空间相机隔振与姿态控制一体化设计

为了解决星上微振动导致高分辨率遥感卫星图像质量下降的问题,研究了空间相机隔振措施及其带来的异位控制问题,提出了同时采取相机隔振与控制规律修改措施的一体化设计方法,实现了隔振性能与姿态控制性能兼备的系统方案。对算例的研究结果表明,采用相机隔振-姿态控制一体化设计方法可以在保证姿态控制性能的同时大幅降低曝光时间内空间相机的视线抖动量。     

基于滤波算法的拟平均轨道根数自主实时确定方法

针对卫星长期自主运行的发展要求,首次提出了基于滤波算法的卫星自主计算拟平均轨道根数的在轨实时方法。首先以受地球非球形摄动影响的低轨卫星为研究对象,推导了拟平均轨道根数的变化率并考虑了J2平方项补偿;以拟平均轨道根数为状态变量并以卫星瞬时速度和位置作为观测量建立了滤波方程,然后分别应用平方根无迹卡尔曼滤波(SR UKF)和扩展卡尔曼滤波(EKF)对拟平均轨道根数进行估计。仿真结果表明,两种滤波方法均能有效地计算拟平均轨道根数,其中平方根UKF滤波具有更高的精度和稳定度,且都可以满足卫星在轨自主实时计算拟平均轨道根数的需求。     

任意周期信号非相干测距技术研究

飞行器测控系统上、下行链路信号关联性越小,则信号体制的可选择性越大,有利于在飞行器测控系统中引进先进信号传输处理技术并提高上下行信号设计的灵活性。分析了传统相干与非相干测距技术的不足;在比相测距法原理基础上,推导出利用任意周期信号实现飞行器非相干测距的方法;对影响测距指标的距离模糊问题、测距精度问题进行了研究分析;对所研究的方法进行了数值仿真。结果表明采用此方法不仅可使测控系统上下行信号设计达到独立设计的目标,而且在保证同等精度要求的条件下,上下行链路信号体制可通过不同形式进行组合使用,在现有传输体制基础上可进一步降低测控信号设计的复杂度,适用于空天、临近空间及航空等不同环境下的飞行器测控与信息传输应用。     

Dual attitude and parameter estimation of passively magnetically stabilized nano satellites

The attitude determination capability of a nano satellite is limited by a lack of traditional high performance attitude sensors, a result of having small budgets for mass and power. Attitude determination can still be performed on a nano satellite with low fidelity sensors, but an accurate model of the spacecraft attitude dynamics is required. The passive magnetic stabilization systems commonly employed in nano satellites are known to introduce uncertainties in the parameters of the attitude dynamics model that cannot easily be resolved prior to launch. In this paper, a batch estimation problem is formulated that simultaneously solves for the attitude of the spacecraft and performs parameter estimation on the magnetic properties of the magnetic materials using only a measurement of the solar vector. The estimation technique is applied to data from NASA Ames Research Center's O/OREOS nano satellite and the University of Michigan's RAX-1 nano satellite, where clear differences are detected between the magnetic properties as measured before launch and those that fit the observed data. To date this is the first known on-orbit verification of the attitude dynamics model of a passively magnetically stabilized spacecraft.     

一种基于非面向对象语言的星载软件构件技术

为了进一步提高星载软件复用程度和解决航天器软件开发效率低下的问题,对星载软件特性和软件构件技术进行了分析和研究;对星载软件构件进行了定义,提出了一种基于非面向对象语言的、适用于星载软件开发和应用环境的星载软件构件模型。基于该模型开发的星载软件构件,具备独立性、完整性、可组装性和功能性。除此之外,对基于这种模型的星载软件构件设计、开发和使用方法进行了介绍,可以为采用非面向对象语言进行星载软件构件开发提供参考。在多个型号中对该技术展开实践,实践结果表明：提出的星载软件构件设计方法能够将星载软件开发效率提高2～5倍。     

非金属材料出气凝结特征时间常数分析

阐述了非金属材料空间出气凝结特征时间常数的概念,就时间常数的涵义做了辨析,并给出了几种非金属材料相应的实验测试数据和分析结论。     

污染低温凝结效应设备的研制

成功研制了星用非金属材料空间分子污染低温凝结效应环模测试设备 ,可原位、连续、定量测量星用非金属材料空间出气物在低温敏感表面上的凝结 ,给出全过程的数据和凝结量级。测试系统功能稳定、测试仪器灵敏、可实现大冷量、宽低温范围的模拟。设备致冷范围为 - 10 0℃～ 2 5℃ ,测试灵敏度为 10 - 8克 ,最优真空度达 7.0× 10 - 6 Pa。是我国目前唯一的用作星用非金属材料空间出气污染物在低温敏感表面上沉积凝结效应定量原位测试的专用环模设备。可用于空间分子污染机理的综合研究、空间分子污染的防护与控制工程。设备兼设有符合国际现行通用标准的星用非金属材料环模评价筛选系统     

配点法和网格细化技术用于非光滑轨迹优化

针对非光滑轨迹优化问题,采用局部配点法开发出通用的轨迹优化方法（考虑NLP的规范化处理、稀疏特性和数值微分算法等）,从细化效率、易用性和适应性等角度对基于数据压缩原理的网格细化技术进行改进,发展出通用的非光滑轨迹优化方法。采用典型的非光滑轨迹优化算例对方法进行了验证,结果表明：(1) 所述方法能够以较少的离散节点高精度、快速求解非光滑轨迹优化问题,在轨迹变化平坦区域采用较稀的网格,在轨迹变化剧烈区域加密网格;(2) 采用控制变量作为网格细化函数能够捕捉到状态变量的剧烈变化特性;(3) 采用局部配点法优化轨迹时,在非光滑区域应该加密网格而不宜分段优化。     

椭圆轨道非合作目标交会接近策略与控制

文章研究了追踪航天器与失控旋转非合作目标航天器在椭圆轨道中的交会接近策略与控制。在接近策略方面,首先,根据目标航天器大致结构设定一个安全的停泊点,使追踪航天器交会至停泊点;其次,通过在停泊点对旋转目标航天器姿态的观测,分析和预测其运动并确定合适的抓捕点位置,设计安全的接近轨迹,使追踪航天器沿着该轨迹接近至理想的抓捕实施点位置。在控制方面,考虑实际系统中的不确定性,只利用两航天器之间相对位置的测量信息,设计基于特征模型的自适应控制方法实现交会接近。最后通过数学仿真模拟整个交会接近过程,验证了文中所提出的接近策略和控制方法。     

上端壁翘曲对涡轮叶栅流场的影响

利用N－S方程求解程序，对采用不同端壁结构的三套大转角涡轮叶栅进行了数值模拟，探讨了上端壁翘曲对涡轮叶栅内气流流动的影响。计算结果表明,上端壁翘曲后，上半翼殿内的二次流流场发生了明显的变化，非轴对称端壁是控制叶栅内二次流流动的一种有效的方法。