基于含间隙吸振器的半主动振动控制

提出一种基于刚度分段线性动力吸振器的半主动振动控制策略，通过调节弹性元件的间隙实现吸振器工作频率连续跟踪外激励频率的变化。文中根据基波平衡导出了使主系统近似完全消振所需的弹性元件间隙控制律。数值仿真表明：这种半主动控制策略对于单自由度主系统和多自由度主系统均有很好的消振效果和相当宽的工作频带     

航天器发动机再启动的微重力基础研究

介绍了发动机再启动问题的工程应用背景，阐述了涉及发动机再启动的微重力基础研究，范畴。在微重力条件下，正确考虑外界干扰载荷对贮箱中流体动力学行为的影响是至关重要的。给出了用三维程序计算的一些结果。     

CCD器件用机械泵驱动两相流体回路仿真与试验

电荷耦合元件（CCD）作为航天光学遥感器的核心部件之一,其工作性能受温度影响很大,传统的热控产品难以满足大功率CCD的精密控温需求。通过仿真与试验系统研究了机械泵驱动两相流体回路（MPTL）用于CCD控温时的启动特性、运行状态、内部工质的流动及传热特性。结果表明:MPTL可以通过干度的调节来吸收冷凝器外热流和CCD工作模式的影响;MPTL的控温精度可以达到±1℃,蒸发器并联支路、蒸发器负载和冷凝器温度在一定范围内变化等均不会对系统运行稳定性产生影响,其仍可将CCD器件控制在所需温度;通过仿真与试验对比,发现仿真模型的误差在±1℃以内,验证了模型的有效性和准确度。MPTL可以很好地满足航天光学遥感器CCD的控温要求,能够保证CCD始终具有较好的温度稳定性和均匀性,且系统具有良好的运行特性和鲁棒性,其在CCD精密控温方面具有很好的应用前景。      

一种用于对日观测载荷的高精度高更新率太阳敏感器

太阳敏感器作为检测太阳矢量方位角的一种光学仪器,是卫星进行姿态测量、确定和控制的重要敏感器.随着天基对日观测活动的发展,对日精确指向需求强烈,太阳敏感器的精度和数据更新率成为制约对日观测平台稳态控制和精确观测的关键因素.针对太阳敏感器高精度和高更新率的需求,从光学系统、电路系统和软件算法等多个角度出发,设计了一种太阳敏感器,经标定测试,精度随机误差达到0. 716″(3σ),更新率达到62 Hz.     

纳米Sn-Zn-Fe复合氧化物气敏材料的研制

本文采用纳米材料制备技术（共沉淀法）,制备了十二种Ｓｎ－Ｚｎ－Ｆｅ复合氧化物气敏材料,将其制成元件后,进一步测试了气敏性能。结果发现其敏感度比用ＳｎＯ２、ＺｎＯ和Ｆｅ３Ｏ４机械混合制得的烧结元件大为提高,且有较好的选择性。     

星敏感器误差分析与补偿方法

星敏感器是目前航天器精度最高的姿态测量部件,其误差是影响姿态确定系统精度的关键要素.依据误差频率特性,系统地对星敏感器误差进行分析,主要阐述星敏感器低频误差和高频误差产生的原因以及当前的抑制与补偿方法.在此基础上,根据星敏感器误差的特点,展望星敏感器低频误差以及高频误差抑制与补偿方法的发展趋势.     

磁悬浮控制敏感陀螺角动量包络分析

针对磁悬浮控制敏感陀螺(MSCSG)空间应用问题,研究其多自由度角动量包络模型。依据MSCSG的机械结构,分析磁悬浮转子径向万向偏转特性,明晰MSCSG轴向一个自由度转子转速变化飞轮力矩和径向两自由度转子万向偏转陀螺力矩输出机理。基于洛伦兹力磁轴承(LFMB)原理,分析径向偏转力矩与控制电流的线性关系,揭示MSCSG陀螺力矩高精度高带宽的优势。考虑转子径向偏角和轴向转速饱和问题,基于重构偏角和旋转矩阵构建MSCSG角动量包络模型。仿真分析了MSCSG径向偏转力矩高精度高带宽、轴向飞轮力矩高精度的特性。开展MSCSG偏转力矩高带宽性能测试,实验验证MSCSG能够输出大于100 Hz的径向偏转力矩。研究结果表明,MSCSG具有航天器高动态微振动抑制和高精度姿态控制的空间应用前景。     

高精度球面洛伦兹力磁轴承设计与分析

针对柱面洛伦兹力磁轴承(LFMB)偏角有限导致磁悬浮控制敏感陀螺(MSCSG)力矩输出持续时间短和气隙磁密均匀度低影响控制敏感精度的突出问题, 提出了一种高精度球面LFMB设计与分析方法。所设计的LFMB转子球面导磁套和定子球面绕组均与双球面陀螺转子同球心, 气隙呈球壳状, 保证转子偏转时定子绕组两侧气隙宽度不变, 相较于柱面LFMB, 转子可偏转角度由±0.6°扩大到±2°。利用等效磁路法推导了柱面与球面LFMB气隙磁密的数学解析模型, 并基于ANSYS命令流构建了柱面与球面LFMB的有限元仿真模型。仿真结果表明:在转子可偏转范围内, 沿偏转中心线, 球面LFMB最大磁密较柱面下降了34.1%;当转子不偏转时, 球面LFMB绕组截面内的磁密均匀度较柱面提高了11.6%;当转子偏转时, 球面LFMB绕组截面内的磁密均匀度较柱面提高了17.7%。所提方法为磁悬浮控制敏感陀螺控制与敏感性能的提升奠定了基础。      

月球车地球敏感器图像地心位置提取算法

地球是月球上可视半径最大的天体,且在天球上运动范围较小,不存在升降现象.当月球车在月球对地面区域活动时,利用地球敏感器对地球成像可实现月球车长期自主天文导航.地球图像地心位置提取是利用地球敏感器进行天文导航的关键技术之一,直接决定了地球敏感器的观测精度.本文通过研究地球敏感器镜头投影模型分析地球成像规律,提出一种不受地相变化约束的地球敏感器图像地心位置提取算法,采用取半搜索法和循环搜索法两步实现地球真实边缘线的充分筛选,并基于此拟合地心位置.半物理仿真实验校验结果表明,本算法能针对不同地相图像有效提取地球中心,外符合平均精度约为9.78"~16.68",在实验条件随机改变的情况下,地心位置外符合精度标准差互差最大不超过0.98".      

探月返回器降落伞减速系统设计及试验验证

针对探月返回器降落伞减速系统的任务特点,通过对返回器-降落伞系统的动力学特性分析,提出了一种开伞载荷非均衡的两级降落伞减速系统设计方案,实现了返回器开伞载荷、器伞系统稳定性等多因素的匹配性设计,通过仿真试验和空投试验验证了方案设计的合理性,最终通过月地高速再入返回任务飞行试验验证了降落伞减速系统性能的有效性。结果表明:降落伞减速系统工作性能稳定可靠,能够确保返回器的安全回收,可以保证后续月球采样返回任务的成功实施。