民航客机油箱建模与油量传感器姿态误差修正

实现民航客机的飞机油箱建模,提出对油箱的油量传感器示数的姿态误差进行修正的算法.建模过程基于二维限定Delaunay三角剖分和插值,生成油箱的表面.利用油量传感器错误示数和当前飞行姿态角,利用油箱表面三角网格,将油箱内含油体积进行三维三棱柱剖分和三维四面体剖分.计算四面体体积之和求得油箱正确的含油量.与当前正在使用的切片算法在效率和使用范围方面进行深入比较与分析.实现民航客机油箱三维建模,并且利用已建立的模型修正其油量传感器示数姿态误差.算法优于切片算法.     

航天器动力学特性参数在轨辨识技术

从结构模态参数的可识别性出发,结合结构自由响应识别技术和数字处理技术,开发出大型航天器动力学特征参数在轨辨识系统,包括硬件系统和软件系统,其中软件系统由C+ +和汇编语言组合编写,系统各部分均模块化,可适用于较复杂的工程任务.在此基础上设计了模拟在轨航天器的试验验证系统,检验辨识算法和设计软件的可靠性以及航天器在轨辨识的实时性.该试验系统包括一个对称的双梁结构,利用对称结构的弱耦合可得到多个密集模态,该结构可模拟大型航天器在太空失重条件下所特有的动力学特征.试验表明系统辨识算法可靠,精度达到设计要求.     

基于粒子群算法的航天器姿态机动路径规划

研究航天器在星载设备受多种几何约束情况下,大角度姿态机动时的姿态路径规划问题.采用罗德里格斯参数描述姿态,将姿态机动路径规划问题转化为点机器人的三维路径规划问题.基于粒子群优化技术设计了航天器复杂约束下大角度姿态机动的路径规划算法.数值仿真结果表明,该方法对于复杂约束下航天器姿态机动的运动规划是有效的.     

星间链路天线相对姿态的地面模拟

星间链路天线的相对姿态模拟为星间链路的测试验证提供近真实的动态姿态环境,是星间链路系统地面测试的重要组成部分。建立多个坐标系统将两颗卫星天线的位置和姿态联系起来,利用卫星星历将天线的相对姿态表示为一颗卫星天线在另一颗卫星天线坐标系中的方向向量,利用两个二轴转台实现此方向向量,最终通过控制转台的转角模拟卫星天线的相对姿态变化。同时计算天线波束的方向,分析了两颗卫星的可见性。天线相对姿态的模拟为星间链路的建立和保持提供动态测试环境。     

组合航天器转动惯量在轨两步辨识标定

在轨辨识转动惯量参数是主动航天器与非合作空间目标构成组合体后实现高精度姿态控制的重要前提,文章提出了一种两步在轨辨识组合航天器转动惯量参数的方法。第一步以航天器本体坐标系滚动轴转动惯量为基准将转动惯量矩阵归一化,得到特殊的转动惯量比矩阵,建立与其相关的姿态动力学模型,提出了基于扩展卡尔曼滤波的在轨辨识算法,基于星上陀螺角速率测量信息在100s左右辨识出所有转动惯量比参数,克服了由于模型简单导致转动惯量信息辨识不完整的缺点;第二步基于第一步辨识得到的转动惯量比参数,采用最小二乘算法辨识得到滚动轴转动惯量值,计算量小,消耗能量少。最后给出仿真算例,辨识精度基本在1|之内,验证了方法的有效性。     

航天器嵌入式操作系统研究与设计

随着航天器结构和功能的复杂化,对作为系统资源管理者的操作系统的功能和可靠性等要求也日益增强.分析嵌入式实时操作系统在国内外航天领域的研究与应用现状,提出面向航天器应用特点的具有多任务管理、内存管理、文件系统、容错和故障管理等功能的高可靠、高性能的嵌入式实时操作系统的研究与设计方案,并展望其在未来网络化及分布式安全航天器中的发展前景.     

疏水改性ZSM-5吸附剂吸附CO2研究

传统方法采用5A沸石分子筛控制航天器舱内CO2浓度,因沸石与水蒸气的亲和力较大,在高湿度条件下将导致CO2吸附的失效。通过ZSM-5分子筛与无机硅粘结剂、助剂和水混合成面团状后挤压成形、干燥、焙烧,制备了一种分子筛吸附剂,经水蒸气/酸洗,疏水改性处理后,通过低温N2吸脱附、H2O/CO2吸附等温线、XRD等手段进行表征和评价。结果表明,所制备的疏水分子筛吸附剂比表面积达296m2/g,CO2的吸附性能略有提高,且疏水性优良,在90%相对湿度下吸水率只有约1%。     

基于开放式结构的航天器控制系统测试技术研究

介绍了国外先进的基于开放式结构的测试技术,总结分析了中国航天器控制系统测试技术的现状和存在的问题.提出了一个基于开放式结构的航天器控制系统的测试系统实施方案,阐述了该系统所采用的各项关键技术,并提出了后续工作的设想.     

Mars Phobos and Deimos Survey (M-PADS) – A martian Moons orbiter and Phobos lander

We describe a Mars ‘Micro Mission’ for detailed study of the martian satellites Phobos and Deimos. The mission involves two ∼330 kg spacecraft equipped with solar electric propulsion to reach Mars orbit. The two spacecraft are stacked for launch: an orbiter for remote investigation of the moons and in situ studies of their environment in Mars orbit, and another carrying a lander for in situ measurements on the surface of Phobos (or alternatively Deimos). Phobos and Deimos remain only partially studied, and Deimos less well than Phobos. Mars has almost always been the primary mission objective, while the more dedicated Phobos project (1988–89) failed to realise its full potential. Many questions remain concerning the moons’ origins, evolution, physical nature and composition. Current missions, such as Mars Express, are extending our knowledge of Phobos in some areas but largely neglect Deimos. The objectives of M-PADS focus on: origins and evolution, interactions with Mars, volatiles and interiors, surface features, and differences. The consequent measurement requirements imply both landed and remote sensing payloads. M-PADS is expected to accommodate a 60 kg orbital payload and a 16 kg lander payload. M-PADS resulted from a BNSC-funded study carried out in 2003 to define candidate Mars Micro Mission concepts for ESA’s Aurora programme.     

基于特征结构配置的导弹可重构控制器设计

针对简化后的导弹姿态控制系统,运用特征结构配置法,提出了一种改进的控制系统的重构方法.根据输出反馈特征值配置原理,给出了原闭环系统特征结构的确定方法,并对可重构控制器的代价函数的确定方法进行了改进.这种算法通过输出反馈可以确保闭环系统的稳定性,同时可以解决故障前后系统阶数不一致的问题.仿真结果表明,该方法能够在保证故障后闭环系统稳定的基础上使系统性能得到最大可能的恢复.