高分七号卫星控制分系统设计及在轨验证

针对高分七号(GF-7)卫星控制分系统高精度姿态确定、姿态控制和快速机动的需求,文章采用星敏感器相对基准标定,将甚高精度星敏感器与前后视相机进行一体化安装的布局方式,并采用了数传天线轨迹平滑和干扰力矩补偿算法控制天线,采用高刚度高稳定度太阳翼驱动机构(SADA)控制太阳翼,从而实现了卫星的高精度姿态确定和高稳定度姿态控制。经在轨验证,结果表明:姿态稳定度小于0.000 06(°)/s,优于姿态控制分系统的指标要求,可为遥感卫星姿态控制分系统设计提供参考。     

面向空间机械臂操作的力反馈手柄设计

针对我国空间站建设中对空间机械臂操作控制的应用需求,文章对空间机械臂操控手柄的机构和控制方法进行了分析,设计了一种三自由度力反馈手柄。该手柄以球面并行机构为依托,通过对机构关键参数的分析完成手柄构型设计;通过对电机力矩的调节,将机械臂与环境交互的力/力矩信息再现并作用于航天员的手部。该手柄设计将力反馈技术引入到空间机械臂的操作中,增加了航天员通过力交互的方式感知机械臂状态。试验结果表明,力反馈手柄能较好地辅助航天员操控空间机械臂,提高了空间机械臂执行任务时的操作效率。     

某型飞机襟翼锁定故障分析

针对某型飞机飞行过程中出现的襟翼锁定故障,依据襟翼系统工作原理及内部逻辑,通过对飞参及机载维护数据的深入分析,提出了解决措施。     

从相似航班号探讨陆空通话与飞行安全

无线电陆空通话是目前管制员和飞行员之间传递信息的主要手段,其内容正确与否直接影响着飞行安全。通话质量不佳是近年来导致不安全事件的重要因素之一,其中相似航班号的影响尤为突出。本文通过案例分析,给出应用陆空通话处置相似航班号的建议,旨在有效消除安全隐患,提高陆空通话质量。     

行星着陆大气进入段自适应滑模抗扰控制方法

针对行星探测器着陆过程可能存在的干扰影响着陆精度问题，提出了一种抗干扰控制方法。首先建立行星探测器着陆控制模型，利用非线性干扰观测器实现对系统外部干扰的估计；在此基础上提出一种自适应滑模控制律，使得系统状态快速收敛到平衡点附近。最后，将该方法应用于火星着陆场景进行仿真。结果表明，提出的自适应滑模控制方法能够在未知扰动存在的情况下，有效实现行星探测器安全着陆，提高着陆任务的成功率。     

涡环伞降末敏子弹的稳态扫描动力学特性

综合采取理论建模、高空自由落体试验及可视化仿真相结合的方法,研究了一种涡环伞降末敏子弹的稳态扫描动力学特性。基于第一类拉格朗日方程,建立了由弹体、降落伞、伞盘、摩擦盘、连杆所组成的五刚体动力学模型,并应用ADAMS、MATALB及VR相结合的方法进行了弹道计算和可视化仿真研究。通过在高空热气球上投放试验样弹的方法,得到了伞弹系统的运动图像、平均落速、转速等弹道数据。对比研究得出:涡环伞的运动稳定性良好,可使末敏子弹保持匀速旋转降落状态,弹体达到稳定后的落速约为13.5 m/s,转速约为3 r/s,稳态扫描角接近于弹体的静态悬挂角,仿真计算与试验结果的一致性较好。      

空间太阳能电站统一调度设计及电能管理分析

针对多旋转关节空间太阳能电站(Space Solar Power Station, SSPS)，提出一种环形拓扑的电力系统架构。基于功率分层准则对SSPS电力拓扑架构进行设计，提出U1~U7共7个层级、母线电压5000V、功率等级为MW的太阳能电站电力系统。针对分层架构中多太阳电池阵子阵并联(U6层)，提出分层功率平衡统一控制策略，对MPPT控制、MPPT控制+稳定直流母线电压混合控制、MPPT算法+下垂稳定直流母线电压混合控制三种控制方法开展仿真分析。结果表明，提出的基于虚拟阻抗的下垂控制策略可以有效调节、分配功率，解决了空间发电站母线电压无法稳定的问题。     

CNTs泡沫相变复合材料:纳米孔隙的构筑与 相变材料的包裹

热能是一种广泛存在并极具应用前景的能源,但目前储热材料的能量转换时间较长,储热效率较低,亟需一种高性能的新型储热材料。本工作通过化学气相沉积(chemical vapor deposition,CVD)方法利用碳纳米管(carbon nanotubes,CNTs)构筑宏观体材料,在微纳尺度下对复合材料结构进行优化,合成孔隙结构可控的CNTs泡沫,利用毛细管作用力将熔融相变材料硬脂酸和石蜡填充到CNTs泡沫中,形成分散均匀的CNTs相变复合材料。用聚焦离子/电子双束显微电镜(FIB/SEM)观察样品形貌,用差式扫描量热计(DSC)分析样品潜热,用X射线衍射仪(XRD)分析样品晶体结构,用拉伸试验机测试样品强度。结果表明:CNTs泡沫对相变材料具有优异的包裹性,减少了在相变循环中相变材料的流失;复合相变材料具有较高的潜热。     

基于实测载荷的直升机变距拉杆损伤计算方法研究

变距拉杆作为直升机操纵链系和传力路径上极其重要的关键组件,在飞行过程中受载严重,疲劳问题突出,从试飞安全的角度考虑,有必要对其飞行过程中的结构损伤情况进行监控。本文结合飞行实测得到的变距拉杆载荷,基于结构有限元计算结果,采用名义应力法对直升机不同飞行状态下的变距拉杆疲劳寿命和损伤情况进行计算,得到了较为准确的变距拉杆疲劳损伤计算结果,建立了一种直升机变距拉杆疲劳损伤计算方法,为试飞过程中该部件结构损伤监控提供了方案,同时对于直升机飞行过程中其他动部件的结构完整性监测也有借鉴意义。