国外航天器在轨故障统计与分析

统计和分析航天器在轨实际发生的故障,可以从中发现在轨故障发生的规律,并指导航天器采取预防或纠正措施。文章在收集航天器在轨故障的基础上,划分了故障的类别,总结了故障发生趋势。对航天器平台而言,控制、供配电、推进3个分系统的故障所占比例最高。针对航天器供配电、综合电子、推进、热控、环控生保等分系统的故障进行了统计,并分析了...     

基于多项式插值的自由漂浮空间机器人轨迹规划粒子群优化算法

针对自由漂浮空间机器人轨迹规划问题,提出一种基于多项式插值与粒子群优化算法相结合的非完整运动规划方法。首先,通过对系统非完整约束条件进行分析,给出了以机械臂关节角耗散能为目标函数的轨迹最优控制算法;并采用高阶多项式插值方法逼近机械臂关节角轨迹,将插值多项式的系数作为优化参数,结合粒子群优化算法对关节角轨迹进行优化求解。最后,对本文提出的轨迹规划算法进行数值仿真。仿真结果表明关节角轨迹平滑连续,保证了关节角速度及关节角加速度在初始和终止状态均为零,从而验证了所提方法的有效性和可行性。     

基于借力飞行技术的星际多目标交会转移轨道设计

针对深空探测中的转移轨道问题,提出一种星际多目标交会转移轨道设计方法。该方法基于Tisserand原理,采用能量曲线确定交会目标的序列,由Pork-Chop图确定设计参数的可行域和时序,避免了传统方法在交会目标序列和初始轨道段设计中的缺陷。将多目标交会转移轨道设计问题归结为一种非线性多约束多变量搜索寻优问题,通过梯度下降法,选取目标函数的负梯度方向作为每步迭代的搜索方向,逐步逼近目标函数的极小值点,从而使转移轨道优化问题得到简化。最后,将本文的设计方法用于解决欧空局的ROSETTA任务深空转移轨道的设计,设计结果与欧空局公布的结果一致,从而验证了该设计方法的可行性和正确性。     

粉末火箭发动机燃烧室燃烧流动特性研究

选取颗粒轨道模型,对Al／AP粉末颗粒在粉末火箭发动机内流动和燃烧进行三维数值模拟,为以Al粉末燃料和AP粉末氧化剂作为推进剂的新型燃烧室的设计以及实验研究提供参考。文中提出了一种粉末火箭发动机构型,通过对发动机燃烧室进行冷态和热态数值模拟,研究了氧燃比、Al粉末颗粒大小、燃烧室体积等因素对粉末火箭发动机燃烧室燃烧性能的影响。结果表明,一定范围内氧燃比较高时,燃烧室温度反而较低;较小粉末颗粒在燃烧室内更易离散;Al颗粒粒径越小越易燃烧,Al燃烧率也越高;验证了在Al／AP粉末火箭发动机的设计中引入特征长度来匹配Al粉粒径与燃烧室体积的合理性。     

含DNTF改性双基推进剂的晶析

采用扫描电镜研究了影响含DNTF改性双基推进剂晶析的因素,并对抑制晶析的方法进行了探索。结果表明,随配方中DNTF含量增加,推进剂表面的晶析量先增加、后减少。随配方中溶棉比的降低,推进剂表面的晶析量减少。以NG和以三乙二醇二硝酸酯(TEGDN)为溶剂时,推进剂均会出现明显的晶析现象。采用3%NC的丙酮溶液涂覆,可明显减少晶析量;在推进剂配方中,加入少量聚合物BA可完全抑制晶析。     

液体火箭发动机氧腔流动分析及均流板设计研究

采用Navier-Stokes方程数值模拟了某型火箭发动机推力室氧腔流动，计算分析了节流板表面的总、静压分布及其畸变指数。依据压力畸变提出了氧腔均流孔板改进方法，并通过多次分析-设计循环得到了新的均流板。最后对所设计的均流板进行了详细地计算分析和实验验证。分析和验证表明新设计的均流板使氧腔出口节流板表面压力畸变降低了30．4％，显著提高了氧腔压力均匀性，进而可以大大提高燃烧效率。     

载人航天器高空应急救生控制变量与落点的快速预报算法

针对载人航天器高空应急救生的实时性要求,讨论了控制变量和与落点的快速预报算法。首先描述了逃逸飞行器的返回轨道特征,在此基础上推导了制动速度的解析解;然后利用大量的仿真数据建立了其它控制变量和返回特征参数的BP神经网络预测模型,计算结果显示起旋时刻、消旋时刻和航程的最大预报误差分别为10秒、2秒和30千米;最后对航程的预报算法进行了改进,预报精度提高了43.3%。分析表明,快速预报算法是一种高效可行的工程解决方案。     

基于均匀试验设计的Whipple结构弹道极限方程数值仿真研究

均匀试验设计是一种部分因子试验设计方法,将该方法引入航天器Whipple结构超 高速撞击弹道极限问题研究。采用均匀试验设计方法设计少量的试验,即可代表整个变量空 间的特性。针对试验方案,采用数值模拟获得了弹丸极限穿透直径同撞击条件的关系。将本 文研究结果与已有的物理试验和Whipple结构弹道极限方程对比,结果表明采用本文的方法 获得的弹道极限方程具有较好的预测准确度。
     

基于参数化CAD模型的飞行器气动／隐身一体化设计

提出一种将CAD软件与气动／隐身多学科设计优化相结合的方法。该方法的流程为：(1) 建立外形参数化数学模型;(2) 应用CATIA二次开发技术,自动生成三维CAD模型;(3) 从该模型上提取气动和隐身计算所需的外形数据;(4) 应用多目标优化算法进行气动／隐身一体化设计。以一个翼身融合体飞行器气动／隐身一体化设计为例,详细阐述流程的具体实现过程。结果表明这种方法具有如下优点：(1) 充分利用了CAD软件精确的参数化建模功能;(2) 为气动分析和雷达散射截面（RCS）计算提供了一个统一的外形模型;(3) 能从CAD模型中获取容积、表面面积等几何特征信息;(4) 优化结果直接反映为三维CAD模型。这些优点使得该方法具有实用意义。
     

基于自适应幂次切换增益的动能拦截滑模制导律

抖振问题限制了非线性变结构制导的应用。运用幂函数作为切换增益函数并设计全局鲁棒的滑模,构成自适应趋近律,实现切换线平滑趋近,形成基于自适应幂次切换增益的滑模制导律AP-SMG。给出其存在可达与稳定条件,并对空间目标的非机动和脉冲/连续机动环境作了仿真比较与参数分析。结果表明该制导律在动能拦截中可以有效削弱甚至消除视线角速率和控制律抖振,降低所需控制能量的同时能够保证制导精度,构造简单,无需智能结构辅助,总体性能优于基于常值切换增益的系列制导方法C-SMG。