空间飞行器展开与驱动机构研究进展

空间飞行器展开与驱动机构是空间飞行器机构领域的一个重要组成部分。随着我国航天技术的发展，该项技术有了长足进步，对其设计方法和具体工程问题的研究也日渐深入。本文概述了空间飞行器机构的分类与构成，对展开与驱动机构的国内外研究概况进行了分析。结合工程应用，提出了在系统任务分析与设计中的力矩（力）裕度、精度分配、机构非线性、阻尼控制、热匹配、空间润滑、可靠性分析与试验七个典型工程问题。对这些问题逐一分析了其性质、作用及其对系统的影响，探讨了其研究内容和研究方向。展望了我国空间飞行器展开与驱动机构的发展前景。     

直接力与气动力复合控制系统姿态稳定问题研究

大气层内直接力与气动力复合控制导弹具有响应快速、可用过载大等优点，可以拦截高速、高机动性目标。研究制导末端轨控直接力与气动力复合系统姿态稳定问题。首先分析了复合系统的特点和控制问题，建立了控制模型。然后应用扩张状态观测器观测对象模型内扰和外扰的实时作用量，进行反馈补偿，实现了动态线性化。最后设计了非平滑反馈控制律，从而实现了复合系统的姿态控制设计。仿真结果表明，系统具有良好的动态性能和稳态性能，控制器具有很强的鲁棒性。     

任务空间内空间机器人鲁棒智能控制器设计

研究了基于神经网络的自由漂浮空间机器人在任务空间内的轨迹跟踪问题。首先利用RBF神经网络来逼近自由漂浮空间机器人高度非线性的动力学模型，然后设计了鲁棒控制器对逼近误差和外部干扰进行抑制。利用Lyapunov直接方法建立的新的神经网络参数和连接权值的在线学习算法，以及利用耗散理论设计的鲁棒控制器保证了系统的稳定性，并能够使系统L2增益小于给定的指标。利用该控制器对平面二连杆空间机器人进行了仿真研究，表明该智能控制方案是有效的。     

统一分区加强解算法解物体穿越激波非定常流场

使用统一分区加强解算法求解非定常可压缩Navier-Stokes方程，模拟了物体分别以超音速和亚声速穿越与之同向运动激波的全过程，并且通过和单区计算结果的详细对比，说明统一分区加强解算法能够简便、有效的处理复杂几何外形和提高网格分辨率。     

利用CAD工程图自动生成数控加工程序

本文介绍了利用工程图自动生成孔加工程序的方法。既可以自动选择图中不同尺寸的孔,又可以避免同一坐标位置多个同尺寸的圆的问题。同时又克服了手工编程容易出现错误的问题。也避免了其他自动编程软件需要在图上选择要加工的孔困难。     

载人航天器密封舱内流动换热数值模拟研究

航天器密封舱主要以通风换热的方式排出舱内人员及设备的散热,从而控制舱内的温度水平。计算机数值模拟是研究舱内通风换热问题的有效方法。文章利用数值模拟软件I-DEAS,针对设定载人航天器,对其在轨状态下密封舱内复杂的流动换热进行稳态数值模拟,研究系统能量的流动和分配,评价通风设计方案的合理性。     

临近空间热环境分析及低速飞行器的热设计方法

对临近空间飞行器所处空间独特的热环境及其热控过程的特殊性进行 分析讨论。针对临近空间飞行器热设计过程的关键环节、有效载荷的散热方式和散热效果, 进行实例分析及计算比较,结合飞行器内部有效载荷和能源系统的功耗情况与热控要求,提 出一套飞行器的热设计流程,建立相应的临近空间飞行器热设计模型。本文旨在建立临近空 间飞行器的热设计方法,提升临近空间飞行器的热管理水平。
     

机动目标拦截的变结构制导律设计与实现

考虑目标机动和弹体动态特性,研究了导弹末制导律设计与实现问题。在切换函数的设计中应用增广比例导引的思想对目标的逃逸机动进行补偿;设计了变结构制导律,使得导弹的实际横向加速度具有增广比例导引的形式,来减弱弹体动态特性对制导精度的影响。在制导律实现过程中,应用高增益观测器对视线变化率进行了估计,同时通过将观测器进行二次扩张,实现了对目标机动加速度及其变化率的快速估计。最后进行了数值仿真验证,仿真结果说明了方法的有效性。     

卫星光通信中空间辐射对EDFA性能的影响分析

由于光纤类器件对于辐射十分敏感,考虑到卫星光通信特定的辐射环境,要想采用地面已非常成熟的外调制技术,必须分析外调制技术中的核心器件EDFA在其中的可行性。采用 60Co作为辐射源,国内首次对EDFA及其内部重要组件隔离器和WDM耦合器进行了高剂量轨道和低剂量轨道辐照模拟实验,实验结果表明在总剂量为5krad的低剂量辐照情况下,EDFA在-2dBm的输入时,输出功率由辐照前的14.3dBm下降到14dBm,其它各组件的性能变化不是很大,可以直接使用,而在总剂量为1000krad的高剂量辐照情况下,输出功率下降到-25.3dBm,耦合器也产生了大约8dB的损耗,由于其性能下降明显,若在此种环境下使用,需考虑做空间辐射防护。
     

航天器复合材料结构的渐进损伤分析

复合材料结构渐进损伤分析是获取复合材料结构极限承载能力、实现基于可靠性的结构定量设计、评估长寿命航天器损伤容限和耐久性的有效方法。文章介绍了复合材料渐进损伤分析的基本原理与方法、用于分层分析的内聚力模型及相应的强度判据和断裂判据,通过典型的用于表征损伤容限的开孔压缩算例,实现了复合材料层内失效和层间分层失效的渐进损伤分析,分析得到的破坏形貌和极限承载能力与试验值吻合良好。