微纳聚合体卫星的对称式重构规划算法

为解决微纳聚合体卫星变构过程中，聚合体各部分之间的动力学耦合导致的卫星整体姿态翻转或紊乱，提出了一种对称式变构规划算法。首先建立了铰链约束下的漂浮基多刚体系统动力学模型，研究了重构过程中各运动模块对本体姿态的影响，提出当每两个运动模块位置与转动方向满足对称性条件时，两者对本体姿态的影响可在一定程度上相互抵消。基于上述理论，在A*算法中引入最优分配度量和对称性判定，设计了并行对称重构规划算法。仿真结果表明，该规划算法可实现重构过程中多模块并行、对称运动，重构过程总步数较少，运动模块对本体姿态的影响小。     

空间绳系组合体拖曳动力学分析及振动控制

空间绳系捕获系统捕获目标物后的组合体在拖曳离轨过程中常产生振动，为此，建立了切向连续推力作用下的空间拖曳绳系组合体面内动力学模型，并对模型进行了横向摆动与纵向振动耦合分析。针对组合体的纵向振动问题提出了一种以张力控制为内环、速度控制为外环的双闭环振动控制策略。进行了振动控制仿真分析，并根据动力学的相似性，建立地面模拟实验系统，仿真与实验结果表明该控制策略可迅速抑制组合体纵向振动、减小系绳冲击并可避免出现系绳松弛现象。     

低温推进剂空间管理技术研究进展与展望

本文介绍了低温推进剂的性能优势与空间管理挑战，梳理了低温流体空间管理(CFM)技术特征及其研究现状，建议按照重力依赖型与重力无关型分类开展技术成熟度提升研究。调研了美国逾半个世纪的CFM技术搭载实验研究历程，分析了各类平台的工作特性与性能优势。基于我国航天发展现状与未来需求，探析了我国开展CFM技术攻关、飞行搭载实验的可行方案。建议在我国载人空间站规划舱内低温技术实验柜与舱外暴露平台实验模块，加速我国CFM技术向工程应用的转化。     

高空飞行环境中液体运载火箭底部热环境研究

采用数值模拟和飞行测试验证相结合的方法对液体运载火箭高空对流/辐射耦合换热问题开展系统深入研究。基于燃气多组分输运Navier-Stokes方程、热辐射方程、Realizable k-ε两方程湍流模型，建立了高空含自由流的运载火箭燃气喷流流动模型。辐射模型采用离散坐标法(DOM)，空间离散采用二阶迎风TVD格式，对多个典型飞行高度火箭底部热流进行大型并行计算，将数值结果与试验数据进行广泛对比，验证了计算模型的精度和有效性。数值研究表明，火箭底部辐射热流在刚起飞阶段达到最大值，随着飞行高度上升，辐射热流逐渐降低，火箭底部对流热流表现为先升高后降低的趋势，并在20 km高空达到峰值。本文的预测分析方法对液体运载火箭底部热防护设计具有重要的理论意义和工程应用价值。     

热力学排气系统中节流效应及其冷量利用分析

为更好地理解热力学排气系统(TVS)的运行机理，优化其运行参数，针对节流装置，建立了热力学模型，讨论了节流过程中状态参数的变化规律，对比了单相气体、单相液体节流的性能特性，进一步揭示了焦汤节流效应的原理，分析了不同节流背压下节流前低温工质(液氢和液氧)压力和温度对节流性能的影响，并结合TVS实际应用，阐述了节流最大制冷量的利用效果，提出了优化的TVS工作区间。研究表明：在节流过程不发生相变情况下单相气体节流制冷效应要比单相液体节流制冷效应更加显著；而在节流过程发生相变情况下液体节流至两相后，由于空化吸热导致流体温度降低，对于液氢，0.5MPa的压降可产生接近3 K的温降。对于液体节流，节流前压力对节流过程影响可忽略，〖JP2〗而节流前温度和节流背压对节流过程起主导作用；对于液氢在在轨运行工况下，考虑到节流制冷量的充分利用，同时保证换热过程体积含气率不高于90%，推荐TVS系统中节流背压范围为75～143 kPa。     

BLKF方法抑制MEMS惯性传感器随机噪声

针对微机电系统（MEMS）惯性传感器应用卡尔曼滤波（KF）处理数据时随机噪声难以估计的缺点，提出一种基于贝叶斯拉普拉斯卡尔曼滤波（BLKF）的随机噪声更新方法。该方法利用拉普拉斯近似算法，将贝叶斯边缘分布近似表示，能够避免贝叶斯方法更新过程中由于数据维数较大造成后验边缘分布较难估计的情况，提高对随机噪声的更新效率和精度。通过陀螺仪转台实验采集实验数据，运用KF与BLKF分别滤波。对比滤波结果可发现，BLKF比KF能更好地反映真实角速度状态。同时，在陀螺仪角速度变化时，BLKF的可靠性和准确性更高，滤波效果更具优势，能够达到抑制MEMS惯性传感器随机噪声的目的。     

弹丸速度对超爆轰冲压加速器性能影响

为研究超爆轰模态冲压加速器的推进性能，采用混合的Roe/HLL（Harten, Lax, Van Leer）格式，结合自适应网格加密技术(AMR )与沉浸边界法(IBM )，数值模拟了弹丸速度高于预混可燃气体C-J爆速的冲压加速器流场，揭示了弹丸速度对流场结构与推力的影响。结果表明当弹丸速度在一定范围时，斜爆轰波可驻定在弹丸肩部或头部，在弹丸尾部形成高压区加速弹丸，并且，斜爆轰波驻定在弹丸头部推力更高，稳定工作的速度范围 更宽 。     

基于深度学习的组合体航天器模型预测控制

利用模型预测算法先预测控制结果后控制的类人行为特点，借助深度学习在多参数寻优上的优势，提出了一种基于卷积神经网络的模型预测控制算法，满足航天工程低硬件需求，实现组合航天器多场景下姿态控制律的重构。该算法首先利用模型预测控制将组合航天器从初始状态控制到预期状态，然后将控制过程中状态量用于3层3核卷积神经网络的训练，训练完成后，用该卷积神经网络代替模型预测对组合航天器进行控制，从而降低计算资源需求。仿真校验表明：该算法可预测5个控制周期内的控制参数，相比传统模型预测算法所需硬件计算时间降低约5倍，在一般硬件环境下30 s内即可完成各场景下的组合航天器姿态控制，控制精度在10 -4 量级。     

航天器故障诊断与容错控制技术研究综述

详细综述了航天器故障诊断与容错控制的研究进展。重点从基于模型的方法、基于数据的方法和基于知识的方法三个方面分别阐述了航天器故障诊断技术的研究进展，并且总结了航天器容错控制技术的研究现状，然后介绍了国内外的一些相关技术项目的开展情况，最后对未来可能的发展方向进行了探讨。     

执行器故障下的运载火箭非奇异终端滑模容错控制

针对存在未知外部干扰和执行器卡死故障的运载火箭，提出了一种基于非奇异终端滑模面的姿态跟踪控制算法。首先，建立了考虑干扰和执行器卡死故障的运载火箭姿态控制系统多输入多输出系统模型；然后定义了运载火箭姿态跟踪系统模型，针对定义的模型，设计了一种非奇异终端滑模面，使得系统在执行器故障情况下仍能较为精确地跟踪参考信号。基于李雅普诺夫函数证明了运载火箭姿态跟踪控制系统的稳定性和有限时间收敛特性。数值仿真检验了本文基于非奇异终端滑模运载火箭姿态跟踪控制算法的有效性。