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航天器大型柔性太阳翼挠性形变视觉测量优化设计 总被引:1,自引:0,他引:1
《载人航天》2016,(6)
精确辨识出太阳翼的挠性参数有助于修正太阳翼动力学模型,为航天器控制系统的优化设计提供依据。基于非接触方式的在轨双目视觉测量可以最大程度保留太阳翼的完整性和功能性。讨论了美国、俄罗斯开展的太阳翼视觉测量在轨试验和标志物选择情况,针对未来航天器大型柔性太阳翼形变的在轨测量需求,设计了一种兼顾大视场和高精度的两组双目相机测量方案,给出了一种快速、高可靠地目标点检测和匹配算法,仿真结果表明该算法可有效提高测量精度。针对阴影区中不同照明条件下的标志点尺寸和材料的选择进行了试验研究,为在轨验证提供了依据。最后分析了不同观测角度时目标点的测量误差。 相似文献
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《载人航天》2020,(4)
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。 相似文献
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柔性太阳翼在轨热分析 总被引:1,自引:0,他引:1
卫星的太阳电池翼在轨的温度状况对其性能和可靠性有着重要的影响。相比于刚性太阳翼,柔性太阳翼有着质量轻,综合性能好,结构也较简单等优点。在考虑了地球红外辐射,地球的太阳反照,太阳辐射加热的前提下,以柔性太阳翼为研究对象,利用I-DEAS TMG建立2种太阳电池有限元模型,分析了柔性太阳翼厚度方向的温差,以及不同太阳高度和工作状态对其在轨温度场的影响。分析结果表明,当飞行器绕轨道飞行进入第2个周期后,太阳电池温度场呈现周期变化特性;柔性太阳翼正反两面温度几乎一致,不会因为厚度方向的温差引起热应力;0°太阳高度角分流状态太阳电池温度最高,温度变化最为剧烈;66°太阳高度角工作状态,太阳电池的温度最低,温度变化最为缓慢;电池板面内温差极小。 相似文献
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以锂离子电池为载体的电源系统为航天器稳定、可靠运行提供了一种有效
的方式。通过多个电池单体的并联可扩大电池系统容量,即并联型电池系统。针对锂离
子并联型电池系统的工作特性,因电池单体性能参数不一致而难以被准确表征的问题,
分析各电池单体性能参数与电池系统性能参数的扩展关系及并联电路工作特性,提出一
种基于SOC 补偿器的并联型电池系统等效电路模型;在Matlab/Simulink 环境下搭建电池
系统仿真平台,通过仿真结果与实验数据对比分析验证所提出模型的准确性。 相似文献
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一种微型航天器对接机构的设计研究 总被引:1,自引:0,他引:1
《载人航天》2016,(1)
针对立方星级别的微型航天器在轨对接任务,提出了一种通用对接机构的设计方案。方案采用捕获连接功能一体化设计,利用连接构件在对接靠近阶段形成捕获对接通道,提高了对接初始姿态偏差适应能力和相对姿态校正能力,并引入电磁力辅助对接过程。利用ADAMS软件对对接过程进行动力学仿真分析,结果表明,该设计方案能够实现可靠捕获和连接,完成两微型航天器的对接。 相似文献
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研究了基于PMAC的三自由度并联打磨机器人,根据加工对象提出一种新的轨迹规划方法,该方法通过软件adams的逆向仿真实现原动件的轨迹规划。最后通过对并联机器人的运动学仿真,并做出误差分析,根据仿真结果说明这种方法对于并联机器人的可行性。 相似文献
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GPS动态相对导航用于航天器交会对接的研究及其OTF解算方法 总被引:2,自引:0,他引:2
根据GPS动态相对导航在航天器空间交会对接中应用的优势,以及航天器空间对接各阶段的不同精度要求设计了具体的动态相对导航方案;并且认为在相对导航过程中,可以进行测相整周模糊度的OTF解算,以提高交会对接测量的精度,并通过仿真计算,对结论进行了验证。 相似文献
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《航空学报》2015,(9)
针对姿轨控系统已经失效的目标航天器姿态控制问题,提出一种空间机器人抓捕目标后姿态接管控制方法。该方法首先利用空间机器人抓捕目标航天器,并保持在固定构型形成组合航天器;其次确定参数突变后组合航天器新的惯量主轴、主惯量和控制力矩分配矩阵;然后在状态空间建立组合航天器的非线性误差姿态动力学;最后采用-α稳定度设计方法来设计服务航天器的SDRE姿态接管控制器,并通过θ-D求解方法得到SDRE控制器的次最优控制律,实现服务航天器对目标航天器的姿态接管控制。仿真结果表明,相比传统的SDRE控制器设计,基于-α稳定度设计的SDRE控制器能够使得系统闭环极点远离虚轴,θ-D求解方法可以降低计算量,因此具有更好的稳定性和实时性。 相似文献
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太阳翼系统是卫星的重要组成部分,其故障可能导致卫星无法正常运行,保证卫星太阳翼机构的可靠性具有重要意义。为了实现折叠展开机构的可靠性优化设计,首先,介绍卫星太阳翼机构的重要性及其可靠性的研究现状,提出基于可靠性安全系数的卫星太阳翼展开可靠性分析方法;其次,研究基于可靠性安全系数的概念,并推导其表达式;最后,以某型卫星太阳翼机构参数为例进行展开运动分析计算,验证所提方法的合理性和可行性。该方法可为卫星太阳翼机构及其他类似机构的可靠性设计提供有益参考。 相似文献
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采用高电压太阳电池阵供电系统的低轨道(LEO)大型航天器会收集周围空间环境电子电流,使其被充电到较高的负电位,从而对航天器交会对接和航天员出舱产生严重的危害,因此对这种航天器表面电位进行主动控制可有效降低航天器运行风险和保障航天员安全。采用地面模拟试验的方法,利用空心阴极等离子体接触器发射电子的手段,模拟太空环境下对带负电航天器表面电位进行有效控制。研究结果表明,最小工质流率大于4.0 sccm时空心阴极发射的电子电流可以抵消航天器吸收的电子电流,实现航天器电位的自适应控制,将航天器表面电位钳制在20 V之内;且随着氙气流率的增加,钳位电压会更小。这一方法将有效避免航天员出舱活动和航天器交会对接时的放电危险,对中国航天器带电效应防护具有很重要的意义。 相似文献
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