航天继电器步退加速寿命试验温度应力周期的确定方法

提出步退加速寿命试验各温度应力周期的确定方法。根据继电器的材料属性和工作环境确定试验的最高温度和最低温度分别为120℃和40℃,通过Arrhenius方程确定另外2个试验温度为54℃和76℃。考虑参数退化的物理意义,通过因子分析和典型相关性分析,将单维参数融合为包含多维参数信息的综合数据。根据每组样本的系数权重将参数失效阈值转化为相应值,得到吸合时间、超程时间、弹跳时间、吸合电压和接触压降这5个参数的综合阈值。继电器的损伤程度可以通过融合得到的综合参数体现,通过等损伤量方法确定40℃、54℃、76℃、120℃四个温度应力各自的试验周期。最终得到步退试验下,各应力等级的试验周期确定方法并建立模型,该方法为步退加速寿命试验应力周期的确定提供了很好的角度。     

火星EDL导航、制导与控制技术综述与展望

以成功着陆火星探测器的导航、制导与控制系统为典型代表,系统地总结了火星E DL导航、制导与控制技术的历史与现状,对各种已有技术的优缺点进行了对比分析,并以未 来的火星采样返回、载人登陆和火星基地任务为潜在工程应用目标,对下一代高精度火星ED L导航、制导与控制技术进行了比较全面的分析和展望。

     

浅谈如何提高企业技术文件编制水平

从标准化管理工作的角度,介绍企业技术文件编制的过程,指出技术文件标准化审查中出现的普遍问题,并针对问题提出有效解决措施的建议。     

附着小天体的最优制导控制方法

以小天体伴飞附着任务为工程背景,针对探测器在小天体复杂弱引力场条件下附着这一难题,研究了最优制导控制策略。首先,考虑在小天体极区实施附着任务,建立并简化动力学模型,给出约束条件和基于时间-燃耗最优的混合性能指标要求。然后,采用相平面法设计了最优制导律,利用极限环设计最优开关控制律;同时,采用高斯伪谱法把附着小天体的最优制导问题转化成非线性规划问题,利用Matlab/GPOPS优化工具包求取最优数值解。最后,加入已有的基于矢量测量的自主光学导航模块构建GNC仿真回路,对两种最优制导控制策略进行仿真验证。结果表明:两种制导控制策略都能满足任务要求,但基于相平面法得到的最优制导控制具有一定风险,而基于高斯伪谱法得到的最优制导控制精度更高、燃耗更少,适于工程应用。     

双小行星系统引力场建模方法研究

针对弱引力双小行星系统的引力场建模问题,本文采用复杂度和精度依次递增的球体–球体模型、椭球体–球体模型和改进的限制性椭球体–椭球体模型来进行引力场建模,并分别采用椭圆积分以及无积分环节、计算效率高的二阶二次球谐函数来表征引力势,从而比较精确地刻画双小行星系统和探测器构成的限制性全三体问题的动力学模型;针对双小行星系统1999KW4,对其不同的引力场模型进行了仿真研究,分别给出了不同模型下的等效势能函数曲面及零速度曲线,比较了不同模型下的平动点位置坐标偏差。结果表明,二阶二次球谐函数计算引力势的椭球体-椭球体模型计算精度高,复杂程度低,计算量更少,计算速度更快,能够较精确的对双小行星系统进行引力场建模。     

火星进入减速器技术综述与展望

随着火星着陆探测任务的不断推进,火星采样返回、载人登陆火星和火星基地等任务要求能将更大、更重的探测器着陆到火星表面,这就需要在火星大气进入阶段进行高效减速。基于以往成功的火星着陆探测任务,首先系统地回顾了火星进入段气动减速技术的发展历史;然后,结合火星进入过程的特点阐述了火星进入段减速设计的必要性及其面临的挑战;接着,系统地总结了充气式气动减速器、可展开式气动减速器和超声速反推减速器的系统构成和研究进展;最后,对这3种减速器技术的未来发展方向和亟待解决的关键问题进行了比较全面的分析和展望。     

着陆小天体的自主GNC技术

由于目标小天体和地面站之间存在较长的通讯延迟，加之小天体的动力学环境复杂多变，传统的基于深空网的导航、制导与控制（GNC）模式已不再适合探测着器着陆小天体。为了实现安全着陆小天体，探测器必须具有自主导航、制导和控制的能力。本文提出了一种着陆小天体极区的自主GNC方案：首先，基于对自然特征点的自动提取、跟踪，给出了一种着陆小天体的自主光学导航方案；接着，为了安全垂直着陆小天体的极区，设计了比例-微分控制器跟踪理想的下降轨迹、消除侧向位置和速度偏差；最后，通过数值仿真对本文所提方案的可行性进行了验证。     

基于解体事件的空间碎片轨道演化算法研究

针对航天器解体事件所生成的空间碎片的演化过程,进行了数学分析,确定了新生成的空间碎片的速度增量,在该增量作用下碎片轨道会发生变更,本文根据该增量得出了空间碎片在轨道变更后的轨道根数,分析了在大气阻力摄动作用下,空间碎片的数目和轨道分布的演化情况,给出了相关结果,结果表明此算法可行。     

碳硼烷衍生物在高燃速丁羟固体推进剂中的应用研究

针对高燃速推进剂的发展需求,筛选出一种成本较低的二茂铁型碳硼烷衍生物TPT-01,研究了其作为燃速催化剂对高燃速丁羟(HTPB)固体推进剂工艺性能、燃烧性能、安全性能的影响及迁移性情况。结果表明,添加6%TPT-01的HTPB推进剂药浆粘度较低,工艺性能良好;HTPB推进剂药浆及成品药安全性能良好;HTPB推进剂6.86 MPa下燃速由24.2 mm/s提高至49.6 mm/s, 6.86～15 MPa的静态燃速压强指数为0.330;此外,TPT-01在HTPB推进剂中的迁移性低于辛基二茂铁,有利于HTPB推进剂的燃烧稳定性和界面粘接性能;相较于辛基二茂铁和正己基碳硼烷NHC物理掺混使用,TPT-01是一种效果更好的燃速催化剂。     

非合作目标智能感知技术研究进展与展望

智能感知是实现航天器在轨精细化操控过程的关键技术,是在轨服务技术智能化的重点发展方向之一。空间目标智能感知包括位姿测量、三维重建与部位识别等关键技术,涉及小样本、多模态、模型适应与高维数据等问题。从工程应用角度出发,对非合作目标智能感知技术的研究现状进行系统的梳理与总结。首先,总结典型非合作在轨感知系统与光学敏感器技术的发展现状;其次,归纳总结了非合作目标智能感知涉及的关键技术;最后,基于研究现状总结和关键技术分析,探讨了非合作目标智能感知目前存在的主要问题,并给出后续发展的建议。