载人航天器推进系统健康监测的组件技术研究

为了适应载人航天器推进系统多发动机的分布式结构,提高健康监测系统的可靠性,应用组件技术构造了分布式多智能组件集成的健康监测系统,给出了组件之间的协调修正和决策算法。原型系统仿真结果表明,该技术比传统的面向对象（ＯＯＰ）技术更适用于分布式系统,可应用于载人航天器推进系统的健康监测。     

大型复合航天器的建模与分散控制技术

综述了空间站一类大型复合航天器的建模与控制方法,首先分析了大型复合航天器的结构动力学特性以及对其进行有效控制所面临的主要困难,然后研究了便于控制系统工程实现的大型复合航天器建模方法,继而对大系统分散控制技术在大型复合航天器控制中的应用前景作了详尽分析,指出分散变结构控制方法和分散协同控制技术在大型复合航天器控制中的优越性;最后还探讨了大型复合航天器系统设计中必须注意的一些工程实际问题。     

部件级多组件结构系统的整体式拓扑布局优化

基于多组件结构系统整体式拓扑布局优化设计方法,研究了同时含有部件布局、组件布局、主结构框架构型和部件结构构型4类设计变量的复杂系统协同优化设计问题,是整体式拓扑布局优化设计面向复杂飞行器结构系统设计的拓展。采用多点约束(MPC)模拟组件、部件及支撑结构之间的刚性连接,采用有限包络圆方法(FCM)解决组件之间、组件与设计域边界之间的几何干涉问题。通过整体式拓扑布局的刚度优化设计,部件和组件均可以获得优化的布局位置,同时主结构框架构型和部件结构构型获得优化的结构样式,充分体现了整体式拓扑布局优化设计方法应用于复杂结构系统设计的能力。     

分离模块航天器研究综述

对分离模块航天器产生的背景及概念进行了阐述和分析,介绍了包括F6系统、天基群组系统、SkyLAN（空间局域网）等在内的几种主要分离模块航天器系统,并在此基础上归纳总结出了分离模块航天器在同轨多模块系统设计、功能系统设计、信息交互技术、队形保持重组及功能适变技术、无线信息传输技术、分布式天线技术等方面的技术特点及难点,最后讨论了分离模块航天器进一步的研究方向和发展前景。     

航天器在轨全过程表面辐射热计算数值仿真研究

对在轨航天器表面辐射热计算进行了全过程数值仿真研究。航天器结构较复杂,针对不同结构进行区域分解,对几何模型进行相应的规则化,同时采用结构化网格和非结构化网格建立通用的计算网格自生成技术。仿真过程重点考虑了任意曲面的网格自动划分和任意形状交界面的数据传递,兼顾几何结构、物理过程、计算精度和计算速度。将有限元法和能束均匀分布法相结合计算角系数和辐射传递系数。将积分法和能束均匀分布法相结合计算外热流。由于在轨航天器表面多用多层隔热组件包裹,针对这部分结构采用节点网络法和控制容积法计算其表面温度,而未被包裹的结构采用有限元法计算其表面温度。对具有辐射换热关系的非连通区域温度场的有限元计算进行了分析和公式推导。最后,用Microsoft VC++6.0编程设计开发了近地轨道航天器表面辐射热计算仿真软件。     

航天器空间辐射防护材料与防护结构

电子、质子、重离子、光子等空间辐射环境可在航天器材料或元器件中产生单粒子效应、总剂量效应、表面充放电效应、位移损伤效应、内带电效应等,因此,需要对航天器进行空间辐射防护。本文首先介绍空间辐射防护原理和防护有效性,进而从材料、分系统(或部组件)、航天器3个不同维度,对质量屏蔽防护材料、静电防护材料、抗辐射功能材料、航天器局部辐射防护结构和整星辐射防护结构进行了探讨,最后对未来发展的方向进行了讨论。     

航天器推进系统发动机动态特性研究

以一维流体瞬变理论为基础,采用特征线有限差分格式,编制航天器推进系统液体推进剂火箭发动机动态过程的通用仿真软件,并对某多台发动机系统的动态特性进行研究。结果表明,该模型较好地描述了系统瞬变特性和水击现象,所开发的软件可方便进行其它推进系统的分析,为发动机系统设计和优化提供指导。      

基于多电技术的民用飞机舱门电作动器研究

目前国内多电技术的工程应用较少,基于此,以舱门电作动器为例,分析了其技术要求,从No-Back和软硬件设计技术两方面对设计难点进行了研究,然后对电机组件、齿轮装置、控制组件、控制板、作动器控制算法进行了系统设计,并完成样件试验。结果表明,样件满足设计要求和功能要求。     

可重复使用航天器的热防护系统概述

叙述了可重复使用航天器的热防护系统设计原理,介绍了各种航天器防热材料和3种热防护系统;结合国外热防护系统的典型应用,对我国热防护系统的发展提出了几点建议。     

简谐力激励下多组件结构系统的整体优化设计

多组件结构系统整体优化设计通过协同优化支撑结构拓扑构型和组件布局来使结构系统的位移响应最小。本文提出通过模态加速度法（MAM）求解多组件结构系统的位移响应,并以位移响应值最小作为优化目标;引入多点约束（MPC）方法模拟组件与设计域间的铆钉或螺栓连接形式;采用有限包络圆法（FCM）来避免组件之间及组件与设计域边界产生干涉。建立了多组件结构系统整体优化问题的数学模型,并对动响应目标函数关于设计变量的灵敏度进行了推导。最后,通过几个算例验证了整体优化方法在简谐力激励下求解问题的可行性及其在实际问题中的有效性。     

加速度计电路组件自动测试系统研制

某型号加速度计电路组件自动测试系统可实现电路组件A测试、电路组件B测试及AB联测。本文介绍了该测试系统的测试原理、结构组成、硬件设计及软件设计。运用多功能数据采集卡的A/D功能实现了对多个电路组件进行同时测试;运用其D/A输出加分压电路完成了对电路组件A输入电压的闭环动态调节,以实现对电路组件A进行增益测试。采用VC＋＋6.0完成了测试软件的开发。     

多组件结构系统布局拓扑优化中处理组件干涉约束的惩罚函数方法

包含大量组件的多组件结构系统布局拓扑优化设计中存在大量的组件干涉约束,研究了包含大量组件的结构系统整体式拓扑布局优化设计问题,基于有限包络圆方法（FCM）提出了处理组件干涉约束的惩罚函数方法,构造了包含结构刚度和组件之间几何干涉函数的内外混合惩罚函数,应用基于梯度的优化算法对包含数十个组件上百个干涉约束的多组件结构系统进行刚度优化设计,得到了清晰的支撑结构构型和无干涉的组件布局位置,充分体现了提出的混合惩罚函数方法在解决多组件结构系统布局拓扑优化设计中组件干涉问题上的有效性和适用性。     

考虑组件保形约束的多组件结构系统布局优化

提出了一种考虑组件保形要求的组件布局-结构拓扑的多组件结构系统布局优化设计方法。在传统的多组件结构系统布局优化设计基础上，定义了组件设备的弹性应变能函数并用其定量衡量组件设备的弹性变形程度，在多组件结构系统布局优化过程中，采用组件设备的弹性应变能函数作为其保形设计约束，以实现抑制承载组件变形的设计目的。解析了组件设备保形设计约束对结构拓扑及组件布局设计变量的灵敏度，研究了组件保形设计约束与结构系统整体刚度之间的消长关系，分析了组件保形约束对组件布局及支撑结构材料拓扑分布的影响，在考虑组件保形设计约束的挂架系统布局优化模型中引入了系统的质心位置约束并完成了其解析灵敏度求解。通过数值算例，实现了考虑组件保形、材料用量分数、质心位置约束的多组件结构系统布局优化设计。数值算例的计算结果表明，引入组件保形约束的多组件结构系统布局优化设计方法能够有效抑制传力路径上参与承载的组件设备的弹性变形，实现组件设备的保形设计。     

航天器在轨可更换模块机构与结构设计

航天器常在其任务中出现功能失效,造成巨大的损失,而在轨模块更换技术则是利用空间机械臂自主对可接受在轨服务航天器进行故障模块更换、升级、补充消耗品等。通过对在轨可更换模块在轨服务的任务、在轨可更换模块的组件构成,从而得出在轨可更换模块的机构设计方案,进而又对在轨可更换模块进行结构设计,利用 SolidWorks 软件建立该结构的三维模型,实物模型验证了其可行性。     

挠性航天器的退步直接自适应姿态跟踪控制

针对参数不确定的挠性航天器姿态跟踪控制问题,提出了一种退步直接自适应控制算法。首先验证了挠性航天器动力学子系统的近似严格正实性,并设计了具有理想控制性能的参考模型;然后对以姿态四元数描述的运动学子系统设计常系数输出反馈中间控制律,使航天器姿态四元数输出渐近跟踪参考模型输出;最后退一步,对具有参数不确定特性的动力学子系统,基于非线性直接自适应控制理论和Lyapunov稳定性理论,设计了退步直接自适应姿态跟踪控制器,并证明了闭环系统的稳定性。仿真结果表明,所提控制方法能有效抑制挠性附件的振动,对挠性航天器的控制是有效的。     

基于全驱系统方法的组合航天器位姿自适应预设性能控制

针对非合作航天器被成功捕获后所形成的组合航天器的位姿控制任务,考虑系统中含有的未知扰动的影响,设计了一种基于全驱系统方法的自适应预设性能控制器。根据欧拉姿态动力学方程和轨道动力学方程,建立了简洁的组合航天器位姿动力学方程;通过引入预设性能函数,对组合航天器位姿误差的瞬态和稳态性能进行约束;进一步应用全驱系统方法,对带有未知扰动的组合航天器位姿误差系统设计自适应预设性能控制器;此外,通过构造Lyapunov函数证明了所提出的控制器的稳定性;最后,数值仿真结果和半物理仿真实验结果表明,在所设计的控制器作用下,组合航天器能够实现精确的位姿控制,同时系统的状态误差始终收敛于预设性能包络内,验证了所设计控制器的有效性和实用性。     

摄动力对绕飞小行星航天器轨道的影响

绕小行星运行的航天器由于受到摄动力的影响,运行轨迹会偏离二体假设下的圆锥曲线轨道。分析摄动力对航天器轨道的影响是测量控制系统设计的先导。以绕飞谷神星的航天器为例,考虑各种摄动对航天器轨道的影响,建立了非球形摄动力、太阳光压摄动力以及太阳引力摄动力的数学模型,从理论上分析了这些摄动力对航天器绕飞轨道的影响,并仿真验证了理论分析结论,直观描绘了所有摄动作用下小行星的椭圆绕飞轨道。     

基于熵产最小曲线型散热器参数优化设计

基于参数化设计和模拟方法,采用VB开发了放射状散热器参数化设计模拟软件,可自动生成高质量的六面体网格和进行数值计算.利用该软件快速对风扇散热器组件的结构参数进行性能分析和讨论,加深了对风扇散热器组件各主要参数在散热器整体性能中影响程度的认识.采用并行计算流体力学方法,基于组合优化策略以熵产最小为目标函数对多参数结构风扇散热器组件进行优化,曲线型散热器优化结果比初步设计方案的性能提高了7%.      

基于COM组件的航天测控软件设计

通过分析航天器海上测控软件现状和组件化的可行性,经逐层、分级抽象,设计各测控软件组件,在体系结构层次上对模式、接口和框架进行描述,形成可重用组件库,为提高海上测控软件开发效率和质量提供了可靠的基础。     

某航天器发动机机组热分析及在轨应用研究

为给某航天器机组热控设计、飞行任务中各种新工况下机组的温度适应性分析和飞控判据提供有效数据支撑,以该航天器某发动机B机组模块作为研究对象,采用IDEAS软件建立了有限元模型,在航天器三轴对地姿态下对该发动机机组温度进行了计算并对热模型进行修正,对飞行数据和热分析结果进行了比对。之后应用该热模型,完成了高温工况1下热控适应性设计工作,开展了组件温度与在轨数据比对工作;并进行了高温工况2中不同太阳入射角下B机组氧阀温度研究。结果表明:B机组热分析得到了在轨飞行的验证,有限元模型有效并且合理;该热模型应用于不同热控状态、位置以及工况下来解决实际热控难题,并可预示不同太阳入射角下的氧阀温度;航天器的运行轨道、飞行姿态以及机组安装位置都是影响机组温度的重要因素,在热控设计中应引起足够重视。