柔性航天器预设性能及时间自抗扰姿轨跟踪控制

针对柔性航天器的姿轨机动及跟踪控制问题,首先基于模块化的多体动力学建模方法在SE(3)框架下建立柔性航天器的姿-轨-结构一体化动力学模型,其中航天器的位置、姿态使用李群SE(3)上的指数坐标来描述,然后进一步推导其相对动力学模型。在此基础上提出一种基于预定义性能及时间的积分滑模跟踪控制方法,通过引入预定义时间扰动观测器估计柔性附件弹性振动及空间环境的扰动,并在控制律中加入扰动估计结果的前馈补偿项,通过Lyapunov理论证明了系统的闭环稳定性和跟踪误差收敛性。该算法通过对状态误差的实时监测来调整执行器的输出,使控制器在系统存在柔性振动及空间环境干扰的情况下仍可实现高精度的姿轨跟踪。将其应用至柔性航天器姿轨跟踪系统中,仿真结果表明了该控制方案的有效性和实用性。     

超大柔性空间结构姿态振动耦合稳定性分析

针对太阳帆塔等细长结构的空间太阳能电站构型,以圆轨道内平面运动的空间柔性梁为研究对象,在质心浮动坐标系下,基于Hamilton原理建立了姿态运动与弯曲振动的耦合动力学模型。引入简谐形式的姿态运动假设,并验证了假设的合理性。基于此假设,分析了姿态运动与重力梯度对弯曲振动的第一阶频率的影响,重力梯度项的影响为简谐波动形式,而姿态运动使得弯曲振动频率降低,两者作用均随初始姿态角增大而增强。同时,推导了Mathieu方程形式的模态振动方程,并利用小参数摄动分析方法,得到了不同初始姿态角下的弯曲振动的稳定图,发现当初始姿态角越大时不稳定区域就越大。     

基于改进的切比雪夫多项式轨道的 SAR影像正射纠正

在利用SAR(合成孔径雷达)严格几何模型(距离-多普勒)进行影像正射纠正时,为消除卫星轨道误差对影像正射纠正精度的影响,提出了一种新的卫星轨道模型——切比雪夫多项式。首先利用切比雪夫多项式对SAR影像元数据中提供的若干卫星轨道状态矢量进行拟合,以获得影像成像期间内卫星轨道状态矢量关于时间的函数关系式;然后利用少量地面控制点修正切比雪夫多项式拟合的参数;最后将修正之后的卫星轨道模型用于SAR严格几何模型的正射纠正,从而提高正射纠正影像的定位精度。结合SAR的几何成像参数、数字高程模型,选择广西桂林某地区的Radarsat-2卫星拍摄的SAR影像进行试验,利用所提出的方法与传统正射纠正方法进行对比,试验结果得出正射纠正精度在40m以内,定位精度优于传统方法。     

框架型柔性太阳电池阵展开机构动力学分析

利用Kane法多体动力学基本理论,建立适用于空间框架型多模块柔性太阳电池阵的展开机构多体系统动力学模型,进行了框架型电池阵展开机构的展开方式和展开过程的仿真分析,并与ADAMS软件计算结果进行了对比,获得了机构组成部件在展开过程中的几何位置、速度、加速度等动力学特性,分析了框架展开机构各个铰接点受力的作用规律。结果表明:Kane法模型计算得到的单模块框架展开机构根铰转动规律与ADAMS分析结果基本相同,说明了Kane法建模的有效性和正确性;对于4模块框架展开机构,距离框架根部固定点越远的铰接点,其线速度和线加速度曲线在框架展开末期变化幅值越大;中间铰接点在展开初始状态所受的垂直于展开平面的作用力最大,在展开过程中逐渐减小;合理控制框架展开机构各运动部件的驱动力矩是保证框架按照确定规律展开的必要条件。研究结果可为空间框架型柔性太阳电池阵展开机构设计提供参考。     

小卫星声-振联合试验耦合响应分析及预估

卫星在主动段承受发动机脉动推力和气动噪声激励复合作用下的振动环境。以整星模型为试验对象,分别开展了卫星的振动台随机振动试验、噪声试验和声-振联合试验。对3组试验结果的对比分析发现,声-振联合试验中,基础激励和噪声激励对不同结构处响应在低频段和中高频段具有不同的影响规律。在此基础上,提出了一种工程应用方法,即用振动台试验和噪声试验的响应极值包络法以及线性叠加法以预示声-振联合试验的响应。     

聚三唑交联固体复合推进剂力学及燃烧性能研究

为了解决传统固体复合推进剂端羟基-异氰酸酯固化体系对水敏感以及与ADN,B粉等新组分不相容的问题,使用端炔基化的环氧乙烷-四氢呋喃共聚醚(PTPET)-多叠氮化合物组成新的固化体系,制备了常规配方S1、含键合剂配方S2、含ADN配方S3和含B粉配方S4的复合推进剂,对其力学性能和燃烧性能进行了测试。结果表明,室温下S1~S4的拉伸强度和断裂伸长率分别为0.60MPa,15%;0.63MPa,31%;0.40MPa,24%;0.72MPa,124%。在低温(-40℃)下,S1~S4的拉伸强度和断裂伸长率分别为1.69MPa,150%;2.10MPa,149%;1.18MPa,145%;2.10MPa,149%。在高温(60℃)下,S1~S4的拉伸强度和断裂伸长率分别为0.47MPa,23%;0.49MPa,21%;0.32MPa,17%;0.57MPa,84%。S2~S4在4~8 MPa下的燃速压力指数分别为0.49,0.52,0.38。4MPa压力,Ar气气氛下,S1~S4的爆热分别为6669,6695,6350,7014kJ/kg。总结了燃速和爆热的关系方程式。     

二元收-扩喷管气动喉道控制数值模拟

设计了收敛段为圆转方段的二元收-扩喷管,对喉道面积气动射流控制方案进行了数值模拟,分析了喷管出口宽高比、落压比、射流角度对喉道面积和喷管性能的影响.结果表明:喷管喉道矩形截面宽边壁面附近的静压小于窄边壁面附近的静压,并且随着出口宽高比的增大,宽边壁面附近的静压逐渐减小,窄边壁面附近的静压逐渐增大;在同样的落压比下,出口宽高比增大,喉道面积控制范围(RTAC)、喉道面积控制效率(ETAC)增大,总压恢复系数减小;出口宽高比一定时,随落压比的增大,RTAC,ETAC先减小而后基本保持不变,总压恢复系数增大;ETAC随射流角度的增大而增大.     

波音737CL飞机主起落架支撑梁区域裂纹的修理

美国联邦航空局(FAA)发布新适航指令AD 2014-03-06,强制要求航空公司对波音737CL飞机的主起落架支撑梁区域进行裂纹检查。本文结合维修经验,对检查发现裂纹后的修理方法进行总结、分析。     

快速寻北系统中基于α-β预滤波器的惯性器件斜坡漂移补偿

快速寻北系统在不同温度环境下冷启动过程中陀螺和加速度计输出的斜坡漂移及其斜率的逐次启动随机性影响了快速寻北精度。以激光陀螺快速寻北系统为研究对象,设计的α-β预滤波器在粗对准阶段即可收敛,可对陀螺和加速度计输出数据的漂移特性进行实时滤波估计与补偿,其带宽不对基座扰动引起的数据波动特征造成影响,有效消除了精对准过程中陀螺和加速度计斜坡漂移的影响。实验结果表明,激光陀螺快速寻北系统经α-β预滤波后冷启动寻北精度得到显著提高。