反演航天器在轨瞬态外热流的导热反问题

获得航天器在轨飞行过程中的外热流数据对于研究热控涂层在轨退化规律、各种空间因素对热控产品的影响以及航天器姿轨控发动机羽流热效应都有非常重要的意义,然而直接测量热流存在很多困难,因此可以通过求解导热反问题得到满足一定精度的结果.首先,通过研究利用航天器设备在轨遥测温度值反演出航天器在轨瞬态外热流的导热反问题方法,建立了反演航天器在轨瞬态外热流的数学模型,采用共轭梯度法求解导热反问题并从物理概念角度改进了共轭梯度法的迭代过程以增加其抗不适定性;然后构造了两组能够代表目前大多数地球轨道航天器以及深空探测航天器在轨吸收外热流变化的数值试验对共轭梯度法的反演效果进行了检验.除阶跃变化位置以外反演值与真实值的最大相对偏差为2.9%,反演效果非常好;对于阶跃变化位置的吸收外热流在对反演结果进行分析处理后也能够得到较好的反演结果.      

嫦娥五号探测器热平衡试验方案设计与实现

针对嫦娥五号探测器热平衡试验中面临的难题，在分析以往国内外航天器热平衡试验技术现状基础上，依据验证充分、有效与全面的原则，构建出一套探测器热平衡试验方案，提出一种基于“专用红外吸收式空间外热流模拟方式”的热平衡试验方法，设计了典型试验工况，同时优化了试验技术流程。地面热平衡试验结果结合在轨飞行数据表明：热平衡试验方案能够有效验证热控设计的正确性，专用红外吸收式外热流模拟装置偏差造成的温度影响不超过2℃，热平衡试验工况设置合理，技术流程优化，热分析模型相关性工作可使热分析模型更加准确可信。     

航天器在上升段的空间辐射外热流计算

本文提出了航天器在上升段的空间辐射外热流计算公式及航天器在该段是否进入地球阴影区域的判定准则。本公式与航天器在轨道段的空间辐射外热流公式,为航天器的热设计及地面热真空试验提供了基本依据。     

蜂窝复合板的热试验及分析计算

论述了某种蜂窝复合板表面气动加热热流的模拟试验方法以及由试验结果确定温度分布和有效导热系数的分析计算方法。由于要求的气动加热热流随时间历程的变化十分剧烈（低热流为零，高热流超过１５个大阳常数），再加上蜂窝复合板的复杂结构，模拟试验与导热系数的计算有一定的难度，文章阐述了一种具有较高模拟精度的热流模拟方法与确定导热系数的分析处理方法。     

振动表面自然对流强化换热特性

基于振动影响流动换热边界层发展的思路,通过实验方法对振动条件下的自然对流换热特性进行研究.实验采用电铃谐振器作为加热膜的激振源,并利用红外测温技术对表面温度场进行了测量.结果表明:振动对自然对流的强化可提高90.7%.在等热流密度条件下,振动能量越大,换热越好;在等振动能量条件下,热流密度越小,换热越强.研究结果为强化表面自然对流换热提供了一种新思路.      

激光航天器

当今的航天器都需要随身携带能量。如果不再携带燃料和大型的元件,只通过高强度的激光或微波把能量传递给航天器的话,太空旅行的成本就会大幅降低。在过去几年里,由美国航空航天局和美国空军联合发起的实验正在验证一种航天器,我称它为激光航天器。它可以沿着一条从地面发射的脉冲红外激光束飞行。航天器上的反射面可以把光束变成一个光环,以此把空气加热,使空气温度差不多能达到太阳     

具有周期性变化的外热流航天器瞬时温度场的预报方法

具有周期性变化的外热流的航天器瞬时温度场正对应航天器进出阴影区的情形,解决该温度场的预报方法可以得到节省人力、物力、缩短研制周期的实际效果。本文在恒定外热流恒定内热源航天器瞬时温度场理论的基础上,应用与半衰期有关的X_1,X_2……(系统的固有值)的物理概念,得到X_1,X_2……与状态无关的结论;并由抛物线型方程的性质——后一时刻状态不影响前一时刻的状态,引入了准极限状态的概念,得以在对应时间间隔内使用恒定外热流的理论结果;以及由大量试验总结出的瞬时温度曲线在相对坐标中的相似性,引入了型参数的概念,从而给出了具有周期性变化的外热流的航天器瞬时温度场的预报方法。文中不仅给出了使用一个周期试验数据的预报方法,而且针对若第一个周期偏离极限状态较远的情形,给出了使用头两个周期试验数据的预报方法。试验证明该方法是行之有效的。     

喷射式气氮调温系统

气氮调温系统是空间环境模拟器中为航天器进行热真空、热平衡试验的关键系统之一。它可使热沉温度在－100℃－＋100℃之间连续可调，并能任意定点。采用喷射式气氮调温系统，与液氮储槽式冷却器调温系统、液氮温度热沉加红外加热笼系统相比，可降低能耗，节约经费。大型空间环境模拟器中由于热沉的热惯性较大以及各支路温度存在均匀性等问题，大型空间模拟器设备要应用喷射式气氮调温系统存在一定难度。KM6大型空间模拟器喷射式气氮调温系统在研制中结合KM6实际和试验要求。调试和使用结果证明这一系统满足试验要求，同时也表明该系统在同一领域达到了国际同类设备的水平。     

大型航天器的真空热试验技术

介绍KM6设备做大型航天器真空热试验技术，包括：热平衡试验技术、热真空试验技术。并分别介绍了大型航天器的试验的必要性、试验工况、试验技术状态、外热流控制系统、测试系统。     

舱外航天服热试验方法研究

舱外航天服采用主被动相结合的热控方式控制内部的温度,但其外形复杂,影响外热流的因素很多,因此舱外航天服热试验存在着与传统航天器热试验完全不同的特点。文章根据舱外航天服热设计的特点,对舱外航天服的地面热试验方法进行了比较分析和研究,论证了采用等效外热流模拟方法,通过进行舱外航天服系统漏热和散热能力的测试来验证热设计方法的合理性及热试验方法的可行性。     

控制力矩陀螺轴承组件摩擦力矩特性研究

控制力矩陀螺轴承组件是空间飞行器姿态控制系统的核心部件，其轴承的性能直接影响着空间飞行器姿态控制系统的控制精度和使用寿命，甚至危及空间飞行器安全.对于控制力矩陀螺轴承组件，轴承摩擦力矩大小及其波动性是轴承的关键性能指标，针对空间飞行器控制力矩陀螺轴承组件，在滚动轴承摩擦学和动力学基础上，建立六自由度控制力矩陀螺轴承组件非线性动力学微分方程组，并采用预估 校正的GSTIFF(Gear stiff)变步长积分算法进行求解，对其在有/无重力的工作环境、公 自转工况、轴承预紧力以及保持架兜孔间隙对轴承摩擦力矩幅值及其波动性的影响进行分析.分析结果表明：预紧力对轴承组件摩擦力矩影响显著，预紧力过大或过小都不利于降低摩擦力矩及其波动性，对于本文分析的轴承组件最佳预紧力为50~55N；保持架稳定性受重力影响显著，无重力时自转工况下保持架较稳定；过小的兜孔间隙会使摩擦力矩增大，过大的兜孔间隙会使摩擦力矩波动性增大，存在最优兜孔间隙使得摩擦力矩及其波动性都较小，针对本文分析型号的轴承组件，间隙比应控制在0.6~0.8之间.     

考虑高度参数的摆动式红外地球敏感器模型研究

本文考察了摆动式红外地球敏感器测量的工作原理,在介绍敏感器两种数学模型—圆盘模型和三维模型的基础上,增加卫星轨道高度参数为变量,讨论了在不同轨道高度下,敏感器数学模型的变化.利用小角度条件下的一阶近似处理,对敏感器模型所关心的弦宽与姿态角转换关系给出了解答.通过进行带有高度参数的修正,把敏感器的圆盘模型和三维模型推广到了其他轨道高度下.     

基于先验子图检测的失效航天器SLAM方法

基于激光雷达的航天器位姿估计技术是当前在轨服务研究热点。针对失效航天器位姿估计,将通用的图优化SLAM技术应用到空间非合作目标的研究中。为解决SLAM算法在动态场景中产生累积误差问题,利用失效航天器自身运动特点,提出一种基于先验子图检测改进的SLAM算法。在该算法中,通过激光雷达和惯性测量单元分别采集失效航天器及周围环境的点云数据、服务航天器的运动信息,构建出服务场景下航天器的相对位姿图;再采用先验子图检测方法建立不连续的位姿节点间的约束关系;最后用约束信息对位姿图进行优化。仿真结果表明,相较于通用的SLAM算法的位姿估计,该方法减小了累积误差,提高了相对位姿估计精度,可以为后期的导航、控制等在轨任务提供信息。     

航天器轨道机动过程中的自主导航方法

典型的航天器自主天文导航方法利用地球敏感器和星敏感器的观测信息,根据轨道动力学模型和测量信息,采用扩展卡尔曼滤波算法（EKF）估计航天器位置矢量。为了在航天器轨道机动过程中减小滤波器的估计误差,设计了用于航天器自主导航的自适应鲁棒扩展卡尔曼滤波（AREKF）算法。仿真结果表明,采用AREKF算法能够有效地减小推力不确定性的不利影响,在不增加导航敏感器的前提下改善系统的导航性能,取得优于传统EKF算法和自适应扩展卡尔曼滤波（AEKF）的估计精度。     

柔性机械臂辅助空间站舱段对接阻抗控制

空间机械臂辅助舱段对接过程中存在测量与控制误差,易导致对接机构间存在较大接触力,传统FMA (Force MomentAccommodation)控制方法在测量接触力时无法消除大负载惯性力对测量的影响,且测量仪器的引入会进一步降低空间柔性机械臂的刚度。为此,文章提出了柔性机械臂辅助大负载空间舱段对接的阻抗控制方法,采用拉格朗日法推导了空间机械臂的关节输入力矩方程作为前馈输入,建立了含动力学前馈的空间机械臂阻抗控制程序,并以在商业软件ADAMS中建立的空间柔性机械臂与对接舱段组成的系统动力学模型作为控制对象,对系统进行ADAMS灢Matlab联合仿真。仿真结果表明,按照此控制方法,系统可克服外力干扰使目标解析点按照期望的方式运动;同时,通过测量机械臂关节运动参数即可实现对外力的准确感知,而不需额外添加力传感器,既消除了大负载惯性力对测量的影响,也不会导致柔性机械臂刚度的降低。     

Study on impact energy absorption and adhesion of biomimetic buffer system for space robots

Space buffer landers offer the unique promise of ensuring that high-speed flying space robots steadily attach to the surface of the target spacecraft for repairs and rescues. A stable attachment and an easy detachment mechanism of the robot are required to enable space buffer landers to land smoothly on spacecraft in space environments. In this paper, we present an approach to fabricate a buffer lander with an elastic multi-leg configuration and adhesive feet with a microarray structure. We set up a theoretical model of a buffer lander with six elastic legs and adhesive feet. We analyze the influence of the initial position of the lander on the buffer kinetic energy absorption characteristics by theoretical modeling. Based on this model, we establish a discrete element multibody dynamics coupling simulation platform. Through the simulation, we analyze the factors influencing the buffer kinetic energy absorption characteristics and optimize the parameters of the buffer. We obtain the contact force of the adhesion feet and the torque of each joint of the buffer during the cushioning process with EDEM-ADAMS coupling simulations. Finally, we build a launching platform for the buffer collision test and simulate a high-temperature and high-vacuum space environment with a heating cage and a vacuum tank, respectively. Then, the effects of the high-temperature and high-vacuum environment on the kinetic energy absorption and adsorption characteristics of the buffer are analyzed.     

双储箱液体自衰减晃动分析

航天器在轨运行过程中,液体燃料晃动是破坏航天器稳定性、威胁航天任务安全性的主要因素之一.为此,有必要对液体燃料晃动进行研究.自衰减晃动是一种常见的液体晃动.本文主要针对双并联圆柱形储箱内液体自衰减晃动动态特性进行研究,以有限体积法为计算方法,采用两相层流模型,分析了不同重力环境下,液体燃料晃动对储箱侧壁面及底面作用的晃动力、力矩和波高随时间变化的特性,进而计算出液体晃动等效力学模型的相关参数.采用解析法推导了等效力学模型参数的计算公式,将有限体积法所得仿真解与解析解进行对比分析,证明了双储箱液体晃动仿真计算的可行性,为携带多储箱充液航天器的动力学分析提供了一定的理论基础.      

挠性航天器退步自适应姿态机动及主动振动控制

针对带有分布式压电陶瓷执行机构的挠性航天器姿态机动与主动振动控制问题,提出了一种退步直接自适应一体化控制方法.首先,建立了挠性航天器姿态机动与主动振动控制的模型,并分析了动力学子系统的近似严格正实性;然后,采用退步直接自适应控制方法,设计了挠性航天器的姿态机动主动振动控制器,并证明了控制闭环系统的稳定性;最后,进行了不同仿真条件下的数学仿真验证.理论分析与数学仿真结果表明,该控制方法不依赖航天器参数,对系统参数不确定性具有强鲁棒性,能有效抑制挠性附件的振动,对挠性航天器的控制是有效的.     

热真空试验中变温速率的实现

为在热真空试验中实现试件温度的规定变化，在建立试件温度场数学模型的基础上，分析了既定变温速率的外热流调整方法，并介绍了仿真结果以及应用实例，证实了模型的正确性。