软式空中加油对接约束力不确定性分析

软式空中加油过程中锥套和受油管连接处的最大约束力,可造成锥套和受油管的脱离以及受油管的断裂,甚至引发安全事故。为了研究输油过程中软管锥套组合体的动力学特性,利用ALE-ANCF输油管道模型和多体建模方法,建立了加油系统刚-柔-液耦合的多体动力学模型;为了获取参数不确定条件下对接约束力的期望范围,采用融合多项式混沌方法和动力学模型的不确定性快速分析方法,得到了不同高度下飞行速度、输油软管长度和两机相对运动速度存在不确定性时的对接约束力期望范围。数值仿真结果表明,当受油机和加油机存在相对运动时,受油管在特定截面处的最大压力、剪力和弯矩的期望值将会分别大幅提高50%、272%和772%。     

无人机空中加油自主会合的制导与控制

针对无人机空中加油的自主会合问题,进行了相应制导律和非线性控制器的设计。通过改进的带角度约束的三维比例制导律实现对航向角的控制,以协调转弯的方式将航迹角指令转化为姿态角指令。基于无人机六自由度的动力学模型,针对无人机的姿态控制,采用时标分离的方法设计了慢子系统和快子系统,并对这两个子系统分别进行动态逆控制设计。同时,基于滑模控制的方法设计了满足自主会合要求的速度控制律。在保证无人机飞行稳定的基础上,实现了对控制和制导指令的精确跟踪。仿真结果表明,所设计的制导律和控制律能够实现无人机空中加油的自主会合,具有良好的动态特性。     

四十年空间交会对接技术的发展

空间交会对接问世至今,已经有40年历史,在轨成功实现交会对接约300多次。文章首先从技术发展角度分析研究40年来交会对接过去和现在的技术水平、空间活动典型事例;其次讨论在轨服务技术和分析常用7种交会对接敏感器的总体性能,并作相互比较;最后讨论未来交会对接技术发展趋势。     

卫星电源系统在轨故障分析及对策

卫星电源系统的在轨高可靠、安全运行已经成为当前卫星研制中关注的重点。文章针对国外卫星电源系统在轨故障案例进行收集和整理,并对故障机理及对策进行了总结,以有助于指导电源系统设计,提高我国卫星电源系统在轨运行的可靠性和安全性。     

空中加油系统的多体动力学和CFD仿真

介绍了作者基于Fortran程序开发的一个多体动力学求解器.依托多刚体系统理论、基于绝对节点坐标(ANCF)法描述的常质量/变质量索梁单元和计算多体动力学方程组求解技术,该求解器可用于分析飞行器拖曳结构中的索-刚体约束系统的动力学问题.本文基于并行CFD求解器PMB3D的动态重叠网格功能,构建了多体动力学和计算流体力学的非定常耦合计算程序.以软式空中加油系统为例,对真实外形飞行器拖曳系统的气动-动力学特性进行了仿真研究.探讨了战斗机构型进行软式加油对接时产生的气动干扰问题,研究了受油机的接近速度和初始偏移量对对接效果的影响.     

某型加油机尾流特性试验研究

为了揭示加油机加油装置尾部流场的发展规律和加油机各部件对尾流区的干扰机理,很有必要精确测量尾流区不同截面的流动参数,研究尾流对加油装置的影响。介绍了在4m×3m风洞应用该风洞配备的空间流态测量与显示系统,对某型加油机加油装置尾部流场多个截面的流动参数进行了测量,并对其尾流特性进行研究。研究结果表明,当加油舱的安装角=1.5°时,油舱涡量最小;在挂架上装涡流发生器后,油舱涡的强度稍有减弱;尾流区的空间流场测量与显示有助于对加油机加油装置尾部流场发展规律的研究。     

航天器受迫绕飞构型设计与控制

针对航天器在轨服务任务对绕飞技术的要求,研究了航天器受迫绕飞构型设计和控制问题。基于C-W(Clohessy-Wiltshire)方程的解析解,提出了双水滴拼接绕飞构型,并将单脉冲或双脉冲受迫绕飞延展至多脉冲绕飞构型设计;推导了伴随航天器初始状态变量与绕飞构型形状参数的关系,得到了4种构型的解析表达式和脉冲控制策略。通过数值仿真算例验证了设计的4种绕飞构型能够实现伴随航天器的慢速绕飞和快速绕飞,比较了不同绕飞构型的燃料消耗和绕飞距离误差。数值结果表明,双水滴拼接绕飞构型总脉冲最小。研究成果完善了航天器受迫绕飞构型设计与控制的相关理论,为工程应用提供参考。     

一种通用的航天器在轨分离设计方法

随着空间探测任务的多样化和复杂化,利用单个航天器的多舱段实现多任务、多目标探测已成为航天技术的发展趋势。通常情况下,舱段分离信号将触发航天器的后续自主控制,直接影响航天器的自身安全和后续任务执行。本文从保证分离信号可靠和分离过程安全的角度提出了一种典型的分离信号配置与通用的分离信号触发控制逻辑,并建立了航天器在轨分离安全性数学模型。该模型和逻辑控制方法经过仿真分析和实际在轨飞行任务验证,确认了方法的可行性和正确性,可以作为后续航天任务的参考。     

膜盒贮箱推进剂补加过程的建模与仿真

推进剂在轨补加是确保空间站长期工作的重要条件。为了使补加工作顺利实施,需要对推进剂补加过程进行专门的研究。航天器常用推进剂如一甲基肼、四氧化二氮等有剧毒,地面模拟补加试验常采用无毒的模拟工质。但由于两种物质的物性参数存在差异,导致模拟的补加过程和效果与实际情况有差异。文章参考国外空间站补加系统构成形式和补加过程,建立膜盒贮箱推进剂补加过程的数学模型,通过将仿真结果与地面试验数据对比验证了数学模型的准确性。进一步对两种推进剂的补加过程进行仿真分析,并与纯净水补加数据对比。结果表明:液体工质的体积流率与密度存在反比关系,即一甲基肼的补加速率高于纯净水,四氧化二氮的补加速率则低于纯净水。