新型航天材料结构演化与安全评定

本成果不仅可用于航天产品先进复合材料结构和时效分析 (如固体火箭发动机缠绕壳体与弹翼 ) ,而且可用于普通复合材料和结构分析 ,如建筑、机械、压力容器 ,特别是航空结构 ,飞机在飞行一定周期后 ,确定其剩余寿命。本成果创造性地利用剩余刚度预报剩余强度和寿命 ,建立了剩余刚度衰退理论 ;建立了材料主要力学性能的随机概率模型 ;给出了刚度强度以及寿命的定量关系 ;分析了诸多载荷并考虑自由边缘效应情况下的材料可靠性分析规律。研制出ＨＩＴ—ＹＡＮ分析含缺陷复合材料层合板的分析软件 ;建立了层板脱层失效分析的能量理论 ,为复合材料…     

非合作机动目标交会的相对位置控制

研究目标航天器存在机动的情况下追踪航天器与目标航天器的交会问题.只利用两航天器之间的相对位置测量信息,考虑目标机动、外部干扰以及状态耦合,提出一种改进的特征压缩方式并建立相应的解耦特征模型,基于该特征模型设计解耦的自适应控制方法实现追踪航天器与机动目标航天器的交会.仿真结果验证了算法的有效性,并表明其优于传统的PD控制方法.     

基于自适应滤波的脉冲星导航方法研究

基于X射线脉冲星的自主导航技术能够为深空探测航天器提供高精度导航信息.脉冲星星表误差对导航性能存在不利影响,特别是方差不确定的星表误差,会引起较大定位误差.建立不确定项的导航模型,提出一种基于方差匹配的自适应滤波方法,通过估计不确定观测模型中的待估参数减小不确定项对观测的影响.通过数学仿真对比了自适应滤波方法和传统扩展卡尔曼滤波方法（EKF）,验证了所提方法的有效性.     

基于回归分析的飞轮泄漏预测模型构建研究

为解决飞轮在交付前其壳体存在微漏这一难题,选取飞轮转速和跑合时间的相关关系作为回归分析对象,探索一种飞轮密封泄漏预测模型的构建方法,并针对该模型进行方差分析、统计检验和相关分析,以保证模型精确度和工程实用性.利用本模型构建方法,可以针对不同规格飞轮或者飞轮其他性能参数构建预测模型,确保交付后飞轮的密封可靠性.     

俄罗斯载人飞船“快速对接”飞行模式浅析

1“快速对接”飞行模式简介
　　“快速对接”飞行模式指的是飞船在6h内绕地球4圈后与“国际空间站”对接,而之前飞船在对接前要绕地球飞行34圈,用时近2天时间。2012年8月1日23：35（莫斯科当地时间）俄罗斯进步M-16M货运飞船发射升空,飞船在发射6h后与“国际空间站”对接,这是货运飞船首次测试快速交会对接模式。此后又成功进行了2次,3艘“进步”货运飞船“快速对接”飞行试验成功后。俄罗斯开始试验载人飞船的快速对接。2013年3月29日,俄罗斯航天局局长波波夫金表示,在联盟 TMA-08飞船发射后还将采用相同的模式进行一次载人发射,这期间将对乘员的生理参数进行研究,根据研究结果再确定是否将这种快速对接模式转为常规飞行模式。俄罗斯能源火箭航天公司总裁洛波塔今年4月1日称,采用快速对接模式后,飞船飞前训练准备没有变化,主要是重点测试舱载计算软件。
　　2013年3月28日,俄罗斯联盟TMA-08M载人飞船发射升空,飞行5h44min后,首次实现了载人飞船与“国际空间站”的“快速对接”。在航天发展史中,“快速对接”模式并不是新鲜事物,但实现载人“快速对接”在俄罗斯尚属首次,所以这种新的飞行模式具有里程碑式的意义。俄罗斯航天局决定,经过2次测试飞行后“快速对接”模式将成为常态飞行模式。新的飞行模式不但对飞船系统会产生影响,对于航天员更是新的考验。     

美国即插即用卫星的发展

即插即用是美国“作战响应空间”（ORS）计划下提出的航天器设计研制概念,主要针对降低航天器研制成本、缩短研制周期越来越旺盛的需求。经过数年的研究,美国军方已经取得了显著进展,找到了实现航天器即插即用的解决方案,建立相关标准,并完成了演示验证卫星的研制。这一系列进展向全球展示了即插即用航天器的广阔前景与发展潜力,将对全球航天技术的发展产生变革性影响。
　　1即插即用卫星的意义
　　长期以来,美国的空间体系的建设重点都是大型空间系统。这些系统具备先进技术能力,但往往动辄数十亿美元、耗时数年才能完成,成为困扰美国军方空间项目采办的突出问题。与此同时,全球部署的美军作战部队对空间系统能力支持需求快速增长,特别是面向特定用户、特定应用的战术需求快速增长,不但需要“量身定制”的空间能力、还对项目采办周期、成本等方面提出新的要求。为此,美国提出“作战响应空间”计划,重点发展具备快速响应、降低成本、面向战术特点的小卫星,成为大型空间系统的有效补充和增强。     

转动载荷对卫星姿态的影响与控制研究

研究带有转动载荷和挠性附件的卫星姿态控制问题.基于具有广义坐标形式的牛顿 欧拉方法建立了卫星姿态动力学模型和转动载荷力矩模型,研究载荷产生的动不平衡力矩和静不平衡力矩的机理和特点.分析载荷干扰对卫星姿态的影响特性,给出基于传递函数进行拉氏变换以估算姿态抖动量的方法.分析卫星姿态控制系统设计干扰补偿控制器的条件,给出了控制器的工程设计方法.验证结果表明该方法有效且能提高卫星姿态精度.