基于在轨组装维护的模块化深空探测器技术进展与应用研究

在轨组装与维护是航天器在轨服务技术的基本内容,而模块化设计则是实现航天器在轨组装与维护的一项主要支撑技术。调研总结了国外深空探测领域模块化航天器设计以及在轨组装与在轨维护实施的技术进展,主要包括模块化地外行星着陆探测器、大型在轨组装深空探测器、布置于SEL2(Sun-Earth Libration 2)等轨道的超大型在轨组装空间望远镜系统等,分析了深空探测器领域应用模块化设计实现在轨组装与维护的关键技术要素。针对深空探测航天器长寿命、高可靠、特殊推进系统及其设备配套等技术特点与需求,提出一种应用在轨组装与维护技术的火星多任务探测器系统设想,介绍了探测器系统的任务架构、基本组成、轨道策略等,为我国深空探测技术发展以及新型深空探测器研制提供参考。     

深空探测器可重构性评价与自主重构策略

针对深空探测过程中资源严重受限(包括计算资源、硬件资源以及能量资源)和不可维修的特点,开展了深空探测器可重构性综合评价方法和自主重构的研究。通过在地面设计阶段考虑深空探测器控制系统的可重构性,定量地给出了系统可重构性综合评价指标,并基于该指标指导系统自主重构策略的设计,从设计角度提高了深空探测器控制系统运行质量,实现了深空探测器的自主故障处理和自主运行。     

有大气行星悬飞探测初步设想与可行性探讨

提出了一种有大气地外行星悬飞探测方式,该探测方式是利用被探测天体存在大气的环境特点,实现探测器在被测天体的"飞行"机动,克服目前已有的环绕探测、着陆探测、巡视探测和采样返回探测四类无人深空探测方式受地形、地貌约束无法实现大范围机动就位探测的不足。提出了悬飞探测器的典型任务工作模式设想,建立了悬飞探测器的六自由度动力学模型,并针对太阳系内典型的有大气行星环境(火星和土卫六)特点,给出了悬飞探测器的动力学特性并开展了仿真分析。在此基础上,首次提出了悬飞探测器的可行性约束系数,为悬飞探测器在深空探测的可行性研究提供了理论依据。     

基于有限元法的主动隔振单元建模分析

针对大载荷对象低频微振动主动振动控制平台的设计问题,提出一种基于模块拼装思想的主被动混合隔振平台结构方案,模块化设计大大简化了主动振动控制平台的设计难度,使得拼装后的平台具有承载能力强、精度高等优点,由于所用模块单元结构形式完全相同,组合后的主动隔振平台的特性完全取决于单元的特性;以主动隔振单元为研究对象运用有限元法建立其动力学模型,模型中包含以位移向量形式表示的外界激振项和以力向量形式表示的主动控制项,当上述两项为零时,可以通过求解动力学模型得到主动隔振单元的固有特性;利用ANSYS商用软件进行主动隔振单元的模态分析,对比结果验证了该动力学模型的正确性.     

系绳辅助的行星际轨道捕获研究

针对深空探测中应用动量交换系绳辅助进行行星际轨道捕获时的系绳控制问题,首先对运行在目标行星双曲线飞越轨道上的探测器系统进行动力学建模,给出了一致性轨道捕获条件和系绳最佳切断点,并进行了动力学特性分析。考虑到子探测器捕获后的变轨需求及系绳收放速率的限制,提出了新的最优控制方法,并应用模拟退火算法进行了数值求解。仿真结果表明,系绳切断时指向恰当,子探测器距离目标行星最近,将有利于后续变轨;系绳最大收放速率约为30m/s,切实可行。     

基于测速测角敏感器的火星探测器自主导航方法研究

提出了一种基于天体光谱红移测速和利用星光敏感器测角的测速测角组合导航新方法。该方法与现在的深空探测器导航方法相比,优势明显：一是无需太复杂的轨道动力学模型,简单易行。二是不需要依赖地面的无线电信息,无时延。最重要的是消除了测角导航方法引入的微分误差和测速导航方法引入的积分误差,可以实现精确天文自主导航,满足深空导航连续自主、实时高精度的基础要求。针对该导航方法,首先完成了轨道动力学模型和量测模型的建立工作,然后根据模型的非线性特点,分别采用扩展卡尔曼滤波算法完成了对该组合自主导航方法的研究。最后,对该方法进行仿真验证,通过对仿真结果的分析可以发现,测速测角组合自主导航方法满足巡航段的导航精度指标要求。     

基于静态输出反馈的大型飞机横航向控制综合

由于广泛采用轻质材料,大型飞机的结构柔性使得控制系统和结构动力学之间存在不可避免的耦合现象,控制器设计必须同时考虑结构柔性对系统反馈的贡献,并满足飞行品质、鲁棒性等目标.提出了一种利用刚体飞行动力学模型和包含弹性模态的高阶模型设计满足多种目标的控制器综合方法,首先由刚体模型设计静态输出反馈参数,满足动态响应、飞行品质和抑制阵风扰动等要求,在此基础上利用已获得的静态反馈参数针对高阶模型设计H_∞回路成形控制器,实现对结构模态的抑制,并满足系统的鲁棒性需求.仿真结果表明:设计方法能够充分利用包含弹性模态的大型飞机飞行动力学模型的特点,满足结构模态抑制和鲁棒稳定裕度等多种需求.      

深空探测器自主控制技术综述

深空探测是人类考察、勘探和定居地球外其它天体的第1步,而深空探测器的自主控制技术则是确保深空探测任务成功完成的重要关键技术之一。从"自主导航、自主制导与控制、自主任务规划、自主故障诊断与重构"4个方面对深空探测器自主控制技术的研究现状进行综述,分析了已有的深空探测器自主控制技术存在的问题,并根据深空探测技术发展和任务实施的需求,提出了深空探测器自主控制技术未来研究的发展趋势。     

深空探测器大口径天线指向在轨标定方案

基于深空探测器配备的大口径天线的指向精度要求,给出了一种深空探测器大口径天线在轨指向的标定方案,以解决深空探测器安装的大口径天线的在轨指向评价问题。通过对飞行器特点和约束条件的分析,结合"嫦娥4号"中继星天线的具体情况,采用星地协同工作的方法,给出了天线指向在轨标定的方案,并明确了标定的实施流程,最后对标定过程中的误差情况进行了分析。本方案可推广应用于其他深空探测器大口径天线指向标定方案的设计。     

基于非线性模态的航天器铰接结构基频特性研究

将航天器铰接结构简化为具有局部铰链非线性约束的多自由度系统,提出了对该类非线性系统动力学特性进行分析的方法。即首先通过拟合模态方法建立铰接结构系统的非线性动力学模型,然后通过数值方法得到系统的非线性模态,并以之为基础对铰接结构的基频特性进行研究。     

大型空间可展薄膜结构动力学仿真分析

相对于传统的航天器平面刚性天线结构，柔性可展薄膜结构因其质量轻、收拢体积小等优点成为大型天线的重要发展方向，特别是在天基合成孔径雷达（SAR）天线高分辨率对地观测技术领域具有广阔的应用前景.为掌握其在轨结构动力学特性，基于温度-结构预应力导入方法建立了大型空间可展薄膜结构的动力学模型，分析了可展薄膜结构的动力学性能参数，同时基于建立的动力学模型开展了可展薄膜结构的优化设计研究，得到主要设计参数对可展薄膜结构动力学性能参数的影响权重，为其工程化实施奠定了理论研究基础.      

空间机械臂系统总体技术指标确定方法

总体技术指标的确定是空间机械臂总体设计中的关键,基于此,文章提出了一种空间机械臂总体技术指标确定方法,并进行动力学仿真研究。首先从任务目标出发,结合总体约束条件,对空间机械臂的长度、末端位姿精度、末端最大运动速度、关节驱动力矩等技术指标进行论证;然后建立系统的多体动力学模型,对常规工况和极限工况下空间机械臂的带载操作过程进行动力学仿真,以验证所确定的总体技术指标。仿真结果表明,所提出的思路和方法对于空间机械臂的设计和研制具有一定参考作用。     

航天器设备动力学分析模型简化方法与应用

针对航天器设备因构成复杂引起的动力学分析模型建模困难问题,提出一种基于拓扑优化技术的有限元模型简化方法,以设备实测质量特性为约束条件,通过拓扑优化方法确定设备有限元模型可行设计空间中的材料分布,实现对结构刚度性能的模拟,获得满足动力学特性分析需要的简化的设备有限元模型。应用该方法创建了某星敏感器简化有限元模型,得到的星敏感器简化模型与产品实际质量、质心位置和转动惯量特性基本一致,并且前两阶频率分析值与试验值之间最大偏差约为30%。将该简化模型应用于其支撑结构的动态响应性能评估,两者组合体固有频率及加速度响应趋势的分析数据在450Hz以下的频率范围内与试验数据吻合较好,固有频率最大偏差约为39%。星敏感器简化模型的应用验证了基于拓扑优化技术的有限元模型简化建模方法的可行性,为航天器上复杂设备动力学分析有限元模型的简化建模提供了一种新的解决途径。     

子午工程探空火箭伸杆展开机构技术研究

根据子午工程探空火箭电子和电场探测需求,设计了套筒式伸杆展开机构.通过电子伸杆和电场伸杆的结构方案设计、力学仿真分析,伸杆单项力学试验,伸杆与整箭的匹配力学试验以及伸杆飞行试验验证得出,该伸杆技术方案合理可行,伸杆总体构型、布局设计及结构方案设计满足科学探测各项技术指标的要求.      

高速柔性转子支承松动力学特征及动力特性

针对高速柔性转子支承松动的结构特征、力学特征以及多支点转子系统动力学设计的需要,研究了转子支承结构松动引起支承刚度非连续变化的产生机理,建立了支承松动转子系统动力学模型,分析了支承松动转子系统存在混沌运动的条件,即当转子动力特性对支承刚度变化敏感时,受支承刚度阶跃影响,支承松动转子系统会产生混沌运动。根据多支点转子系统动力学特性与支承结构位置、刚度的相关性,采用优化支承位置和支承刚度的方法,使转子动力特性对支承刚度非连续变化不敏感,为多支点高速柔性转子系统的动力学优化设计提供了设计途径。     

径向变体飞艇总体参数估算方法

为突破临近空间可操纵浮空器的关键技术难点,使可操纵浮空器往返地面至临近空间成为可能,提出了一种径向变体飞艇的总体参数估算方法,该方法基于阿基米德浮力定律和李式变体飞艇原理(Li-Style Transformable Airship Theory),通过艇体结构的径向变形来实现艇体截面积的自适与可控变化,控制飞艇容积变化以改变净升力大小,并使飞艇在容积变化中始终保持可操纵的气动外形,从而实现飞艇的升、降与驻空和飞行等控制.通过设计变形方案估算内气囊与外气囊尺寸,分析力学平衡与能源平衡估算飞艇长度.在拟定设计参数的基础上,给出了一种太阳能径向变体飞艇的总体设计方案,并通过设计实例验证了此方法的可行性与实用性.     

深空探测航天器巡航段自主导航方法研究

对深空探测航天器自主导航方法进行了研究。为了应对深空探测中航天器轨道动力学模型的误差，在分光计测量航天器相对于太阳径向速度基础上，引入了小行星的视线矢量测量。通过最小二乘法计算出由小行星视线矢量所得到的位置信息，采用改进的信息融合方法修正扩展卡尔曼滤波中不精确的动力学模型造成的状态估计误差。同时计算了模型的能观度，对模型的可观性进行了分析。最后对算法进行了仿真分析，仿真结果表明，该算法对动力学模型的依赖性明显低于其他算法，在相同模型精度下，可获得更好的滤波精度。     

模糊灰色聚类评估方法在导航滤波中的应用

目前针对深空探测导航中滤波算法的综合评估的方法种类繁多,但是仍然有较多评估方法由于其单一性,存在或多或少的问题。提出了一套反映滤波算法优劣程度的评估指标体系,并为其建立相应的数学模型。深空探测器采样点数据通过该数学模型计算后,由模糊灰色聚类方法进行综合评估。该方法是以灰色系统理论为基础,结合模糊综合评估方法所建立的评估模型。该模型可以摒弃二者单一使用时的缺点,提升评估结果的准确性。评估结果表明,此评估模型能够对滤波算法进行比较准确、合理、全面的评估。