航天器火工分离螺母的火工冲击环境数值仿真研究

为了研究航天器分离时火工分离螺母产生的火工冲击环境特性,了解火工冲击载荷的机制和特点,直观观测应力波在结构材料中的传播过程,使用LS-DYNA非线性有限元程序模拟了火工分离螺母的动态分离过程,给出了典型响应及输出载荷,并通过火工分离螺母-结构一体化仿真得到了星箭界面载荷,为航天器火工冲击环境防护设计提供更加真实的输入条件。     

航天器运输的力学数据采集、存储和分析方法

为了实时地监测及分析航天器运输过程中的力学环境,提出了使用移动数据记录仪实现数据的本地自动采集和存储方法,可对采集的海量数据自动批处理进行参数的时域及频域分析,分析后结果可直接反映与力学环境要求指标的符合性;另外,可将采集的GPS信号与力学数据匹配进行多维分析,以指导后续航天器同路线的运输。     

基于虚拟仿真技术的探月工程二期航天器总装工艺设计

文章基于虚拟仿真技术在航天器总装工艺设计中的应用,以探月工程二期“嫦娥三号”的总装工艺设计为对象,对航天器虚拟总装环境的建立过程和方法进行了具体描述,对虚拟仿真技术在总装工艺流程设计、实施方案设计、工装优化设计以及人机工效分析等几个方面的应用进行实施效果评价。结果表明,虚拟仿真技术有助于航天器总装工艺方案和流程设计的优化,能增强工艺设计的可实施性,提高地面支持设备设计的合理性,并可降低工艺设计过程对工艺人员个人经验的依赖。     

载人航天器乘员舱空气龄分布数值仿真及试验研究

引入空气龄指标作为载人航天器舱内空气质量新的评价标准。通过空气龄分布研究,能够找出舱内新鲜空气供给较差的位置。建立了载人航天器乘员舱仿真模型,利用FLUENT软件UDS方程求解了舱内空气龄分布。采用示踪气体下降法对仿真结果中空气龄数值较高的位置进行了空气龄试验,测试结果与仿真结果吻合良好。文章的研究结果有助于指导未来我国空间站乘员舱通风系统的设计。     

航天器爪型对接机构对接过程动力学仿真分析

航天器对接机构是完成空间在轨对接任务的核心机构,要保证成功完成对接任务,必须清楚掌握其对接过程动力学作用机理与表现。文章针对爪型对接机构的对接过程开展动力学研究,建立了考虑对接过程中的接触、摩擦及碰撞等非线性因素的对接机构动力学模型,进行对接过程的全程动力学仿真模拟,详细分析了对接过程的影响因素与作用机理,并从能量角度分析了缓冲器的工作性能,可为爪型对接机构的设计、对接初始条件确定和控制策略的制定提供参考。     

不凝气体对航天器两相热控设备性能的影响

不凝气体(NCG)是影响航天器两相热控系统性能和寿命的关键因素之一。文章总结了NCG产生的机理,即材料相容性、物理吸附与脱附,以及空间极端环境下工质的分解;介绍了NCG对航天器传统热管、环路热管和重力驱动两相流体回路热性能的潜在危害,包括工作温度升高、总热导减小、启动困难,甚至引起运行失效;从工程应用角度,提出了NCG问题的抑制措施,如对于环路热管,可加装半导体致冷器,对于两相流体回路,可增大储液器体积或减少工质充装量。     

美国调整军事航天器的发展策略

美国对军事航天器的依赖性不断增强,也面临着航天器越来越长的研制周期和越来越高的研制成本,因此,改变军事航天器的发展策略成为当务之急。美国为提升战场实战能力正在进行发展思路的战略性调整,主要包括:拓展搭载军事有效载荷的途径;推进将大型卫星有效载荷拆分成小卫星的模式;开发分布式军事太空系统结构;对运载资源挖潜;优化商业模式实现业务拓展。对已有卫星的后续系统,进行规模改造与能力提升途径的调整,主要包括:对于军事通信卫星,扩大宽带或"超高频"(SHF)系统,突出窄带或"特高频"(UHF)系统及"先进极高频"(AEHF)系统;分步升级GPS的地面部分,将GPS-3提升为国家关键基础设施;确保导弹预警卫星系统重点。在开发新系统时,美国注重提高效能和降低成本,发展有效的支持能力和低成本小卫星系统,提高低成本机动发射和快速进入太空的能力,并以轨道资源利用为目的开拓新途径。     

航天器自旋对测轨数据影响的修正方法

从测量原理上分析了航天器自旋对地基无线电测轨数据的影响,提出了测距和多普勒测速自旋影响修正方法,该方法也可用于估算航天器天线安装位置与自旋轴的距离。利用修正方法对嫦娥二号地月转移飞行段的地基测距与多普勒测速数据进行处理,解算的嫦娥二号天线安装位置精度在厘米量级。使用修正后的测距和多普勒测速数据,并融合时延与时延率测量数据,进行定轨计算,结果表明,使用修正后的测轨数据对事后定轨计算有近50m的精度提高。     

基于特征模型的失效航天器消旋控制

失效航天器一般有复杂的运动和较大的角速度,采用机械臂直接抓捕目标容易导致非预期碰撞,如果先采用接触式消旋操作降低目标角速度,会大大降低服务卫星抓捕目标的难度。针对空间翻滚非合作目标的接触式消旋控制存在接触动力学模型不确定性的问题,提出了一种基于特征模型的自适应控制方法。首先通过接触式消旋的物理机理分析,建立消旋系统动力学模型;进一步在动力学特性分析基础上构建描述接触碰撞后目标角速度的特征模型,并确定模型参数范围;然后基于该模型设计黄金分割自适应控制律。仿真结果表明,该方法有效克服了消旋过程中接触碰撞模型存在的不确定性,并且消旋速度快且消旋后的残余角速度小。     

空间非合作航天器抓捕后姿态抗干扰控制

针对空间非合作航天器抓捕后存在未知不确定惯性参数的柔性组合体姿态稳定控制问题,基于中间状态观测器设计方法提出了一种新的姿态稳定抗干扰控制方法,同时考虑了诸多扰动及控制输入受限问题。研究结果表明,传统的姿态稳定控制方法需要已知柔性航天器惯性参数信息及状态信息,上述信息未知情况下会使姿态难以高精度稳定控制,且容易导致控制输入不满足受限要求。针对该问题,考虑控制输入幅值及变化率受限前提,提出了一种基于中间状态观测器的抗干扰控制方法,通过引入辅助变量构造新型中间状态观测器,同时估计组合体状态信息及综合干扰,设计出了一种新的组合体姿态稳定抗干扰控制器。通过Lyapunov稳定性分析方法证明了所设计的控制器能够保证闭环系统的全局渐近稳定性。相比于已有的混合H₂/H_∞控制器,所提出的抗干扰控制器在应用时不需要柔性组合体的姿态及模态信息,并且也不需要惯性参数的辨识过程。最后,通过给定参数进行仿真对比,进一步验证了所设计控制器的有效性和优越性。