探测器安装结构对航天器壁温测量的影响分析

针对飞行试验中飞行器薄壁壳体测量温度与预测温度存在较大差异这一问题，采用气动热工程算法结合热传导计算方法，分析了测温探测器安装结构对测点温度的影响，并提出了改进措施。结果表明:对于薄壁结构飞行器在上升段有气动加热、其表面处于升温过程或热量由壳体表面向内部传导时，测温探测器安装结构对测点温度基本无影响。但当飞行器处于飞行中段，在辐射散热、表面温度低于壳体内部温度造成热量由壳体内部向外表面传导时，测点温度受原探测器安装结构影响明显，测量温度明显低于不装探测器时的预测温度；而采用本文提出的探测器安装方案，可明显降低对测点温度的影响，在飞行器的测点位置最大影响小于0.5K。     

电推进静止轨道转移与空间环境分析

针对基于连续电推进的由GTO轨道向地球静止轨道的转移问题,考虑星上自主变轨的计算能力,将轨道转移简化为推力方向固定的两阶段变轨策略,对轨控方向角进行优化.针对电推进轨道转移持续时间长,受空间环境影响较大的特点,对轨道转移过程中卫星穿越电离层、地球辐射带的情况进行分析.最后,进一步探讨了利用远地点高度高于标准GTO的轨道作为初始轨道,用以降低空间环境对卫星影响的可行性.     

电推进卫星角动量卸载研究

电推进卫星需要在进行位置保持的同时通过将推力器的指向略微偏离质心来产生控制力矩,完成角动量卸载。针对该问题,文章在给定推力器开机位置、时长和动量轮目标卸载量的情况下,提出了正常模式和故障模式下的角动量卸载算法。通过对推力模型的简化,得出了推力器最优偏转方向的解析解,并对考虑推力器弧段损失和不考虑弧段损失的角动量卸载算法进行了比较。仿真结果表明,所提出的卸载算法能够在进行位置保持的同时完成角动量卸载,为电推进卫星的在轨控制策略提供了有效解决方案。     

空客A320系列飞机断路器跳出虚假信息的快速定位

当A320系列飞机ECAM出现虚假的"C/B TRIPPED**PANEL**"警告信息时,快速、有效地确认故障断路器的位置较为困难,本文摒弃了传统做法,在监控电路工作原理的基础上,寻找新的分析思路和方法,极大地提升了排故工作效率。     

具有Lipschitz非线性系统的航天器故障检测

对存在未知干扰的Lipschitz非线性系统,探讨了基于滑模观测器的执行器故障检测的方法。通过等价状态变换,可以得到2个子系统,其中一个子系统与执行器故障和未知干扰耦合,而另一个子系统则只与执行器故障耦合。在此基础上,提出了一种免受未知干扰影响,可对执行器故障敏感的滑模观测器设计方法。这种滑模观测器可以作为故障检测工具,而将其输出估计误差作为残差发生器,用于执行器故障检测。相比滑模观测器的故障重构方法,该方法大大放宽了对数学假设条件的要求。最后,对一个大攻角状态下的航天器的简化模型进行了数字仿真,仿真结果表明了所提方法的有效性。     

大功率轨道转移航天器全电推进系统研究

采用基于电推进的空间运输系统(转移级)完成使命,相对于采用化学推进可节省大量的推进剂,能够显著降低航天器的发射重量或者把更多的有效载荷送达探测目标地。调研了国外大功率电推力器的研究情况,针对近地空间的大功率轨道转移航天器任务需求,给出了电推进系统方案设计,并对采用不同性能指标推力器的多种方案进行对比,得到综合最优的方案。最后针对我国电推进技术发展现状,给出了我国大功率电推力器的关键技术和发展建议。     

空间机器人抓捕目标碰撞后的复合体稳定控制

空间机器人抓捕目标后构成新的组合航天器.因目标运动估计误差以及抓捕器位姿解算误差,造成抓捕过程的碰撞,碰撞产生的扰动力矩会造成空间机器人失稳,严重时将导致抓捕任务的失败.针对这一问题,提出基于反作用轮重配的反步积分滑模控制方法,通过控制空间机器人的反作用轮吸收角动量,实现复合航天器稳定控制.本文首先对包含反作用轮的复合航天器进行姿态误差动力学建模,然后根据碰撞过程中冲击力大,碰撞时间短的特点,提出了改进的滑模控制方法,并通过Lyapunov方法证明了系统稳定性,最后通过伪逆法将控制力矩在冗余配置的反作用轮间重新分配来完成复合航天器姿态稳定控制.通过仿真对所提出稳定控制方法的正确性和有效性开展验证,结果表明：本文提出的方法具备实现碰撞后复合航天器稳定的能力,算法具有很强的鲁棒性与工程实用性.     

焊后热处理对7050铝合金FSW接头的影响

对20mm厚7050-T7451铝合金进行搅拌摩擦焊和接头的焊后热处理。对比分析了热处理前后接头的组织和性能。结果表明:在搅拌头旋转速度300r/min,焊接速度50mm/min时,接头抗拉强度为426MPa,延伸率为8.2%。经过固溶时效处理后,接头组织细化,并析出大量第二相粒子,接头性能进一步提高,抗拉强度达到511MPa,延伸率为8.5%;热处理前接头均断裂于前进侧热影响区,与接头的硬度分布有对应关系。热处理后,接头断裂于焊核区。热处理前后接头断口均表现出韧性断裂特征。     

基于结构优化的大展弦比机翼质量估算

针对没有可供借鉴的质量评估经验公式来用于新式布局飞机研制的现状,为能够给出比较可信的结构质量估算,用于总体设计阶段飞机翼面结构质量指标分配,不仅对研制新机的概念设计与方案论证是十分重要的,也是必不可少的。本文开展了基于“变满应力”优化策略与有限元技术相结合的飞机翼面结构质量估算方法研究,并把这一求解过程搭建在具有自主知识产权的飞机多学科设计平台软件上。以具有大展弦比特征的“环球飞行者”外翼为例,进行结构质量估算表明:本文方法不仅可以获得用于总体设计阶段可信的质量结果,同时,其中的部件尺寸、应力和位移数据还能为结构与强度专业人员提供一定的参考意见。最后,得出4点结论。