资源三号卫星控制系统概述及在轨验证

资源三号(ZY-3)卫星是一颗民用高分辨率立体测绘卫星.针对ZY-3卫星特点,对控制系统方案进行概述.通过星敏感器相对基准的标定以及星敏感器和陀螺联合滤波实现高精度姿态确定;通过设计结构滤波器和磁卸载力矩的前馈补偿实现三轴高稳定度控制;通过轨迹规划实现大角度侧摆机动.根据卫星在轨运行数据,给出相应指标实现情况,对姿态控制系统的方案和指标满足情况进行在轨验证.     

稳定伞变阻尼过程动态特性研究

对稳定伞变阻尼过程的动态特性进行了研 究,仿真分析了稳定伞变阻尼时软管 椎套系统的动态响应过程。研究结果表明,通过改变伞撑角达到控制稳定伞阻尼的目的,从而使得加油装置下沉高度发生改变,达到控制加油锥套的位置。     

圆轨道航天器在轨加注任务空间燃料站部署问题

在轨服务技术因在航天器故障修复、寿命延长及军事方面有重大辅助作用而越来越受到各航天大国的重视,作为在轨服务技术重要组成部分的在轨燃料补给技术也越来越受到关注。文章针对圆轨道航天器在轨燃料加注任务,将空间燃料站技术与多目标在轨加注技术相结合,对基于燃料站的在轨加注模式进行了研究,提出了一种基于聚类分析的在轨加注任务调度及优化算法。通过对双脉冲轨道转移问题的求解与分析,获得了轨道转移速度增量和轨道参数之间的关系,在此基础上分析了圆轨道航天器在轨加注任务调度问题,并根据调度模型的变量和约束关系,建立了圆轨道航天器在轨加注任务多目标规划模型,并采用免疫遗传算法对加注任务调度空间燃料站选址问题进行了研究。以30颗目标航天器的在轨加注任务为例进行了数值仿真,并由燃料消耗的计算结果验证了算法的有效性。     

基于优化的羽流撞击消旋技术瞄准策略设计

针对自由翻滚目标卫星的消旋问题,使用化学推力器羽流撞击的方式进行消旋具有较高的可行性和安全性。当目标太阳翼法线与星本体自旋轴存在一定夹角时,需要对消旋推力器的瞄准策略进行设计,以提高控制精度和系统效率。目前国内外对于一般情况下瞄准策略的设计仍存在空白。基于参数化羽流撞击模型,对空间目标的动力学特性进行分析并给出典型工况,分析了羽流撞击力对相对位置姿态的敏感性,得到了瞄准策略设计的一般性准则,在此基础上设计了瞄准策略优化模型的完整表达。仿真计算表明,该瞄准策略适用于太阳翼法向相对期望消旋力矩方向存在一定夹角的情况,并且在保证力矩幅值较大的条件下令精度达到10°以内。该方法适用于太阳翼相对自旋轴倾斜和存在章动运动的目标卫星,从而为服务平台控制系统设计提供支持。     

基于任务的硬式加油伸缩管操纵品质研究

操纵品质是评价和设计硬式空中加油伸缩管的重要指标,但目前尚未有系统性的评价伸缩管操纵品质的方法和结论。为了解决现有投入使用的伸缩管型号较少即用于品质研究的样本不足的问题,在对伸缩管本体特性进行分析之后,引入了可以通过改变参考模型参数而获得不同闭环响应特性的控制系统。结合伸缩管的任务特性,设计了在空中加油模拟器上完成的操纵品质试验,并采用主观以及客观两方面的评定手段对具有不同闭环响应特性的评定样本进行了操纵品质评定,从而建立了基于任务的伸缩管操纵品质评定方法。最后,利用低阶等效拟配方法获得了伸缩管的低阶等效参数,通过对多个样本的低阶等效参数与任务评定结果进行统计分析得到了伸缩管俯仰轴和偏航轴的操纵品质等级边界,从而完成伸缩管操纵品质要求的研究。建立的评定方法和操纵品质要求可以作为指导伸缩管设计与评定的理论依据。     

在轨加注任务中变质量特性下的空间操作臂状态扩展自适应镇定控制

模块更换方式在轨加注任务面向不同类型的多个待加注目标与推进剂模块,过程中涉及航天器对接与分离、推进剂模块拆卸与组装等多种操作,研发时需要考虑系统中质量特性变化复杂,以及地面验证中存在的全周期、遍历性的任务级微重力模拟试验难以实现的问题。首先,针对地面调试良好时在轨加注空间操作臂系统可能被掩盖的非线性动力学特性,分析了一定参数范围下,任务执行过程中负载和基座质量特性变化对空间操作臂动力学特性和控制性能的影响。随后为实现对控制对象及环境改变的自适应性,基于惯性矩阵分解与重力载荷矩阵线性化,设计g的自适应律,并扩展系统状态变量,建立系统的Hamilton模型,进而基于能量函数整形与阻尼注入的无源性控制思想,设计预置镇定控制律,提出一种可对不同工况下的系统非线性实现自适应镇定的控制方案。最后,通过仿真研究验证了所提控制方案的有效性。     

面向航天器在轨装配的数字孪生技术

构建航天器在轨维修维护能力是确保空间系统长期稳定工作的有效途径,而对于空间环境中的在轨装配过程的模拟、监控、诊断和预测,目前的研究尚处于探索阶段,研究成果相对较少且缺乏整体解决方案。提出采用构建航天器数字孪生体的方式,来抽象表达航天器完成在轨装配的过程、状态和行为。首先分析了在轨装配航天器的结构组成及功能需求,然后系统阐述了航天器数字孪生体的数据组成、实现方式和作用,最后给出了航天器数字孪生体在设计、制造和在轨服务阶段的实施途径,并对航天器数字孪生体的作用进行了总结和展望。     

非线性动态逆空中加油自主对接控制

为实现无人机空中加油自主对接控制,建立了尾流影响下的UAV六自由度模型。基于非线性动态逆,设计了空中加油自主对接控制律。在常规非线性动态逆控制律设计的基础上,改进了航迹、姿态、角速率和自动油门等回路。通过设计航迹跟踪控制律和动态逆自动油门,实现了对锥套位置的跟踪和对接;考虑协调转弯约束和爬升速率约束,在设计过程中以姿态角代替气流角,克服了气流角控制带来的幅值、速率过大的问题,使受油机的控制更加稳定。最后通过仿真,验证了动态逆自主对接控制律的有效性。     

插头-锥管式空中加油系统加油过程载荷研究

插头-锥管式空中加油系统加油过程载荷是空中加油系统设计的重要战技指标,直接决定着空中加油系统、受油装置、机体结构设计的成败与否。通过对插头-锥管式空中加油系统加油过程载荷形式、研究现状的调研,提出了加油过程载荷研究的关键技术,给出了对应解决措施,为后续研究提供方法和依据,并给出了相关建议。     

加油吊舱地面驱动装置的设计与实现

对某型加油吊舱地面模拟试验所需的地面驱动装置进行了系统方案设计,并对关键部件进行了选型,通过计算机仿真和地面测试验证了设计方案的可行性。结果表明,马达在液压源的驱动下,通过控制系统可实现不同转速状态之间的切换,转速控制精度和切换时间满足加油吊舱技术要求,该装置可以代替冲压空气涡轮驱动加油吊舱进行地面加油试验。