表明,该方法能够大幅降低亚轨道飞行器再入中的法向过载,且按照该方法设计所获攻角策略可有效用于亚轨道飞行器再入任务规划、再入轨迹和制导律设计。
     

基于时频域分析的轮控航天器姿态控制规律参数整定

研究了轮控航天器姿态控制规律的设计与参数整定问题。采用xyz转序欧拉角描述航天器姿态,建立了航天器动力学及运动学方程,并设计了非线性解耦控制律,使得各回路可独立设计PID控制器。以滚动回路为例,分析了PD控制参数与系统带宽、截止频率、相位裕度等多项频域指标的关系,从而设计有效的稳态控制器以应对挠性结构振动和系统时延等;接着根据姿态控制特性给出了积分参数选取及积分饱和处理策略;同时为快速完成姿态机动,结合时间最优控制特性分析了控制参数与机动角度的关系;此外,执行机构效率和系统干扰力矩等因素也被用于控制参数域的整定。最后利用整定策略设计了某型卫星的姿态控制器,并通过频域分析和数学仿真检验了该方法的有效性和实用性。