火星表面热环境对航天器热控影响分析

火星大气对太阳辐射产生吸收和散射作用，同时还将与火星表面航天器发生对流换热。热设计时难以直接评估对流、辐射和导热三种换热对航天器的影响，从而确定主要的控温途径。在调研火星表面辐射、大气等热环境的基础上，从线性化传热系数和对流辐射比的角度对比分析了辐射、对流和导热对航天器的影响。器表辐射传热系数随光学属性和温度的变化范围为0.3～1.4W/(m2·℃)，对流传热系数随风速变化为0.2～1.5W/(m2·℃)，器内导热传热系数可控制在0.25W/(m2·℃)以下。结果表明，太阳辐射较火星表面和天空辐射而言是主要外热源，航天器表面的辐射和对流换热为两条并联换热途径，两者均可成为主要换热途径，器内导热传热是控制航天器内外隔热的主要可控因素。     

航天器运输包装箱仿真验证平台技术研究

针对数量有限的物理跑车试验无法满足减振与保温性能测试需求的问题，提出一套航天器运输包装箱动力学与热学仿真验证方法，包括：建立适用于包装箱系统的刚柔耦合多体动力学系统，通过结合线路条件测试生成的动力学系统外部激励，实现减振性能虚拟跑车测试；建立基于计算流体力学的包装箱热学模型，通过模拟自然对流和空调控制，实现包装箱保温性能虚拟跑车测试；基于C/S架构和导航式流程设计思想，建立航天器运输包装箱仿真验证平台，通过实际案例证明该平台仿真结果与实际跑车测试数据具有较高的一致性。     

天基轻气炮发射清除低轨碎片方案及关键技术分析

文章分析了现有的空间碎片清除方式,并以800~1200 km低地球轨道高度上1~10 cm量级的空间碎片为清除目标,提出了天基轻气炮清除碎片的新方法。首先分析了轻气炮有效载荷在典型参数下的弹丸加速能力;之后根据将碎片降轨使其坠入大气层烧毁的设想,提出天基轻气炮共面清除碎片的方式,并选择轨道高度800 km的圆轨道作为碎片运行轨道进行可行性分析。计算表明,对半径10 cm、厚度1 cm的铝合金圆板碎片(质量211.95 g),使用初速1 km/s、重10 g的黏性弹丸可按任务方案达到清除效果。此外,计算出该参数弹丸对轨道高度800~1200 km的圆轨道上可清除的最大碎片质量为500~825 g,证明轻气炮弹丸对1~10 cm的碎片具有较强的清除能力。最后,分析了以轻气炮为有效载荷的航天器在完成清除碎片任务时的关键技术。     

随钻用光纤陀螺惯导系统振动误差建模与辨识

随钻振动工作环境下，针对惯导系统传统的线性器件误差模型不能适用于线振动工作环境的问题，提出了适用于振动条件下的高阶器件误差模型。通过分析二次项误差在静止与振动状态下的误差传播特性，得出加速度计二次项误差为线振动中主要误差项，建立包含加速度计二次项误差的36阶Kalman滤波器。与传统33阶误差模型相比，36阶误差模型可以有效分离和辨识器件误差。最后，在线振动状态下进行导航验证。结果表明，补偿了二次项误差之后的导航误差得到了大幅优化，速度误差由50m/s减小至2.2m/s，位置误差由90000m减小至2000m，姿态误差由0.7°减小至0.01°。     

航天器视场遮挡分析方法研究

敏感器视场遮挡分析是航天器构型布局设计的重要组成部分，针对大型在轨变构型航天器敏感器视场遮挡分析工作量大、出错率高、遮挡率无法量化等特点，本文提出一种基于敏感器第一视角的视场遮挡快速分析方法。该方法通过设置第一视角图像蒙版及图像映射，模拟方锥形、圆锥形、球形等各类敏感器视场，通过逐个像素比对，计算视场遮挡率和遮挡方位。使用此方法建立了空间站敏感器视场遮挡分析系统，结果表明新方法能够显著提高视场遮挡分析效率和准确率，并且为机构类部件运动过程对敏感器视场遮挡的分析提供了有效工具。     

非线性能量阱对飞轮振动抑制效果的实验研究

利用薄片金属梁作为非线性刚度元件，构建一种非线性能量阱。为了验证非线性能量阱对飞轮振动特性的抑制效果，搭建地面飞轮测试系统。分别采用力锤敲击和飞轮以恒定转速运行的方法施加不同载荷，对安装非线性能量阱前后测试系统各典型位置的振动响应进行对比研究。利用实测数据，采用傅里叶变换方法将动态响应信息分别在时间域和频率域内展开。研究表明：力锤敲击产生的冲击载荷和飞轮以恒定转速运行产生的稳态载荷均可以激发非线性能量阱定向能量传输；受非线性能量阱的影响，柔性支架设备安装面和飞轮安装面振动响应得到有效抑制。但是，由于非线性能量阱阻尼和吸振子质量较小，不同程度削弱了其振动抑制效果。     

月面着陆起飞试验技术研究

可靠、安全地实现月面软着陆及月面起飞是完成月面探测任务的基本条件,也是探测器研制的一项关键技术,需要开展地面验证试验。地面环境与月面有较大的差异,探测器在地面的工作特性也与实际过程不尽相同,地面试验的设计及实施有较大的难度。分析了探测器月面着陆起飞的设计要点和地面试验的关键因素,指出了当前试验技术存在的缺陷,在此基础上提出了一种利用探测器自身动力实现月面着陆和起飞的验证方案,通过动力学仿真验证了试验实施的可行性,并对方案的拓展应用价值进行了展望,相关内容可为后续我国月球及其他行星表面探测器的研制提供借鉴。     

一种主动悬架式火星车稳定裕度优化控制策略

针对火星车在非结构化环境下行驶存在的稳定性不足而导致倾覆的风险，提出针对一种六轮主动悬架式火星车的稳定裕度优化控制方法。首先，考虑了火星车悬架机构调整过程中车轮与接触地面滑移和侧倾等运动关系，建立和完善了六轮主动悬架式火星车行驶的运动学模型。然后，以火星车夹角调整机构角度为变量，推导火星车在非结构环境下的稳定裕度模型。之后，使用内点法求解火星车稳定裕度的最优解，并获得期望的夹角调整机构关节角度。在此基础上，对夹角调整机构的关节角度进行规划和控制，实现火星车悬架机构构型的调整，从而提高火星车在非结构化环境下行驶的稳定裕度。最后，对火星车稳定裕度优化控制策略的有效性进行仿真验证，结果表明，所提出的控制方法可有效提高火星车在非结构化环境下行驶的稳定裕度。     

面向下一代运载火箭的综合电子系统集成技术

介绍了面向下一代运载火箭分布式模块化电子系统(DIMA)的集成技术及系统架构。针对下一代运载火箭复杂电子系统的特点，按照系统集成的路线，对系统设计目标、系统功能需求分析、系统抽象机制、系统综合技术等多方面进行论述。首先，根据电气系统功能获得系统需求，采用功能抽象和层次抽象定义系统抽象模型，提取出高内聚低耦合的原子功能模块，并对模块的属性、交换关系、时序约束关系等进行定义；然后采用可视化表征方法对系统进行深入分析，利用系统综合技术实现了从系统功能到硬件资源的映射，从而给出了集成控制单元和模块的种类；随后采用分时分区的设计理念对系统节点分区划分方案及容错架构进行了定义，并对分区操作系统的调度模型和交换式的数据交互网络进行了论述，最终给出了系统软硬件架构。