大挠性多体卫星的自抗扰姿态控制系统设计

研究了最近提出的非线性自抗扰控制器 (ADRC)在大挠性多体卫星姿态控制中的应用问题。提出了一种双闭环自抗扰姿态控制器 (ADRAC) ,并从鲁棒性、干扰抑制、动静态性能指标和振动抑制等方面与使用于某挠性卫星的传统PID控制器进行了比较。在考虑了反作用轮和敏感器的实际非线性和敏感器噪声的影响情况下进行了仿真 ,结果表明 ,双闭环自抗扰姿态控制器各方面性能均优于传统的PID。本文提出的自抗扰姿态控制器 ,对实现挠性多体卫星的高精度高稳定度姿态控制 ,具有实际的应用价值     

小型化圆极化收发天线设计

文中论述一种小型化的宽波束、双频双圆极化收发组合天线。天线采用微带天线形式 ,由接收和发射两部分组成 ,两部分集成在一个矩形结构上。该天线增益大于 0 d B的波束宽度在 1 40°以上 ,结构简单、成本低     

卫星次承力结构设计对振动响应的影响

以风云二(FY-2)气象卫星为例，分析了设计中卫星次承力结构类型、连接、梁形式、功能单机结构和材料等对结构动态性能的影响，并提出了针对性设计改进。试验结果验证了改进的有效性。     

卫星结构振动试验中的力控技术

介绍了卫星结构振动试验中力控技术的原理、特点，以及国外力控技术的研究和应用。通过与传统单轴加速度响应控制方法的对比，阐述了力和加速度双控技术对防止振动试验中过实验和欠实验的作用。分析表明该技术对实现卫星结构合理设计具有重要意义。最后提出了发展我国力控技术的建议。     

固体火箭发动机喷管结构完整性分析

通过计算温度场和应力场,分析了喷管在发动机工作过程中的结构完整性。将燃气简化为一维等熵流,以确定喷管内型面所承受的温度和压强载荷。基于三维有限元模型,计算了喷管的瞬时温度场。然后,将温度场分析结果导入结构分析模型,用点．点接触单元模拟喷管材料之间的接触状态,对温度和压强载荷联合作用下的应力场进行了分析。结果表明,喷管结构是安全的。     

一种新的双频圆极化器的设计

极化器是天线馈电系统中的重要部件。文章设计了一种新的双频（ C频段,5.15~5.25 GHz,6.7~7.075 GHz）四脊波纹方波导圆极化器,该圆极化器的端口驻波小于1.14,工作带宽内轴比小于0.42 dB。     

变结构航天器动力学特性在轨辨识方法综述

动力学特性在轨辨识是对大型变结构航天器精确控制的基础和关键。首先,分析了国外在动力学特性在轨辨识领域的工程应用。其次,从在轨运行过程对动力学特性的影响出发,对在轨辨识方法的工程适用性进行了分析和评述,并总结了开展制约航天器动力学特性在轨辨识方法工程应用的条件。最后,对航天器质量特性和模态参数在轨辨识方法的应用进行了总结,可为动力学特性在轨辨识方法在我国未来大型变结构航天器中的应用提供参考。     

应用圆盘工装谐振实现高量级随机振动

针对高量级随机振动试验提出了一种利用工装谐振原理在振动台上实现高量级振动的试验方法。首先在理论上分析振动台系统的圆盘工装的振动特性,利用谐振原理设计了结构响应放大装置,并在理论上分析了该装置的结构响应放大的可行性,最后应用该装置成功完成了伺服机构高量级步进随机振动试验,验证了其在高量级随机振动试验中的有效性。     

带凹槽结构的涡轮泵平衡活塞工作特性分析

在涡轮泵中设计平衡活塞结构是用来平衡轴向力的重要方法之一,平衡活塞通过调节涡轮泵叶轮和壳体间隙的压力分布降低轴向力大小,而在平衡活塞内增设凹槽结构则可以更好地平衡轴向力、扩大平衡轴向力的工作范围。针对凹槽结构的工作特性研究问题,建立了带不同凹槽结构的平衡活塞后泄漏流道数值仿真模型,并根据仿真结果对平衡活塞后泄漏流道内的...     

Multilevel Tests and Measurement Evaluation Methods for the Application of Composite Materials in Spacecraft Structures

With the implementation of new-generation launch vehicles, space stations, lunar and deep space exploration, etc., the development of spacecraft structures will face new challenges. In order to reduce the spacecraft weight and increase the payload, composite material structures will be widely used. It is difficult to evaluate the strength and life of composite materials due to their complex mechanism and various phenomena in damage and failure. Meanwhile, the structures of composite materials used in spacecrafts will bear complex loads, including the coupling loads of tension, pressure, bending, shear, and torsion. Static loads, thermal loads, and vibration loads may occur at the same time, which asks for verification requirements to ensure the structure safety. Therefore, it is necessary to carry out a systematic multi-level experimental study. In this paper, the building block approach (BBA) is used to investigate the multilevel composite material structures for spacecrafts. The advanced measurement technology is adopted based on digital image correlation (DIC) and piezoelectric and optical fiber sensors to measure the composite material structure deformation. The virtual experiment technology is applied to provide sufficient and reliable data for the evaluation of the composite material structures of spacecrafts.