Ionospheric F2-Layer critical frequency retrieved from COSMIC radio occultation: A statistical comparison with measurements from a meridional ionosonde chain over Southeast Asia

In this paper, we compared the F2-Layer critical frequency (foF2) derived from FORMOSAT-3/COSMIC radio occultation (RO) and ionosondes at Chiang Mai, Chumphon and Kototabang during the years 2008–2015 to evaluate the performance of COSMIC RO over Southeast Asia region. The results show that the time development of foF2 values derived from COSMIC RO generally agrees well with those from ionosonde measurements. However, the differences between the foF2 derived from COSMIC RO and that derived from ionosonde observations display latitudinal dependence. COSMIC RO tends to underestimate foF2 at Chiang Mai and Kototabang, which is near to the north EIA crest and the south one, respectively, while a little overestimate foF2 at Chumphon, which is close to the geomagnetic equator. COSMIC RO agrees best with ionosonde at Chumphon and worst at Chiang Mai. At each ionosonde station, the quality of COSMIC RO data degrades with the increase of solar activity. In addition, at the station Chiang Mai and Kototabang, COSMIC RO performs better in summer than in equinox and winter. Furthermore, the differences in foF2 derived from COSMIC RO and that from ionosonde measurements vary with local time, i.e., the differences in foF2 are generally smaller at night and larger in noontime when equatorial ionization anomaly (EIA) is well developed.     

空间相机桁架支撑结构满应力优化设计与试验

针对空间相机桁架式支撑结构在设计过程中难以同时保证重量轻且刚度高的问题, 提出了采用满应力方法对桁架杆截面进行优化设计的思想. 以桁架杆重量最低为优化目标, 桁架杆自重变形和桁架的一阶固有频率为约束条件, 桁架杆截面的内外径为优化变量, 建立了基于满应力准则的优化模型. 经过优化, 桁架杆截面的外径为50mm, 内径40mm, 质量6.1kg, 一阶固有频率121Hz. 采用有限元法对优化结果进行模态校核和重力变形校核, 同时为检验碳纤维复合材料的热稳定性, 对桁架组件进行了热变形分析, 得到次镜的偏心和偏转均满足光学设计要求. 对优化设计出的桁架组件进行了0.2g扫频试验以及尺寸稳定性试验. 试验结果表明, 桁架组件一阶固有频率119Hz 与理论分析结果基本吻合; 在45N外力载荷和15°C均匀温升载荷的作用下, 桁架稳定性能良好, 次镜的偏心和偏转均小于5", 满足光学设计要求. 优化设计出的桁架支撑结构具有刚度高、尺寸稳定等特点, 这为实现空间相机向大口径、长焦距、轻型化方向发展奠定了研究基础.     

Finite element reconstruction approach for on-orbit spacecraft breakup dynamics simulation and fragment analysis

Breakup model is the key area of space debris environment modeling. NASA standard breakup model is currently the most widely used for general-purpose. It is a statistical model found based on space surveillance data and a few ground-based test data. NASA model takes the mass, impact velocity magnitude for input and provides the fragment size, area-to-mass ratio, velocity magnitude distributions for output. A more precise approach for spacecraft disintegration fragment analysis is presented in this paper. This approach is based on hypervelocity impact dynamics and takes the shape, material, internal structure and impact location etc. of spacecraft and impactor, which might greatly affect the fragment distribution, into consideration. The approach is a combination of finite element and particle methods, entitled finite element reconstruction (FER). By reconstructing elements from the particle debris cloud, reliable individual fragments are identified. Fragment distribution is generated with undirected graph conversion and connected component analysis. Ground-based test from literature is introduced for verification. In the simulation satellite targets and impactors are modeled in detail including the shape, material, internal structure and so on. FER output includes the total number of fragments and the mass, size and velocity vector of each fragment. The reported fragment distribution of FER shows good agreement with the test, and has good accuracy for small fragments.     

冗余空间机械臂粗捕获段无碰撞轨迹规划算法

现有的基于C空间的无碰撞轨迹规划算法需要求解C空间以获得C空间障碍边界。对于多自由度的冗余机械臂,求解过程需要消耗很大的计算量和内存,不适用于计算资源紧张的空间机械臂轨迹的快速规划。文章提出了一种不需要求解C空间的试探性规划算法,包含4个子算法：碰撞检测算法、无碰撞目标构型求解算法、无碰撞路径搜索算法和路径平滑算法。已知期望的末端作用器位置和姿态,利用目标构型求解算法得到无碰撞的目标构型,然后由路径搜索算法在C空间障碍边界未知的情况下,利用碰撞检测算法,采用一定的试探规律,在C空间中搜索出一条无碰撞路径,最终由路径平滑算法使该路径平滑,易于实现。仿真算例表明,该算法是快速有效的,适用于冗余空间机械臂粗捕获段的快速轨迹规划。     

一种机器人球腕的模型优化方法

许多机器人的共同特点是在操作臂末端安装了球腕.球腕是机器人上一个重要的独立结构,它的静态误差必然影响操作臂末端执行器的位姿精度.以机器人末端的球腕作为独立的研究对象,在静态误差分析的基础上,提出了一个评价球腕精度的综合指标.根据这一指标建立优化模型,对存在静态误差的球腕模型进行优化,从而建立新的球腕运动学模型.应用新模型进行运动学及动力学解算,可以减小机器人球腕的位姿误差,特别是减小具有较大静态误差的机器人球腕的位姿误差.通过对机器人球腕进行的局部优化,整个机器人末端执行器的运动精度将在一定程度上有所提高.      

地面模拟静止微重力环境中导线先期着火特性研究

针对在微重力环境中运行的载人航天飞行器上的电缆和导线在工作时由于电流过载导致温度升高而引起着火的情况,提出了"功能模拟"实验原理,并且利用地面实验设备对微重力环境下导线的着火前期特性进行了功能模拟实验研究.通过实验,得到了在微重力情况下由于浮升力的减小使自然对流减弱导致电流过载时导线的热平衡温度高于地面正常重力情况,从而证明了这正是引起航天飞行器着火的潜在点火源.     

卫星搭载导线着火前期特性实验研究

导线绝缘层的过热及由此发生的着火和燃烧是载人航天飞行器中引起火灾的主要原因.研究微重力下导线绝缘层的可燃性对于预防飞船中火灾的发生有重要意义.本文描述了SJ-8卫星搭载实验项目导线着火前期特性硬件研制以及实验情况.实验中获得了导线着火前期的温度和辐射特性.在搭载实验中,研究了导线过载电流和导线捆绑方式对导线绝缘层着火前期特性的影响.同时将微重力下的实验结果与地面功能模拟的实验结果进行了对比.实验结果表明,微重力环境下自然对流基本消失,导线和电子电气元件的散热情况恶化,在过载的情况下,就可能过热,从而导致失火.搭载实验中导线先期着火征兆的获得,将为开发我国微重力下的着火监测和早期报警装置提供新的技术途径,为我国载人航天飞行器内安全防火的工程技术工作提供科学依据和基础数据资料.      

基于任务评定的战斗机大迎角飞行控制律设计方法

针对现代战斗机大迎角机动的飞行控制设计问题,在角速率指令非线性动态逆控制律基础上,引入表征期望飞行品质的理想参考模型,构成了模型参考动态逆飞行控制律,并借助基于任务的飞行品质评定方法完成了控制参数的整定,从而实现了对飞机大迎角机动的控制.对设计结果进行了时域和频域仿真,并使用基于任务的飞行品质评定方法对闭环系统的飞行品质进行了评定,验证了控制律设计的有效性.通过不同任务下评定结果的对比,说明了这一方法在揭示飞机大迎角飞行品质特性和特定任务对飞行控制律的特殊要求这两方面的优越性,可用于战斗机大迎角机动的非线性飞行控制律设计与飞行品质的评定.      

基于GSPN的飞机前轮转弯系统安全性评估

为解决在缺乏统计数据时无法对系统安全性进行评估的问题,提出将系统广义随机Petri网(GSPN,Generalized Stochastic Petri Nets)与经典评估相结合的方法.以某型尚处于设计阶段的飞机前轮转弯系统为研究对象,通过分析该系统结构功能图,建立出系统故障类型和影响分析(FMEA,Failure Modes and Effects Analysis)表;依照经典公式,求出系统各单元及其故障类型的故障率、维修度、平均无故障时间和平均维修时间等数据;将求得的数据与前轮转弯系统的GSPN模型相结合,利用TimeNET软件求得系统各故障类型的稳态失效概率;联立经验公式及危险度矩阵图对系统的安全性进行评估.经测评,该型飞机前轮转弯系统安全性符合设计要求.