空间对接机构结构锁的优化设计

结构锁是实现两航天器空间对接的机电装置.本文在分析结构锁的5种机构方案优缺点基础上,通过优化比较选择了结构简单、自锁可靠的偏心轮加凸轮机构;然后对其在摆正阶段和拉紧阶段进行参数优化,其中在拉紧阶段又分别以负载最大扭矩最小、消耗最大功率最小和动作时间最短3个目标对偏心轮方案的结构锁参数进行了优化设计.结果证明: 经过优化的方案消耗能量最少.      

航天器扫描镜成像位置误差补偿技术

研究地球静止轨道航天器两自由度扫描镜成像位置误差补偿问题,即通过对扫描角的补偿,使光轴在地球表面的成像点位置与标称位置相同,消除探测区域的位置偏差.在考虑扫描镜法线偏移、姿态偏差以及轨道误差条件下,推导了光轴成像点的地心经纬度计算公式.给出了上述3类误差的具体描述方式,并分析了各种误差对光轴成像点位置的影响关系.基于角度误差的小量假设条件,给出了扫描镜的步进角/扫描角补偿量的显式算法.针对法线偏移信息一般难以准确测量的问题,提出了一种利用扫描镜在特定工作模式下的光轴惯性空间定向能力和法线偏移的长周期特性对其进行估计的方法.仿真结果表明,所提出的补偿方案和算法能够显著提高成像点位置精度.     

基于多体分析的对接机构结构锁动力学仿真研究

分析了周边式空间对接机构结构锁的执行机构的特点，以及运用现有动力学分析软件解决此问题的困难；继而采用多体动力学建模方法，建立了结构锁执行机构的动力学模型，并针对本模型的特殊性采用了变步长的广义坐标分块求解算法；最后通过求解模型得到了机构的动力学特性曲线，证明了滚珠丝杆和弹簧复合机构作为结构锁执行部件是可行的．     

空间站柔性机械臂辅助舱段对接动力学分析

为验证空间站柔性机械臂系统在有初始位置、姿态误差的情况下能否成功完成辅助舱段对接任务,文章建立了空间站柔性机械臂辅助舱段对接动力学模型,模型考虑了对接机构的接触碰撞,依据关节精细动力学模型、力矩控制方法和阻抗控制程序进行了空间柔性机械臂辅助舱段对接过程仿真。仿真结果表明,当关节输出端位置测量精度为17位时,依靠阻抗控制的方法,空间柔性机械臂在主动舱存在最大位置误差150mm,最大姿态误差2.5°的情况下仍能完成对接;对接成功后,空间柔性机械臂系统控制力迅速下降,仍然能较好地保持构型,不会影响对接舱段的安全。     

非合作目标拖拉式对接机构设计与分析

针对非合作目标对接技术的要求和特点,提出了一种以卫星远地点喷管为对接接口的非合作目标拖拉式对接机构方案。设计了拖拉式对接机构的具体结构并建立其三维CAD模型,根据此模型,对机构进行了包络范围的求解;使用ADAMS软件对机构进行了动力学仿真,分析了对接过程中目标星与机械臂的动态特性,分析了对接过程中捕获力与关节受力情况。计算与仿真结果表明,提出的对接机构能够对目标进行有效、可靠的对接捕获,碰撞接触力小于280N,不会造成本体及目标的破坏。与以往对接机构相比,此拖拉式对接机构具有结构简单、可靠性高、捕获范围大、控制方法简单等优点,且机构受力合理,适合作为空间非合作目标对接的捕获装置。     

空间非合作目标交会对接影像测量自适应处理

分析了空间非合作目标影像测量及特征点提取机理,根据对接中特征点识别噪声不确定和空间摄动引起的模型误差,对传统滤波方法进行改进;通过量测更新后的新息数据对量测噪声量级进行估计,同时采用渐消自适应方法对模型误差进行处理,增进滤波效果;设计了针对空间非合作目标对接段的滤波器,能够提供对接段相对位置、速度、姿态角及角速率估计信息。仿真结果表明,提出的改进滤波算法能够在测量噪声不确定和模型误差条件下达到较好效果。     

航天器对接六维试验台内装式重力平衡技术

为试验台主动对接环的重力平衡,研究了一种响应速度快、平衡力精度高,装在对接机构内部,适应高、低温环境的内装式重力平衡装置.介绍了有关技术:主动环实现三轴转动的球铰吊装机构;能够高速度、高精度地提供重力平衡力,并能实现自动随主动环上、下运动的智能型重力平衡技术;保证平衡器随主动环随动的轮轨式二维平动技术,经轻量化设计,其摩擦阻力和惯性阻力很小,并对轮/轨式方案进行了试验,当量摩擦系数仅为0.004 17.预计所研究装置的响应时间小于10 ms,各向失重模拟误差一般为1%~2%.      

基于交会对接CCD光学成像敏感器的双目测量算法

在空间交会对接近距离逼近阶段,CCD光学成像敏感器作为相对导航信息获取的主要测量敏感器,其测量性能直接关系到空间交会对接能否成功.针对适用于空间交会对接过程中CCD光学成像敏感器的双目测量算法展开研究,推导了基于主像机坐标系的双目测量算法计算公式,并重点对其抗干扰能力进行研究,最后对该双目测量算法进行了仿真分析并给出了仿真结果.     

月球轨道交会对接航天器相对状态误差分析

为分析同波束干涉测量这一高精度相对测角技术对月球交会对接两个航天器的相对位置、速度(状态)影响,文章根据协方差分析理论及各测量量的模型,推导测量量关于相对状态量的信息矩阵,建立了相对状态误差协方差模型;结合月球轨道交会对接仿真轨道,开展测量误差对两个航天器的相对状态误差影响协方差分析。结果表明,在当前测量误差条件下,相对位置、速度误差分别达到米级和厘米每秒级。在分析相对状态误差影响因子的基础上,重点对同波束干涉测量差分相时延整周模糊误差及时延率误差对相对状态影响进行了分析,结果表明整周模糊度误差对相对位置误差影响显著,时延率误差对相对速度误差影响显著。     

基于硬件锁存技术的卫星控制系统高精度时统设计

针对测绘卫星对控制系统时统精度的要求,在目前卫星各种时统设计基础上,提出了一种基于硬件锁存技术的控制系统时统方案,该方案通过快速锁存、事后处理的原则,提高了时统精度.在给出星敏感器和陀螺时标处理算法的基础上,对时标误差进行了分析,并通过试验进行了验证.     

考虑壁板单向压紧制孔瞬时回弹的压紧力优化

飞机大部件对接自动化制孔采用蒙皮侧单向压紧制孔技术,而由于在常见的自动化制孔系统中叠层材料被钻透的瞬间产生瞬时回弹,对制孔设备和加工质量等方面造成严重的影响,针对该问题进行机身蒙皮侧制孔压紧力优化分析。通过有限元分析方法进行制孔过程的模拟仿真,根据不同环境下的回弹现象,确定压紧力优化分析方案,综合考虑接触间隙、瞬时回弹和制孔刚性的影响,进行多目标优化分析,从而得到最优的压紧力工艺参数。计算结果表明,在飞机常见框间对接段自动化钻孔中,采用轴向力为150 N的麻花钻时压紧力的最优解为314.54 N,采用轴向力为100 N的自动化一体钻时压紧力的最优解为362.73 N。通过现场试验,压紧力最优解满足生产要求,实际最优压紧力低于最优解不超过20 N,因此考虑不同加工环境等因素构建合理的工艺参数选定范围。      

一种用于纳型卫星在轨分离释放装置的设计

针对纳型卫星分离载荷的在轨分离释放需求,给出弹簧式分离释放装置的设计方案,解决国际上的商用现货产品不适用于这种非标准质量体积比的纳型卫星的问题.设计的分离释放装置能承载体积6 U(1 Unit即1 dm3体积),质量10 kg的分离载荷.由设计要求出发,给出包括中心承力构架、分离释放机构和对接环的方案,进行结构模态分析和过载分析.最后给出两两对称分离的在轨分离释放过程.结构设计结果表明该方案能满足一般的运载发射要求.该设计为任务的实施提供了有效可行的解决方案.     

运载火箭气液组合连接器动态自动对接技术

为实现未来重型运载火箭地面组合连接器与箭上接口的自动对接，提高发射准备流程安全性、可靠性，降低人员保障要求，开展了组合连接器自动对接的技术研究及总体策略分析，提出了由检测、智能控制、位姿调整系统组成的技术方案及非接触式检测+主动位姿调整+被动随动的自动对接策略，并开展了组合连接器自动对接试验系统研制，进行了组合连接器自动对接、低温加注、自动分离等全流程试验验证工作。结果表明:自动对接装置检测、智能控制、位姿调整等各项功能正常，自动对接策略准确、可行，解决了大载荷组合连接器在箭上接口大范围、高速运动条件下的自动对接难题，综合跟踪范围达±600 mm，综合跟踪速度达500 mm/s，各综合工况下完成自动对接时间约为3~5 min。      

高速气膜镶装式浮环密封的开启特性

针对应用于航空发动机的高速气膜镶装式浮环密封, 探究密封在不同结构参数、启动方式、材料结合等多因素下的开启性能。建立镶装环-石墨环-跑道的固体域模型和气膜流体域模型, 得到了工作气膜厚度、气膜流场压力分布;计算密封受力, 得到了密封上浮力、闭合力和开启转速等密封开启性能参数。分析镶装环与石墨环的厚度比和宽度比、镶装环-石墨环配对材料、镶装环-跑道配对材料等因素对密封开启转速的影响。搭建浮环密封试验台和浮环位移监测系统, 通过试验验证了数值模拟结果。研究结果表明:浮环的镶装结构能有效改善升温时石墨环与跑道间隙减小而导致密封失效的问题;镶装环材料是影响密封开启性能的敏感参数, 密封开启性能随材料线膨胀系数的升高而快速降低;镶装环与跑道的材料配对情况是影响密封开启性能的重要因素, 镶装环与跑道材料相同时, 石墨环与跑道处于“恒间隙”状态, 在复杂温度工况下密封的开启性能更加稳定;不同的工作机组启动方式对密封开启性能影响较大, 发动机采用将转速增加至工况转速再增压的启动方式时密封开启性能最好;浮环密封在高转速、高压力工况下因转速、压力变化产生的密封扰动值更大, 浮环密封应避免在较高压力和转速下长时间调节工况参数。研究结果为航空发动机镶装式浮环密封的结构设计、材料选用、系统设计的研究提供了参考。      

用于空间站的四重冗余对接控制系统设计

针对空间站所处太空环境的特殊性、对接机构对空间站正常运行的重要性,以及对航天器可靠性要求日益增加的问题,提出在对接控制系统中增加可靠性设计,实现整个机构的高质量、平稳运转。在完成正常控制功能的基础上,在系统中采用了四重冗余的工作机制,包括主备机双热备份、自动/手动控制模式切换、自动控制关闭指令双线发送和工作模式的三取二判断,对四重冗余设计的具体判断流程进行了详细的解释。对控制系统软件进行仿真验证,结果表明：本方法设计的对接控制系统具有高可靠性和故障容错能力。     

Pose measurement and motion estimation of non-cooperative satellite based on spatial circle feature

Malfunctioned satellites have seriously threatened orbital safety, and the capture of these satellites is of great significance. The pose measurement and the motion estimation of the tumbling satellite is the premise of capture. In this paper, the docking ring of the satellite is identified, which is equivalent to a spatial circle. Combined with the nozzle feature, the pose duality of the spatial circle can be eliminated. And the measurement accuracy is improved by minimizing the reprojection error of the docking ring and the nozzle. Due to the symmetry of the docking ring, the measured pose has only five degrees of freedom, losing the degree of freedom of rotation around the normal vector. In the motion estimation algorithm, the observability of the tumbling motion is firstly analyzed, then an error-state Kalman filter with inertia ratio constraints is designed. To improve the convergence speed and stability of the filter, a rough estimation algorithm of filter initial value based on linear term extraction and particle swarm optimization is proposed. The effectiveness of the pose measurement and motion estimation method is verified by simulations.     

动力调谐陀螺安装倾斜角引起的误差分析

在动力调谐陀螺的装配过程中陀螺和平衡环的中心轴总是不可能完全与驱动轴轴线重合,因此存在一定的安装倾斜角.通过对转子和平衡环的受力分析及陀螺的运动状态分析,并利用理论力学知识,建立了在考虑陀螺与平衡环安装倾斜角和陀螺壳体具有加速度和角速度条件下的运动方程,得到了安装倾斜角造成的干扰力矩表达式,并进行了讨论.分析结果表明:陀螺及平衡环的安装倾斜角对动力调谐陀螺的调谐条件有影响,此干扰力矩与壳体的运动状态无关而与力矩器对转子的作用力有关.因此,在装配中应尽量做到陀螺、平衡环及驱动轴的轴线重合,以便减小对动力调谐陀螺的调谐条件的影响.      

空间对接机构碰撞试验系统的开发研究

为研究空间对接机构在对接过程中的碰撞现象,研制了碰撞试验系统.探讨了试验系统方案;依据Hertz弹性接触理论,仿真计算了加速度频率特性,确定了加速度传感器的选择原则;利用该系统开展了低速碰撞试验.试验结果表明,该系统能够满足测量对接碰撞力的要求.      

捆绑火箭气动载荷分布不确定性分析

针对带捆绑火箭气动载荷分布受飞行状态及本身外形参数变化影响存在波动的现象,提出了依据多项式混沌理论对捆绑火箭气动载荷分布特征进行全局灵敏度分析及不确定性量化的方法,并以两助推构型火箭为例对所提方法进行验证。首先,提出了捆绑火箭气动载荷分布不确定性分析的方法,并给出仿真分析流程。其次,以两助推构型火箭为例对所提方法进行验证,建立火箭气动外形参数化模型,验证气动特性分析结果。最后,对该模型开展影响因素灵敏度分析及载荷分布不确定性分析,得到了不同因素的影响程度,以及气动轴力和法向力的不确定性分布形式,分析了流场流动情况及气动载荷波动的主要原因。分析结果为捆绑火箭气动载荷波动控制提供了一定参考,通过定量描述气动载荷分布不确定性,可以有效降低安全系数冗余,为开展精确结构设计提供依据。