可重复使用运载器K—1的回收系统设计概况

文章介绍了可重使用运载器K-1实现软着陆回收系统设计概况，并利用当前可重复使用运载器技术发展的观点，介绍K-1回收系统的主要组成概况。     

国外航天回收技术和航天救生技术近况

本文简略地回顾了近10年国外航天回收技术和救生技术的研究方向和重点。航天回收技术的研究重点由常规伞系统转向了研制大型冲压翼伞。而航天救生技术的研究重点是空间站的救生问题,其主要任务是发展高性能的空间救生艇。文中也叙述了运载火箭的回收问题和返回舱的使用问题。     

基于FPGA的高性能回收控制器的设计与实现

针对中国新一代载人飞船对回收着陆系统的高可靠、高实时、不可逆、一次成功等要求,为了使回收分系统控制单元在复杂控制模式下高精确完成弹减速伞、弹主伞、抛防热大底、着陆缓冲控制等相关的动作,设计了以现场可编程门阵列（Field Programmable Gate Array,FPGA）为核心处理器装置的控制单元,实现了对航天器的现有减速与缓冲装置的可靠、精确地控制。该控制器采用三模冗余（Three Mode Redundancy,TMR）控制策略,程序上采取了复杂状态机等并行执行的控制逻辑,系统上采取了3个分时启动电路,输出上采取了具有自反馈校正的同步校验信号系统。在满足产品上电浪涌电流的同时,以三取二方式有效的输出规定脉宽时序的指令信号,满足了后一级执行机构的动作需求。实物产品飞行试验验证结果显示,回收控制器启动特性、指令时间、响应性能均满足航天器现有减速与缓冲装置要求,可为同类型其他设计提供一定的借鉴和参考。     

可重复使用运载器K-1的回收系统设计概况

文章介绍了可重使用运载器K-1实现软着陆回收系统设计概况,并利用当前可重复使用运载器技术发展的观点,介绍K-1回收系统的主要组成概况。     

基于翼伞回收助推器的遥控遥测系统设计

遥控遥测系统是翼伞回收助推器的重要组成部分,翼伞定点回收必须在回收过程中实时掌握助推器的各类遥测参数,通过遥测参数判定翼伞的飞行状态是否健康,一旦出现偏航可以通过遥控手段实时调整飞行姿态.文章介绍了一种能够实现实时采集助推器运动状态,并可以根据遥测数据对系统状态进行观察、判断,决定并执行控制权在箭上和地面自由切换的遥控...     

基于回收测试数据特点的判读方案设计与实现

为解决载人航天器综合测试回收着陆分系统测试数据复杂、人工判读量大的问题,设计并实现了一种回收测试数据自动判读方法。该方法针对回收参数和测试数据的特点,在自动化测试软件中编写判读判据,测试计算机依据编写好的判据规则,实时监视和分析测试数据,自动进行数据的判读并给出判读结果,对异常数据进行提示和报警,实现对回收着陆分系统参数和测试数据的自动判读。通过回放测试历史数据和编写测试用例两种方式验证以及实际工程应用表明,该判读方法不仅能够减轻人工判读负担,而且在捕捉参数跳变和异常抖动等问题上具有很好效果,为进一步提高载人航天器回收着陆分系统测试准确性和有效性提供经验和借鉴。     

基于闭环解析解的可重复使用运载器轨迹在线生成方法

The relationships between path constraints such as heating rate, dynamic pressure and aerodynamic load and velocity during entry flight are analyzed in  r-V  plane for an entry vehicle with mediate high lift to drag ratio. Through derivation and integration, a unified formula for path constraints is obtained in  r-V  plane. Based on the unified formula and several characteristics an analytical solution is obtained,and an online trajectory generation method is developed. In the method, the coupled longitudinal and lateral motion is considered, and can make the best use of flight capability and satisfy path constraints. Trajectory generation cases with different flight mission and downranges are tested. Simulation results demonstrate the capability and efficiency of the trajectory planning method in dealing with path constraints.     

垂直回收火箭可伸缩着陆腿展开的动力学仿真分析

可伸缩着陆腿是实现运载火箭垂直回收的有效途径。相比于着陆过程,火箭着陆腿展开过程涉及的动力学问题更值得特别关注。根据多体动力学方法建立可伸缩着陆腿的虚拟样机模型,针对展开过程开展仿真分析,研究了支腿结构柔性、腿节滑移摩擦力、气动罩气动力及过载等因素对展开时长和展开到位角速度两个关键展开特性指标的影响。结果表明,结构柔性对展开特性影响可忽略,过载对展开特性的影响最大,其次是气动罩气动力和腿节摩擦力。相关研究结果可为用于火箭垂直回收的可伸缩式着陆腿设计提供参考。     

基于主动排气气囊的着陆缓冲控制系统FPGA设计

主动排气气囊能够保证航天器着陆的稳定性,为了能够精准的控制多气囊差异式排气,文章介绍了一种能够实现该控制功能的现场可编程逻辑门阵列(FPGA)软件系统,其运行于XQR2V1000-4BG575R FPGA上,能够实现对AD采样芯片TLC2543进行驱动和控制、多通道过载数据采集,基于串行滤波器的数据处理、分布式过载判断控制气囊排气等功能。该系统基于FPGA高速多任务并行处理与调度、实时处理多通道数据采集运算,解决了快速响应着陆缓冲控制问题,使着陆缓冲系统能够精确按照舱体实时过载进行差异式主动排气控制,以保证系统工作可靠性和航天器着陆稳定性。该设计通过了系统和专项试验验证,表明了基于主动排气气囊的着陆缓冲控制系统FPGA设计能够保证航天器以规定速度和过载安全着陆地面。     

基于热电制冷的某舱外载荷两级控温设计

在某层叠式舱外载荷热控设计中,为同时满足整机散热以及部分模块组件高精度高稳定度温度控制需求,提出一种基于热电制冷（TEC）在上层模块侧壁营造相对较低温度环境（一级温控）,再结合薄膜式电加热器对上层模块内部组件进行高温度稳定度控温（二级控温）的热控设计方案。该方案通过建立并有效控制上层模块与冷板之间唯一的传热路径,在实现上层模块高效散热的同时保证其内部约束点温度的高稳定性。通过仿真分析和热平衡试验对该热控方案进行验证,结果表明：当冷板来流温度在±5 ℃/90 min波动时,一级控温实现约束点温度波动小于±0.3 ℃/90 min,二级控温实现约束点温度波动小于±0.1 ℃/90 min,所有约束点温度满足指标要求。     

针对可重复使用和重复起动应用而对俄罗斯NK—33火箭发动机进行的改进和验证试验

Aerojet 公司得到俄罗斯登月计划使用的已经飞行验证的液体火箭发动机后,用现代仪器和控制把它改进成可重复使用和重复起动发动机,并用热试车验证了这些改进项目。NK—33液氧/煤油发动机是 Samara 州科学和生产企业“TRUD”(现称为N.D.Kuznetsov Samara 科学技术公司)为苏维埃 N—1运载器设计制造的。该补燃发动机产生的高压(14.54MPa 的室压)和高性能(真空比冲为3246m/s)是西方的烃类发动机从来也没有实现过的。Aerojet 公司引进了36台 NK—33发动机、9台 NK—43发动机(N.D.Kuznetsov SSTC 同一发动机在上面级的翻版)。NK—33发动机改进后将首先用于 Kistler K—1运载器。改进项目有:用电磁阎替换火药起动阀;替换推力和混合比控制用的机电起动阀;重新设计吹除供给系统;更换涡轮泵起旋和主燃烧室点火器的固体推进剂;为增加万向节和推力矢量控制架而重新设计更换机架。增加阀、火药起动器和管路以重新起动发动机,更换设备和电缆束。Aerojet 对该发动机进行了成功的热试车,以验证新部件和结构,并开始研究可重复使用 Kistler 运载器上的发动机耐用性。本文描述了对原始俄罗斯发动机的改进项目,报道了至今为止的试验结果。     

基于航天信息系统云平台的可授权数据安全共享研究

本文提出一种基于航天信息系统云平台的可授权数据安全共享方法。通过设计支持多     

基于FPGA的半硬回收数据采集存储系统设计

文章介绍了基于FPGA的半硬回收数据采集存储系统的多片A/D数据编码技术、有限硬件资源下的大容量Flash读写技术、USB接口设计。利用VHDL语言和QuartusⅡ7.1软件完成了系统设计及软件仿真。实验表明:所设计的系统实现了16通道10 kHz的数据采样和存储,与计算机接口数据传输速率达8 Mbit/s,系统运行稳定可靠。     

可重复使用航天器基于状态估计的再入飞行滑模控制器设计研究

给出了一种可重复使用航天器再入飞行鲁棒控制方法。在给定可用制导指令和干扰、不确定性的上界条件下，综合利用快慢双回路连续滑模控制方法，生成包括气动舵面和反推力控制系统（RCS）发动机的控制指令，得到了在建模误差和外界干扰存在的情况下拥有高精度、鲁棒性和解耦特性的气动角和姿态角速率跟踪结果。滑模控制抖振抑制逻辑利用李亚普诺夫方法，构筑滑模干扰观测器，并依据自适应增益调节思想，有效消除了控制抖振，保证了工程实际应用的能力。以某型可重复使用航天器为例，在考虑到模型不确定性、风扰以及测量噪声的情况下．通过不同的控制律设计结果对比表明，该方法高效、可靠。     

基于双四杆机构的可重复自动锁紧解锁装置

针对梦天实验舱对接、转位等工况,对日定向转动关节在轨多次锁紧解锁的需求,采用双四杆机构、自适应末端效应器等,设计一款可重复自动锁紧解锁装置。为了验证该锁紧解锁装置,利用研制产品,展开真空高温、真空低温、大气环境等多种状态下的锁紧解锁试验。结果表明:该机构可实现多种状态下的可重复自动锁紧解锁功能;在28 V直流工作电压下,锁紧动作执行时间为17.09~17.15 s,解锁动作执行时间为16.51~16.89 s。该机构具有高可靠、全角度、在轨可重复锁紧解锁等优点,在航天器锁紧解锁方面具有较大的工程应用潜力。     

基于动态库的星载软件可重构设计与实现

针对卫星在轨运行、长期处于无人值守状态,主要依靠星载软件的安全性和可靠性来保证整星任务的稳定工作.复杂多变的空间环境可能会引起星载器件的异常变化,从而导致星载软件异常,甚至发生软件"衰老".本文在分析现有可重构方案基础上,提出了一种利用动态库的静态链接方式实现在轨可重构的方案,针对存在软件缺陷,或者需要功能升级和拓展的...     

基于双二体假设的载人登月自由返回轨道特性分析及设计

载人登月轨道设计是载人登月任务的基础。首先分析自由返回轨道在载人登月轨道设计中 的基础性作用;然后,给出双二体假设下自由返回轨道的计算模型;在此基础上,对自由返 回轨道的飞行时间、轨道倾角、近月距和轨道拼接点分布等参数进行特性分析。最后,给出 基于双二体假设的轨道初步设计流程和设计实例,仿真结果验证了本文提出方法的有效性。
     

基于可观测性和可靠性的传感器分布优化设计

为了解决航天器的故障检测的传感器分布的设计问题,本文提出一种描述系统故障的有向图模型,针对该模型,给出了基于可观测性和可靠性的传感器分布的设计问题的描述,并提出了优化设计的思想。根据该思想给出了传感器分布优化设计方案,该方案考虑了故障的可观测性和故障检测的可靠性问题,还有传感器安置成本的约束问题,并采用了贪婪启发式算法实现了该方案。该方案应用到某卫星一次电源系统,仿真算例的结果表明该方案满足了可观测性和可靠性的要求,通过与其它设计方案对比,该方案能够快速提高系统的可靠性,更适合系统设计的需要。
     

基于高光谱和LiDAR的黄河口湿地植被分类方法

利用无人机（Unmanned Aerial Vehicle, UAV）高光谱影像（Hyper-spectral Imaging, HSI）和激光雷达（Light Detection and Ranging, LiDAR）数据开展黄河口湿地植被分类方法研究。由于高空间分辨率HSI光谱变异性强,以及LiDAR点云密度不均匀,分类结果呈现出“椒盐”现象。为了解决这些问题,本文提出了一种结合空谱特征融合和通道注意力机制的双分支卷积神经网络（SSF-C-DBCNN）。光谱注意力机制通过为每个波段分配不同的权重来减少光谱变异性的影响。空间注意力机制侧重于学习和强调特征表达能力强的密集点云区域空间信息,从而减轻LiDAR点云密度不均匀对结果的影响。最后,在双分支融合特征后引入通道注意力机制来提取更深层次的特征。利用UAV采集的HSI和LiDAR数据进行实验验证,结果表明,本文提出方法的性能优于随机森林和五种深度学习方法,分类结果更为贴合实际土地覆盖,有效地抑制了“椒盐”现象。