筒式偏心在轨分离角速度抑制方法

筒式偏心在轨分离是一类特殊的在轨分离问题,小卫星偏心安装而产生的分离力矩将导致分离角速度,进而影响小卫星的分离指向精度,甚至导致释放平台姿态失稳。而常规的姿态大角速度机动、姿态快速稳定控制方法难以在小卫星出筒前的极短时间内完成分离角速度抑制。因此,进行了卫星筒式偏心在轨分离动力学分析,基于分离角速度的产生,提出了抑制分离姿态干扰的前馈控制力矩法和角速度预偏置法。在此基础上,推导了关键控制参数的近似计算公式,给出了控制量的优化求解方法,并分析了控制干扰因素对抑制结果的影响。最后,通过仿真算例分析,对比验证了两种抑制方法的有效性,并给出了其工程应用的建议。     

小卫星偏心分离动力学仿真模型的建立与验证

针对筒式偏心分离问题,以单星分离为例,基于多体动力学理论对小卫星分离过程动力学问题进行了仿真分析。分别对平动副约束简化模型和物理模型进行了探讨;论述了小卫星的偏心分离过程与地面模拟试验过程之间的对应比拟关系,对地面模拟试验的有效性进行了评估;依据地面试验结果,对比地面与空间零重力环境条件下小卫星分离时的运动特性,讨论了仿真模型的正确性,并分析了该类筒式偏心分离过程的力学现象与机理。     

堆叠式卫星系统分离动力学关键技术与展望

组建低轨卫星互联网星座用于通信,需要多星在轨互联,如何高效率地构建在轨星座并成功组网是一项复杂的系统工程问题。目前,普遍采用堆叠式一箭多星发射入轨,继而在轨自主分离的方式进行组网。为此,综述了堆叠式卫星的应用需求与发射优势,梳理了国内外堆叠式卫星的发射情况;针对堆叠式卫星在轨分离技术难点,概述了堆叠式卫星构型设计及锁紧分离机构设计优化;针对堆叠式卫星分离动力学问题,总结了分离前堆叠卫星组合体的动力学建模及分析方法、分离过程多刚体系统动力学建模与仿真手段,以及分离过程接触碰撞的检测算法;针对堆叠式卫星分离过程地面物理仿真问题,介绍了堆叠式卫星同层分离与层间分离地面试验方法。最后,总结了堆叠式卫星分离动力学关键技术,并指出若干值得深入研究的前沿方向。     

在轨细胞机器人动力学分析及操作构型性能评价方法

日益复杂的在轨任务需求对航天器任务能力提出了更高的要求,细胞机器人具有“同样载荷,多种功能”的特点,能够通过变换自身构型完成在轨组装、抓捕等工作,已逐渐成为未来在轨航天器的研究新热点。面向在轨细胞机器人操作构型性能评价的需求,以细胞机器人在轨组装为背景,基于不同重构工况下的细胞机器人系统动力学参数,建立了组合体构型评价参数的映射关系,构建了关于细胞机器人驱动参数、组合体系统振动参数、组合体轨道参数、拓扑构型重构过程稳定性等设计变量的约束函数,提出了细胞机器人在轨重构构型评价方法。最后,进行了不同构型变化下的动力学仿真,并应用构型评价方法对其进行分析。结果表明,单自由细胞工况二为执行在轨组装任务的最优构型。文章所提评价方法综合考虑了细胞机器人在轨系统动力学参数,可为后续在轨细胞机器人的典型工况构型评价方法提供参考。     

某型卫星测试转台俯仰翻转丝杠动力学分析

以某型卫星测试转台俯仰机构为研究对象,在ADAMS中建立了虚拟样机,得到了在翻转过程中丝杠轴向力曲线,并将仿真结果与理论计算结果及试验结果进行比较,验证了虚拟样机建模的合理性;研究结果为同类物理样机设计中滚珠丝杠的选用校核,台体框架的设计校核以及机电联合仿真提供有利数据支撑。     

多体分离动力学研究进展

多体分离动力学是航空航天和武器领域的多体飞行器分离系统中经常存在的一类重要运动动力学问题。主要对多体分离动力学研究过程中的存在的关键科学问题、技术难点及研究进展进行总结和论述。首先指出几种典型的多体飞行器(飞机-存储物、多级飞行器、带整流罩飞行器、多弹头飞行器等)分离中的主要关注问题及特点;接着,对多体分离动力学的理论和实验预测方法及其研究进展进行总结,分析了各种研究方法/手段的优缺点和适用性;最后给出了作者的几点思考及未来研究展望。     

挠性多体航天器姿态动力学建模与分析

针对带有多个挠性附件以及天线转动机构的卫星等多体航天器．利用伪坐标Lagrange方程建立了系统的姿态动力学模型。通过仿真计算．分析了星体与天线运动的耦合特性．以及挠性附件干扰对卫星姿态的影响．验证了数学模型的正确性。     

中继卫星系统动力学分析

应用单摆模型来等效液体晃动，并利用拉格朗日方程建立了中继卫星的动力学方程。在确定天线跟踪规律的基础上，从工程实际的角度分析了天线和星体之间的耦合作用。考虑天线不同的跟踪模式，将卫星的本体视为刚性体，在星体无控情况下进行系统的动力学响应分析。通过数值仿真确定天线在不同跟踪模式下对星体姿态的影响，并通过有无柔性振动和液体晃动结果的分析，得出天线运动特别是高速回扫、附件柔性振动都会对星体姿态产生比较大的影响，而液体晃动对星体姿态影响不大的结论。     

航天器解锁分离装置

介绍航天器常用的解锁分离装置,包括装置的分类、功能特点、适用范围等,有助于研制中正确选用解锁分离装置。     

在轨服务的相对运动耦合动力学建模与分析

研究在轨服务航天器逼近与捕获目标航天器的相对轨道姿态耦合动力学建模问题。考虑航天器姿态与对接位置的运动耦合,建立目标运行在任意轨道下的相对轨道姿态耦合动力学模型,并对模型中的运动耦合进行深入分析。设计一种非线性的输出反馈姿态控制律,将建立耦合动力学模型与CW方程进行仿真比较,验证轨道与姿态的运动耦合对两航天器对接点之间相对位置的运动影响。     

基于统计分析模型的飞行器落点预报方法

目前飞行器落点预报主要采用人机交互方式进行处理,而不同人员计算出的结果存在较大差异.针对该问题,提出了一种基于四阶龙格库塔计算方法的落点预报分布式计算统计分析模型.该模型根据飞行器的运行轨迹特性和在无动力、无控制、常质量段的预报落点具有集中分布的特点,采用零假设和备择假设统计方法对预报落点过滤选择,并对有效预报落点求其数学期望值.采用实际测量数据对所提出的模型进行了可行性和有效性验证,试验结果表明,该模型不仅具有较强的实时性、稳定性,而且当飞行器运行距离在数千千米时,该方法计算出的平面位置误差仅为几十米.     

航天飞机系统两体分离问题的探讨

本文简要地叙述了美国研究轨道器与外挂贮油箱,轨道器与载机分离问题的概况。对垂直起飞两级入轨的并联两机的分离问题,提出了研究模型并作了具体分析,着重提出了实现两机安全分离需要解决的技术难点。 二级航天飞机的两机分离问题,是未来航天高技术领域的关键技术之一,本文阐述了解决两体并联分离问题我国现有的技术水平,并提出了解决该问题的技术方案。     

保激光链路指向性下引力波探测航天器质心辨识

在空间引力波探测任务中,航天器质心相对其标定位置的偏差会严重影响引力波探测精度,需要研究适用于引力波探测的质心辨识方法。现有方法采用磁力矩器等驱动航天器大角度机动,基于机动信号进行辨识,但这会破坏激光链路,不适用于超静超稳的引力波探测航天器。针对该问题,文章提出了一种基于激光链路约束条件的质心辨识方法。文章构建了考虑太阳光压等空间非保守力在内的引力波探测航天器动力学模型以及航天器姿态运动学模型,研究了保证激光链路指向性的航天器机动条件,提出了基于自适应卡尔曼滤波理论的高精高稳航天器质心辨识方法,开展了保证激光链路指向性下的仿真。仿真结果表明,该方法能够保证激光干涉臂相互对准精度在 10 nrad以内,并同时实现 27 μm精度的质心辨识。与现有方法相比,该方法在辨识精度上提高了一个数量级,证明了其能够在保证激光干涉臂相互对准精度的情况下,对引力波探测航天器质心位置实现高精度辨识。     

多机构比对融合的分布式InSAR编队星间基线确定

星间基线高精度确定是分布式干涉合成孔径雷达（InSAR）系统完成科学任务的重要保证,受星载全球定位系统（GPS）接收机连续跟踪弧段短、个别弧段共视GPS卫星个数少或模糊度固定成功率低、频繁轨道机动等因素影响,分布式InSAR高精度基线确定仍有不可靠的风险。通过多机构产品互比来识别基线精度较差的时间段,降低不可靠风险,并通过多机构产品融合进一步提高基线精度。选用重力反演与气候实验（GRACE）卫星数据进行实验,国防科技大学（NDT）和西安测绘研究所（CHS）采用不同的基线处理软件和简化动力学策略,保证了各自的基线产品具有一定的独立性。实验表明,多机构互比对可以有效识别基线精度较差的时间段,NDT和CHS的基线产品之间具有很好的一致性,互比对残差的均方根（RMS）在R、T、N方向分别为0.7、0.9、0.7 mm,二者之间没发现明显系统偏差,大约97.86%的基线三维互比对残差量级在2 mm以内。两个机构基线产品融合后发现可进一步降低基线产品中的随机波动误差,K/Ka波段测距（KBR）系统校核结果表明融合基线产品精度较NDT基线产品提高8.97%,较CHS基线产品提高29.21%。     

航天器有限时间输出反馈姿态控制

研究在角速度不可测时航天器的有限时间姿态控制问题。基于有限时间控制技术,提出了由修正Rodrigues参数进行姿态描述的航天器输出反馈姿态控制算法。首先设计了单个航天器的输出反馈姿态控制器,在没有角速度反馈时也能够保证航天器姿态在有限时间内调节到期望姿态。之后,设计了无需绝对角速度和相对角速度信息的多航天器分布式输出反馈姿态控制器。使用Lyapunov理论和图论,对闭环系统全局有限时间稳定性进行了严格的证明。最后对提出的控制算法进行了数值仿真,其结果验证了所设计的航天器输出反馈控制算法的可行性和有效性。     

空间飞行器实时仿真多体系统动力学建模

为了解决传统的多体系统动力学模型因必须显式表达多体系统的拓扑构型信息,使得所建数学模型非常复杂而不太适合空间任务级实时仿真的问题,针对具有中心体结构的空间飞行器,采用拟坐标拉格朗日方程推导出简洁的多体系统姿态动力学数学模型,并利用通用仿真平台建立了可实时运行的多体系统姿态动力学仿真模型.在仿真模型上施加测试用极限环控制律,模型输出正常的姿态动力学响应.仿真结果表明,所建模型在模型粒度和运行效率间取得了平衡,满足空间任务级仿真对模型逼真度和实时性的要求.     

太阳帆航天器被动姿态控制研究

针对由有效载荷、太阳帆和4个控制叶片所组成的太阳帆航天器系统,从物理模型出发,利用欧拉方程建立了姿态动力学模型,并通过数值仿真对太阳帆航天器基于控制叶片的对日定向性能进行了研究。研究结果表明,在行星际飞行中太阳帆航天器可以通过使控制叶片保持偏置来保持姿态稳定。     

基于空间算子代数的航天器多体动力学递推实时仿真算法

进一步发展了空间算子代数符号体系,给出了一组坐标系无关空间矢量,张量和矢阵符号表示和相应的坐标投影规则.基于空间算子代数符号体系,推导了适用于航天器实时仿真的无根、树状拓扑、开环多体动力学递推算法,并根据投影规则给出了递推算法在惯性坐标系的投影方程.新的空间算子代数符号体系有符号定义严格,推导过程力学概念清晰,推导结果易于实时仿真程序实现的优点.推导的递推算法非常适合于正逆混合问题和变拓扑问题的求解,可以满足多体航天器动力学实时仿真的要求.     

四元数的核心矩阵及其在航天器姿态控制中的应用

基于旋转群代数,以航天器姿态控制研究为背景,提出了四元数的核心矩阵的概念。以此为中心,首先导出了核心矩阵本身、逆、行列式及其导数的若干关系式,然后应用核心矩阵得到了四元数姿态误差及其运动学关系的非常简洁的表示形式,最后利用核心矩阵证明了用缩减四元数为广义坐标和以常规 Euler角为广义坐标对描述航天器姿态动力学的等效性。研究结果可应用于航天器的快速、大角度和三维姿态机动控制