基于输入成形的挠性航天器自适应滑模控制

针对大型挠性航天器姿态机动过程中的振动抑制问题,提出一种输入成形(IS)与自适应滑模控制(ASMC)相结合的控制策略.该控制策略利用输入成形抑制标称挠性系统的残余振动,并通过滑模控制保证实际系统在参数不确定性和外部干扰的影响下实现对标称系统的跟踪,解决了输入成形对参数不确定性和外部干扰的敏感性问题.进一步采用自适应技术去除了滑模切换增益对参数不确定性和干扰上界的先验性要求.仿真结果表明,在参数不确定性和外界干扰的影响下,该控制方法能够保证在完成姿态机动的同时抑制航天器的挠性振动.     

谐振腔隔板对微波等离子推力器特性的影响

为了探索微波等离子推力器谐振腔内电介质隔板对腔内电磁场及谐振频率的影响规律，用时域有限差分法（FDTD）和离散Fourier变换（DFT）法，对内有隔板，谐振模式为TM011模的谐振腔电磁场及谐振频率进行了数值分析，计算结果表明，隔板的存在不但使腔内轴向电场强度减小，而且使腔的谐振频率向低频方向偏移，隔板厚度愈厚，引起的轴向电场强度的减小和频偏愈大，这些结论为谐振腔隔板的设计，选材，以及谐振腔的设计和调谐提供了理论依据。     

考虑输入饱和与姿态角速度受限的航天器姿态抗退绕控制

 针对航天器姿态控制过程中同时存在输入饱和与姿态角速度受限的问题,提出了一种新型的姿态控制设计方法。该方法在保证系统渐近稳定的前提下,能够显式地给出输入力矩和姿态角速度的最大幅值,并通过引入一个时变锐度参数来增强系统对外部干扰的抑制能力;在此基础上,进一步考虑了由于四元数的冗余性所导致的退绕问题,设计了一组新的姿态偏差函数和偏差向量,使得控制器在满足上述约束的同时还具有抗退绕的优点。仿真结果表明,所提算法能够同时满足输入饱和与姿态角速度受限的约束,并且在较大外部干扰的情况下表现出了很强的鲁棒性,同时成功地规避了退绕现象。该算法为存在多重约束的航天器姿态控制问题提供了一个新的思路和解决方案,具有很好的实际应用价值。     

航天器贮箱变质量流固耦合系统的动力学响应

研究了航天器贮箱变质量流固耦合系统的动力学特性.根据虚拟质量法(VMM),结合边界元法和有限元法构建了系统的动力学模型,建模过程中着重考虑了质量变化对系统的动态影响.通过Newmark直接积分法计算出贮箱变质量系统的振动响应.结果表明:由于系统质量减少,引起了系统振动频率的增大,并产生一个附加负阻尼.系统的振动频率的范围可以通过系统质量的范围确定.变质量引起的附加负阻尼的大小与系统的质量变化率成正比.对于系统的横向振动,质量减少引起的附加负阻尼在整个过程对系统振动的影响比较稳定,对于系统的纵向振动,质量减少引起的附加负阻尼对系统振动的影响随时间的增加而增大.      

新型磁悬浮振动陀螺的设计与分析研究

振动陀螺是一种利用哥氏效应检测角速度的传感器,其谐振子的结构精度和阻尼均匀性限制了陀螺性能的提升。为减小谐振子结构与支撑锚点的影响,提出了一种全新概念的磁悬浮振动陀螺。该陀螺利用电磁悬浮的方法将谐振子悬空,从而简化了谐振子为无支撑锚点的集中质量块,降低了其结构精度要求,消除了机械结构阻尼,最终达到提升陀螺性能的目的。基于经典振动陀螺模型,理论分析了磁悬浮振动陀螺的基本工作原理,并说明了谐振子误差对陀螺性能的影响规律,设计了新型磁悬浮振动陀螺的结构,并对该结构的磁感应强度进行了仿真分析。仿真结果证明,悬浮质量块振动稳定,具有较好的磁场均匀性。最后对陀螺样机进行了测试,其固有频率为20Hz,标度因子约为1.6mV/[(°)/s],测试结果验证了所提磁悬浮振动结构的陀螺效应。     

天文光谱测速导航技术与应用思考

随着我国航天技术的发展,航天器对导航系统的精度、自主性、实时性等综合性能需求越来越高。天文光谱测速导航作为近年来提出的新型自主导航技术,具有直接获取航天器速度信息且实时性好、测速精度高等特点,具有广阔的应用前景。在梳理近年来天文光谱测速导航研究进展的基础上,结合天文光谱测速导航的特点,深入思考并提出了若干天文光谱测速导航技术应用组合。基于当前航天任务的需求和研究的难点,结合国内外技术趋势和我国实际工程需求,指出了天文光谱测速导航技术未来的重点研究方向及内容。天文光谱测速导航为我国航天探测工程任务导航提供了一条崭新的技术途径,对天文光谱测速导航技术的持续研究将有力促进我国航天领域导航技术的发展,提升天文导航理论研究能力和工程研制技术水平。     

基于椭圆空腔虚拟势场的航天器集群控制方法

航天器集群由多个航天器在空间轨道上近距离飞行,进行信息交换,并相互协同共同完成空间任务。航天器集群作为智能集群在空间领域的表现形式,是智能集群的重要组成部分。当前,许多空间科学研究机构提出了多个航天器集群的研究计划,如 ANTS计划、APIES计划等。文章以在小行星带探测航天器集群为研究对象,提出了航天器集群的自组织控制方法,利用虚拟势场力使得与这个参考航天器构成最大距离可控的空间构型,从而保 证了航天器集群中的所有航天器共同构成松散空间构型。     

航天测控系统自主运行的关键技术

航天事业发展趋势和未来需求指明,航天测控系统应该向以自主运行能力为代表特征的智能化方向发展。基于此,提出了标准化的支持与服务、映射现实的体系架构、实时响应的运行模式、服务化的基础平台等4项关键技术。通过将测控系统和卫星系统之间的接口、测控系统和用户系统之间的接口标准化,从而在此基础上建立最优化的操作逻辑。通过在计算机中映射现实系统的思想方法,从而产生稳定性和灵活性兼备的、支持自主运行的,并具有良好进化性能的系统架构。通过实时响应的运行模式可以很好满足全时段和突发性等具有挑战性的测控服务需求。通过大数据和云计算技术构建基础计算服务平台实现基础层与业务层分离,有利于整个系统的持续改进,提高服务质量改善的速度,建立竞争力优势。由此说明,在当前技术条件下实现自主运行的航天测控系统是可行的。     

Dependence on forming parameters of an integral panel during the electromagnetic incremental forming process

Nowadays, more and more attentions are paid to electromagnetic incremental forming(EMIF), especially for a part with a large-scale size, e.g., an integral panel with stiffened ribs. In this work, the bending of a panel into a double-curvature profile via EMIF is carried out experimentally and evaluated by comparing the formed profile with the desired profile. During the process,discharges at four positions along different discharge paths are designed. The effects of forming parameters on the die-fittingness of the workpiece are discussed, for which two evaluation indices are used to judge forming results. The results show that a discharge voltage in an incremental mode is helpful to improve the fittingness and avoid the collision rebound against the die at the same time.Discharging at the diagonal positions with the ‘‘X" discharge path exhibits the minimal shape deviation and the best forming uniformity. On the contrary, discharging at the parallel positions with the ‘‘Z" discharge path obtains the worst forming quality. Overlap of the coil at different positions should be given during EMIF; however, a lower overlap rate of the coil helps improve the forming quality. The results obtained in this work are useful for forming integral panels with stiffened ribs via the EMIF process.     

多机构比对融合的分布式InSAR编队星间基线确定

星间基线高精度确定是分布式干涉合成孔径雷达（InSAR）系统完成科学任务的重要保证,受星载全球定位系统（GPS）接收机连续跟踪弧段短、个别弧段共视GPS卫星个数少或模糊度固定成功率低、频繁轨道机动等因素影响,分布式InSAR高精度基线确定仍有不可靠的风险。通过多机构产品互比来识别基线精度较差的时间段,降低不可靠风险,并通过多机构产品融合进一步提高基线精度。选用重力反演与气候实验（GRACE）卫星数据进行实验,国防科技大学（NDT）和西安测绘研究所（CHS）采用不同的基线处理软件和简化动力学策略,保证了各自的基线产品具有一定的独立性。实验表明,多机构互比对可以有效识别基线精度较差的时间段,NDT和CHS的基线产品之间具有很好的一致性,互比对残差的均方根（RMS）在R、T、N方向分别为0.7、0.9、0.7 mm,二者之间没发现明显系统偏差,大约97.86%的基线三维互比对残差量级在2 mm以内。两个机构基线产品融合后发现可进一步降低基线产品中的随机波动误差,K/Ka波段测距（KBR）系统校核结果表明融合基线产品精度较NDT基线产品提高8.97%,较CHS基线产品提高29.21%。