基于可靠性安全系数的折叠展开机构可靠性分析

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。     

面向未来的微纳卫星测控管理

针对如何根据微纳卫星的技术状态与测控需求特点,以建立对多目标、多体制下卫星的测控管理模式的问题,从系统规划、设备研制、测控网建设等方面进行了有益的研究与分析。主要从卫星使用频率、占用轨道等空间资源的合理分配方面着手,提出了适宜微纳卫星应用与发展的频率和轨道选用建议。再根据微纳卫星的技术特点,提出了采用符合CCSDS(Consultative Committee for Space Data Systems,空间数据系统咨询委员会)规程的数据格式的建议。同时,针对在轨管理,还提出了利用国内外现有有效测控资源的联网合作与商业运作的管理方式。这些观点,有可能对我国微纳卫星进行高效、可靠的测控管理提供借鉴参考。     

低轨微纳卫星全磁自主导航算法研究

针对低轨微纳卫星体积小、功耗低的设计约束,提出了基于低轨地磁的定轨/定姿全磁自主导航算法.该算法仅利用三轴磁强计测量值和卫星动力学方程建立Kalman滤波器,实现了低轨微纳卫星的全自主轨道确定和姿态测量,理论仿真结果表明,该全磁导航算法精度能够满足低轨微纳卫星的一般要求.利用高精度地磁模拟器搭建了微纳卫星全磁自主导航地面仿真验证系统,对算法进行了全物理仿真测试和实验误差分析,进一步验证了全磁自主导航算法的可行性,为低轨微纳卫星提供了一种低成本、高自主、高可靠性的导航方法.     

耐150 ℃太阳翼基板结构胶黏剂性能研究

介绍了一种J-159结构胶黏剂,用于太阳翼基板结构的板-芯胶接,重点进行了胶黏剂的力学性能、真空挥发性能、耐辐照性能研究,同时开展了典型件的制备及热真空循环试验。结果表明,J-159胶黏剂在150℃下各项力学性能保持率均56%,远高于常用的J-47胶黏剂,具有很好的耐高温性能。同时,真空挥发性能和耐带电粒子辐照性能满足航天器空间应用要求,制备的典型件在-105～+150℃热真空循环试验后,外观质量、胶接质量及其他性能均符合指标要求,能够满足卫星太阳翼基板耐150℃及以下空间环境的使用需求。     

采用冗余驱动提高并联机床精度的研究

 由于并联机构铰链间隙的存在,使并联机构的实际精度和刚性明显减小。本文论述了采用冗余驱动技术改善并联机构精度的研究。首先分析了可以将铰链间隙对并联机构运动误差的影响转化为杆长偏差对机构误差的影响;然后通过分析得出 :由于铰链间隙的影响,并联机构运动空间是空间几个球环的交集,采用数值法,利用球坐标数值积分求出误差空间的体积大小;最后对具有相同结构参数的非冗余和具有冗余驱动的两种并联机构,在同样的工作空间内分别计算了误差分布,得出采用冗余驱动技术可以有效减小因铰链间隙而引起的并联机构运动误差的结论。     

微细电火花加工微驱动机构设计

分析了柔性铰链及压电陶瓷的原理和特点,指出了压电陶瓷-柔性铰链机构在微进给中具有高响应频率、高精度和无间隙等优点,满足微细电火花加工的要求。并将压电陶瓷与整体式柔性铰链相结合,设计出一种压电驱动蠕动式微进给机构。     

基于固体工质的空间微推进技术研究进展

采用固体工质的微推力器具备结构简单、可靠性高、成本低的优点，是最适合微纳卫星的动力装置之一。固体微推进技术可分为微电推进和微化学推进两大类。本文介绍了五种典型固体微推力器的工作原理，包括微脉冲等离子体推力器、真空弧推力器、电控固体微推力器、激光微推力器、固体阵列微推力器，系统梳理了它们的发展历程，总结了其最新的研究进展和应用现状。在此基础上，对固体微推进技术的发展方向进行了展望，以期为微纳卫星动力系统的研发与优选提供参考。     

微阴极电弧推力器的设计与试验

微阴极电弧推力器具有体积小、重量轻、功耗低、比冲高等优点,是微纳卫星空间推进的理想选择。为了研究其关键特性以及基本性能,设计了一套环形微阴极电弧推力器样机,包括推力器本体和功率处理单元。高速摄影对推力器点火的观测验证了磁场存在时阴极斑点的旋转,并获得了阴极斑点旋转速度与磁场强度的关系。通过飞行时间法、打靶法分别对离子速度、元冲量进行了测量,测量结果表明:推力器出口离子的轴向平均速度在15~30km/s,没有磁场时,元冲量为0.132μN·s,磁场强度为0.0457T时,达到0.262μN·s,推力器平均推力大小在μN量级。通过研究得到:微阴极电弧推力器烧蚀均匀,性能易于调节,适用于微纳卫星。     

航天器总装过程中基于并联调姿平台的太阳翼数字化对接技术

太阳翼是提供航天器空间电源的主要形式,太阳翼可靠的对接展开锁定是保证其正常在轨工作与准确对日定向的关键。太阳翼对接是航天器总装实施的重要环节。首先简要分析传统太阳翼对接技术;其次,对并联机器人的技术指标、工作模式、适用工况进行分析,指出并联机器人可以满足太阳翼对接精度和工况要求;最后,提出了基于激光跟踪仪的并联机器人太阳翼对接方法。     

适用微纳卫星的便携测控站设计

针对微纳卫星的测控数传需求,利用业务无线电及ISM(Industrial-Scientific-Medical,工业-科学-医疗)频段和设备,设计了适用微纳卫星的便携式测控站,包括ISM和VHF/UHF(Very High Frequency/Ultra High Frequency,甚高频/超高频)2个通道;优选了COTS(Commercial Off The Shelf,商用现货)ISM通信电台和VHF/UHF全模式电台、VHF/UHF八木天线、S频段花瓣式网状抛物面天线等部组件,3副天线共用1个伺服机构;并对ISM和VHF/UHF信道的上/下行链路电平进行估算。结果表明:该多频段多通道便携测控站的设计方案可行性好,效费比高,并已在相关微纳卫星的测控应用中得到验证。     

MSC.ADAMS虚拟仿真在应急门打开机构中的应用

机构的运动是一个伴随诸多因素的复杂过程,采用常规的解析法无法获得较为准确的求解。为了更加真实地分析机构的运转,在某型号应急门打开机构的研发中引入了MSC.ADAMS多体动力学分析平台。首先基于MSC.ADAMS软件虚拟仿真了应急舱门的打开机构,根据适航条例的要求,确定了打开机构驱动系统性能参数;然后通过在虚拟样机上施加机构随机载荷获得机构件的强度优化载荷输入,依据该载荷为打开机构进行强度优化,为飞机研制提供了一套行之有效的方法。     

Correction method of airfoil thickness effect in hinge moment calculation of a folding wing

The influences of airfoil thickness on the aerodynamic loading distribution and the hinge moments of folding wing aircraft are presented in this work. The traditional panel method shows deficiencies in the calculation of folding wing’s hinge moments. Thus, a thickness correction strategy for the aerodynamic model with CFD results is proposed, and an aeroelastic flight simulation platform is constructed based on the secondary development of ADAMS. Based on the platform, the developed aerodynamic model is verified, then the flight-folding process of the folding wing aircraft is simulated, and the influences of airfoil thickness on the results are investigated. Results show that the developed aerodynamic model can effectively describe the thickness effect of the folding wing. Airfoil thickness, which cannot be considered by the panel method, has a great influence on the hinge moments during the folding process, and the thickness correction has great significance in the calculation of folding wing’s hinge moments.     

基于虚拟铰链打开机构的舱门提升机构研究

介绍了民用飞机半堵塞式舱门常用的虚拟铰链打开机构,分析了其工作原理及优缺点。阐述了基于虚拟铰链打开机构的舱门提升机构两种典型方案,包含机构运动原理分析、舱门提升位置锁定方式等内容。在此基础上,给出了一种舱门提升打开联动机构方案,分析了该机构相对典型方案的主要优势,为半堵塞式翻转舱门的打开机构和提升机构设计提供了参考。     

脉冲激光刻蚀作用下冷喷涂沉积过程数值模拟

脉冲激光会烧蚀材料形成表面微纳结构,研究该刻蚀作用下的冷喷涂沉积过程,以提高表面修复质量与效率。首先,结合脉冲激光作用过程与实验观测结果建立了单/多粒子与基板的沉积模型;其次,运用热-结构耦合算法对存在表面微纳结构时的粒子/基板碰撞过程开展数值模拟,研究了脉冲激光刻蚀作用对冷喷涂材料沉积过程的影响;最后,分析了脉冲激光-冷喷涂复合修复过程中材料的沉积机理。结果表明,刻蚀作用形成的微纳结构使得粒子与基板的温度分布更加均匀,形变更加复杂,特别是碰撞中心区域的形变得到显著提升;且粒子碰撞在基板表面微纳结构的波峰处时应变、温升最大,波谷处时最小;脉冲激光-冷喷涂的沉积机理为塑性射流处的机械-物理结合与激光熔化区的冶金焊合。     

三轴稳定式卫星的热特性研究

热特性研究是卫星热控制系统、红外辐射特性研究、红外隐身设计的基础和重要组成部分。建立卫星运行轨道计算模型,获得不同时刻卫星三维坐标及轨道高度。根据太阳、卫星、地球三者位置关系,建立三轴稳定式卫星空间热流计算模型。综合考虑空间热流、向外辐射、内部热载荷等因素,对卫星进行传热分析计算,获得各时刻卫星各面温度分布。分析了太阳吸收系数和卫星内部热载荷对表面温度分布的影响。研究结果表明:卫星在地球阴影区各面温度明显降低;除了散热面,太阳吸收系数对卫星表面温度影响显著;可以根据散热面大致地判断卫星运行状况。     

Design and experiment of concentrated flexibility-based variable camber morphing wing

The morphing wing has a significant positive effect on the aerodynamic performance of the aircraft. This paper describes a leading-edge of variable camber wing with concentrated flexibility based on the geared five-bar mechanism. The driving points of morphing skin formed by the glass fibre composite sheet were optimized to make the skin deformation smooth. A geared fivebar kinematic mechanism rigidly connected to the skin was proposed to drive the leading-edge deformation. Besides, a new kind o...     

Tandem solar cells with 31% (AM0) and 37% (AM1.5D) energyconversion efficiencies

The authors demonstrate that the efficiency of GaAs satellite solar cells can be increased to 31% (AM0) with two straightforward modifications. First, the wire grid reflection losses on the GaAs cell can be eliminated by attaching and aligning a thin grooved cover slide. The grooves in this cover slide deflect the incident light rays away from the wire grid lines into the cell active area, increasing the efficiency from 22% to 24%. The second modification involves making the GaAs cell transparent to the infrared energy that normally is wasted and then placing an infrared sensitive GaSb booster cell behind the GaAs cell. This increases the AM0 solar energy conversion efficiency from 24% to 31%. The GaAs/GaSb tandem solar cells have conversion efficiencies of 37% if used for terrestrial (AM1.5) rather than space (AM0) solar electric power systems, high enough that utility-scale solar electric power may someday be economical     

前/后掠机翼气动特性对比分析

基于NACA0012对称翼型设计了前掠机翼、后掠机翼和平直机翼,采用CFD方法计算了3种机翼的升力系数、阻力系数和俯仰力矩系数,通过压力云图和流线图分析了3种机翼的气动特性及流动机理。研究结果表明:前掠机翼上表面的流动是由翼尖流向翼根,翼根首先出现分离,而后掠机翼上表面的流动是由翼根流向翼尖,翼尖首先出现分离,平直机翼由于受翼尖涡的下洗影响,翼根首先出现分离;在30°斜掠角下,前掠机翼形成了机翼前缘涡,表现出旋涡流态气动特性。研究结果揭示了不同机翼之间的流动差异,有助于在飞行器设计过程中选择合适的气动布局。     

质量矩固体推进微纳卫星自适应反演控制律设计

为解决微纳卫星利用固体火箭推进器进行快速轨道机动时的姿态翻滚问题,提出了利用质量矩技术对卫星的俯仰、偏航通道姿态进行稳定控制。首先考虑推进剂燃烧、质量块运动等因素引起的系统质量特性参数的变化,建立质量矩固体推进微纳卫星姿态动力学模型;然后分析了推进剂燃烧、质量矩控制引入的系统模型参数不确定性、连续有界未知干扰;随后基于反演控制方法,设计了卫星姿态角和姿态角速度双回路自适应滑模动态面控制器,利用自适应算法调节控制参数估计来补偿不确定因素的影响;基于Lyapunov函数证明了闭环系统的稳定性。最后,通过数值仿真验证了控制算法的有效性。