面向空间机械臂任务验证的硬件在环半物理仿真系统研究

针对空间机械臂在轨任务进行高保真地面仿真和验证的需求,搭建了空间机械臂操作任务验证平台(MTVF)系统。该系统基于硬件在环技术,将空间机械臂动力学仿真模型、两台地面模拟机械臂和测量系统通过实时仿真计算机实现软硬件的整合,具有响应速度快、跟踪精度高的特点。开发了闭环稳定算法和阻抗控制算法以保证MTVF系统的高保真性能,并通过搭建仿真计算模型以及设计地面试验等方法对MTVF系统的性能进行验证,结果表明,该系统能够反映真实微重力环境下空间机械臂的动力学特性,能够实现对真实微重力环境下的空间机械臂在轨操作任务进行高保真的地面试验和验证。     

在轨加注任务中变质量特性下的空间操作臂状态扩展自适应镇定控制

模块更换方式在轨加注任务面向不同类型的多个待加注目标与推进剂模块,过程中涉及航天器对接与分离、推进剂模块拆卸与组装等多种操作,研发时需要考虑系统中质量特性变化复杂,以及地面验证中存在的全周期、遍历性的任务级微重力模拟试验难以实现的问题。首先,针对地面调试良好时在轨加注空间操作臂系统可能被掩盖的非线性动力学特性,分析了一定参数范围下,任务执行过程中负载和基座质量特性变化对空间操作臂动力学特性和控制性能的影响。随后为实现对控制对象及环境改变的自适应性,基于惯性矩阵分解与重力载荷矩阵线性化,设计g的自适应律,并扩展系统状态变量,建立系统的Hamilton模型,进而基于能量函数整形与阻尼注入的无源性控制思想,设计预置镇定控制律,提出一种可对不同工况下的系统非线性实现自适应镇定的控制方案。最后,通过仿真研究验证了所提控制方案的有效性。     

SJ-17卫星LHT-100霍尔电推进系统飞行试验工作性能评价

为了验证霍尔电推进系统的空间环境适应性、与航天器的相互兼容性、空间工作特性及空间飞行性能与地面数据的差异性,LHT-100霍尔电推进系统搭载SJ-17新技术验证卫星开展了在轨飞行试验,对霍尔电推进系统在轨飞行试验结果进行了详细评价。结果表明:在整个飞行试验期间LHT-100霍尔电推进系统各项工作性能参数符合设计指标要求,其中推力79.5m N,比冲1531s,系统功率低于1.527k W,单次长时间工作8h,在轨系统开关机次数大于24次,在轨累计点火时间超过3028min,在轨飞行试验数据与地面试验数据具有很好的一致性。     

空间站维修性系统设计与验证方法研究

空间站在轨运行时间长,因此需采用维修性设计和在轨维修的方法实现长寿命高可靠在轨运行。根据维修性设计理论,结合工程实际,提出了基于产品特性分析的维修需求分析方法和维修支持下的可靠度计算方法。明确了系统维修性设计应包括布局、供电、信息、故障检测、维修工作模式等设计内容。并根据维修难度,提出了四级维修策略。最后根据在轨维修特点,提出了地面试验验证和仿真验证的方法。为空间站系统维修性设计提供了一个技术途径。     

空间站舱内飞行器总体设计及试验方案研究

针对我国对能在空间站内部运动、完成飞行试验与在轨服务任务的舱内飞行器的研制需求,设计了一种舱内飞行器总体方案,提出了关键指标要求及子系统层级的舱内飞行器实现方案。在此基础上,对飞行器各系统包括结构、电源、综合电子、通信、GNC等进行了设计与校核。最后,对舱内飞行器的在轨算法试验和地面测试仿真方案进行了分析与设计。方案可行性通过舱内自主交会数值仿真得到了验证。     

基于HLA的小卫星半物理仿真系统设计

地面仿真验证是小卫星研制过程的重要组成部分,仿真验证充分与否直接决定了小卫星的研制成功率和在轨运行的可靠性。就小卫星技术特点,结合某型号的地面仿真需求,建立基于HLA的小卫星半物理仿真系统,给出系统的组成结构、联邦间交互数据表、硬件接口单元和联邦成员设计流程等。利用设计与实现的半物理仿真系统,进行了某型号小卫星的仿真验证,结果表明,设计的基于HLA的小卫星半物理仿真系统能够较好地完成动力学与控制分系统、电源分系统和有效载荷分系统的仿真,能够较好地实现控制分系统物理设备的接入,具有较好的实际应用价值。     

航天器大型柔性附件地面模态试验与性能评价研究

航天器大型柔性附件地面模态试验既须考虑空气阻力影响,又要分析地面重力带来的边界效应的影响,以动力学特性完全确定的标准杆结构为依托,首先在气动-电磁悬挂系统上进行不同长度标准杆地面模态试验,然后利用Rayleigh-Rize法和有限元法进行数值仿真模拟,研究表明气动-电磁超低频悬挂系统使水平方向测试结果偏高而使垂直方向测试结果偏低,并开展气动-电磁超低频悬挂系统性能评价研究,建议通过电磁力抵消附加质量影响并在水平方向增加随动设计。     

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。     

对接仿真试验台杠铃式质量惯量模拟技术研究

针对地面航天器对接动力学全物理仿真试验台,提出采用质量惯量模拟技术模拟航天器的质量、惯量特性,以便灵活的适应不同吨位航天器对接试验。设计了杠铃式质量惯量模拟结构。介绍了杠铃式模拟件的结构特点,确定调整参数,调整范围,对模拟误差进行了分析。结果表明杠铃式质量惯量模拟件模拟准确,调整简单、方便。     

卫星筒式偏心在轨分离动力学分析

偏心安装的子卫星在轨分离是一类特殊的卫星在轨分离问题。为了给分离地面试验和分离系统设计提供依据,在惯性参考系中分析了筒式偏心在轨分离问题的运动特性。以刚体运动学原理和动力学动量定理、角动量定理及能量定理为依据,建立了分离过程的动力学模型。运用数值求解方法,给出了不同初始条件下的模型求解算例,并对求解结果进行了比较和分析。分析结果表明,分离弹簧物性参数是影响分离速度的主要因素;卫星相对安装位置是影响分离角速度的主要因素。     

空间机械臂地面装调与空间应用迭代学习控制

针对空间机械臂系统地面装调和空间应用两阶段的末端轨迹控制问题,提出了采用闭环PD型迭代学习控制算法对空间机器人进行轨迹跟踪控制,从而使在地面重力条件下装调好的空间机械臂能够在空间微重力条件下实现在轨操控任务。建立了空间机械臂在地面装调阶段和空间应用阶段的运动学与动力学模型,给出了控制算法和控制结构,并通过对控制器的收敛性进行分析,给出系统收敛的充分条件。仿真结果表明,采用闭环PD型迭代学习控制算法对轨迹跟踪是有效可行的。     

船身式水陆两栖飞机起降飞行仿真研究

水陆两栖飞机地面和水面起降特性需要满足适航规章的要求,有必要在飞机方案的优化设计过程中建立准确的计算分析方法来开展评估,以保证飞机方案的适航符合性、降低设计更改风险。基于滑行艇水面滑行水动力分析方法、地面起落架多体动力学建模方法及 Matlab / Simulink 仿真环境,分别建立某船身式水陆两栖飞机水面、地面起降的飞行仿真模型,数学模型中包含飞机本体飞行力学模型、水动力模型或起落架模型,通过对算例飞机水面和地面起飞过程开展飞行仿真,得到飞机各运动状态变量、起落架参数、水动力等的时间历程,并与飞行试验、水池试验数据进行对比分析。结果表明:所建立的船身式水陆两栖飞机地面、水面飞行仿真方法达到了型号设计的精度要求,仿真结果与试验试飞结果吻合得较好。     

漂浮基空间机器人捕获卫星过程动力学模拟及捕获后混合体运动的RBF神经网络控制

 讨论了漂浮基空间机器人在轨捕获目标卫星过程的碰撞动力学建模,以及捕获操作结束后空间机器人与卫星混合体的稳定控制问题。首先采用多刚体动力学建模方法并结合空间机器人捕获目标卫星过程中的碰撞动力学特性,建立了漂浮基空间机器人在轨捕获漂浮卫星过程的动力学模型,并在此基础上计算出完成捕获操作后空间机器人与目标卫星混合体关节的运动速度。然后针对卫星及空间机器人系统惯性参数均是未知的复杂情况,应用上述模型、神经网络控制理论和Lyapunov稳定性理论,设计了空间机器人与卫星混合体在捕获过程碰撞冲击影响下稳定运动的高斯径向基函数神经网络控制方案,以达到对捕获卫星的有效控制。此外,高斯径向基函数神经网络控制方案具有不需要测量和反馈载体位置、移动速度与加速度的显著优点。系统数值仿真证实了上述控制方案的有效性。     

大尺度空间薄膜地面振动试验网格膜等效理论分析与数值模拟

针对薄膜结构对空气阻力效应敏感、难以进行全尺寸地面动力学验证试验的问题,提出采用网格膜作为矩形膜面的等效结构进行地面动力学验证试验。建立了矩形膜面与网格膜的动力学等效准则,对网格膜的预应力场及结构参数进行了限定。算例数值模拟表明,在该等效准则的约束下,网格膜与矩形膜面具有基本一致的动力学特性。同时,声固耦合仿真验证了网格膜对空气阻力效应不敏感。     

航天员混合现实训练与支持技术研究

基于航天员地面单人便携训练、多人协同操作训练、空间在轨操作辅助支持以及远程协同支持等工程任务需要,开展混合现实训练与支持技术研究。设计了航天员混合现实训练与支持的工程实现总体技术框架,针对航天员地面训练环境、在轨任务环境以及远程支持环境等特殊因素,对混合现实头盔头部位姿实时估计技术、多人协同操作技术以及远程支持场景匹配等关键技术进行研究。试验验证和航天员体验表明,技术方法有效、用户体验良好,满足空间站航天员地面与长期在轨典型性训练和支持任务需求,提高了训练支持质量和效率。     

微型氙气供给模块性能研究及在轨应用

传统氙气供给系统由于系统复杂、重量体积大、价格昂贵、生产周期长等劣势,已无法适应低轨互联网卫星星座对低功率霍尔电推进系统的轻质化、低成本及快速研制的发展要求。本文提出一种基于复杂流体通道先进成型和微型化流体控制部件相结合的Bang-Bang控制型微型氙气供给模块,对其结构组成和工作原理进行了介绍。基于Matlab与AMESim联合仿真方式搭建了其系统动态仿真模型,并采用Peng-Robinson方程考虑了氙气的超临界特性,对其Bang-Bang压力控制特性进行仿真研究。对微型氙气供给模块与600W霍尔推力器的在轨数据进行了分析,产品在轨工作稳定,在轨数据与仿真结果相吻合。     

低轨载人航天器原子氧环境仿真分析技术

原子氧是影响低地球轨道航天器在轨性能的重要空间环境因素之一,其氧化性对航天器表面材料及舱外组件造成损伤,严重影响航天器在轨寿命。针对此问题提出了一种原子氧仿真分析方法,以此对长期低轨运行的载人航天器模型在轨期间表面遭受到的原子氧累积通量进行分析,仿真结果与NASA实测飞行数据比较,二者吻合很好。本仿真计算方法可用于低轨飞行器原子氧防护设计,仿真结果可作为试验依据。     

重力对空间机构运动行为影响研究综述

随着航天技术的发展,各种空间机构的使用将越来越普遍。任何空间机构在设计、装调和使用上,必然会遇到重力及其释放条件下运动行为差异的问题。因此有必要对重力对空间机构运动行为的影响进行研究。针对此背景,从采用落塔、抛物线飞行和空间站在轨飞行试验等方面介绍了国外在进行空间机构定位精度、电机驱动电流、摩擦参数等方面获得的空间与地面实验数据对比研究成果,并阐述了我国的相关研究进展,指出应采用地面模拟与空间试验相结合的形式,找出空间机构地面装调与空间应用运动学与动力学参数的差异,为空间机构设计提供理论依据。     

空间机械臂地面无应力装配方法研究

空间机械臂在轨工作处于失重状态,各活动关节之间不能因地面装配造成附加力/力矩。为了使地面试验状态与在轨工作状态一致,提出了一种地面无应力装配系统,利用气足悬浮+悬吊的方式实现了产品的柔性装配;在装配过程中通过监视工装上的力传感器受力,结合产品位姿精测结果,按照力控制为主、位置控制为辅的原则进行产品位姿调整,完成了空间机械臂无应力装配。空间机械臂地面试验和在轨验证表明了此无应力装配方法的有效性。     

飞机操纵系统质量不平衡及其动态特性

本文通过两种飞机操纵系统动态特性地面与真实飞行测试结果的比较分析,充分地论述了操纵系统质量不平衡(或配重)对系统和飞机(松杆)的动态特性的严重影响。事实表明,地面模拟试验研究操纵系统特性或与飞机组合的特性时,不考虑质量不平衡(或配重)的作用,可能导致研究结果的极不精确,甚至错误。对被试系统特性提出改善意见。在新机的设计中,利用质量不平衡的有盆效果,设计出性能较好的操纵系统。