空间机器人在轨组装多模块单元的对接力控制与地面实验

将空间结构模块化单元呈堆叠式发射后通过空间机器人实施在轨组装,是构建大型空间结构颇具前景的一种方式.空间机器人在轨组装空间结构模块单元过程中存在动力学模型复杂、对接力控制难和对接过程干扰强等问题.针对上述难点,分析了多模块单元在轨组装接触情景,建立了空间机器人在轨组装的动力学模型和三维空间接触动力学模型,在此基础上采用了一种基于模型参考自适应阻抗控制的对接过程接触力控制方法.该方法根据力跟踪误差值实时调整顺应轨迹以适应复杂工况和抵抗外界干扰,从而使接触力准确跟踪期望值,以保证模块单元成功对接的同时避免物理接触对机械结构造成损坏.搭建了空间机器人组装模块单元的仿真平台和地面实验平台,对空间机器人动力学模型和控制方法进行了验证.实验结果表明自适应阻抗控制方法在多模块单元同步对接的复杂接触情景下,仍具有良好的力控制性能和环境适应能力.该方法可应用于(超)大口径太空光学组合镜组等空间大型结构在轨组装过程的力控制.

大型柔性空间结构热-动力学耦合系统的非线性有限元分析

针对在轨航天器柔性附件的热-动力学耦合系统,发展了一种基于更新Lagrange格式的非线性有限元分析方法。构造了一种一维温度杆单元,该单元通过增加节点自由度数能够同时得到薄壁杆件横截面的平均温度和沿杆截面周向的温差,这些温度直接产生相应的热轴力、热弯矩和热双力矩。利用Rodrigues公式得到薄壁梁在大转动情况下的坐标转换矩阵,并推导了非线性动力学方程。进一步考虑结构变形和热流入射角的相互影响后,就得到了高度非线性的热-动力学耦合有限元方程。首先用标准考题验证了该方法的正确性,然后利用该方法对哈勃太空望远镜太阳翼的热诱发弯扭耦合振动问题进行了分析,给出了可能导致其失效的模式。

高分多模卫星方案设计与技术特点

高分多模卫星是一颗敏捷光学成像卫星,具有全色优于0.5 m/多光谱优于2 m分辨率、1个全色谱段+8个多光谱谱段、无控制点定位精度优于10 m的能力,同时具有多种敏捷成像模式。文章概述了高分多模卫星的方案设计,并总结了卫星的敏捷成像、敏捷机动、图像质量保证、高定位精度保证、微振动抑制、大气同步校正、自主任务管理等技术特点。卫星的成功发射并投入使用,实现了民用光学遥感卫星优于0.5 m高分辨率图像数据的获取能力,可有效推动我国高分辨率对地观测系统建设和空间遥感的定量化应用水平。

静电纺丝技术制备BaFe_(12)O_(19)纳米纤维与表征

采用静电纺丝技术制备了PVP/[BaCl2+Fe(NO3)3]复合纳米纤维,将其进行热处理,获得了单相BaFe12O19纳米纤维。差热-热重分析(TG-DTA)表明,当焙烧温度高于450℃时,PVP/[BaCl2+Fe(NO3)3]复合纳米纤维中溶剂、有机物和无机盐分解挥发完毕,样品不再失重,总失重率为90.5%.X射线衍射分析(XRD)与傅里叶转换红外光谱分析(FTIR)表明,PVP/[BaCl2+Fe(NO3)3]复合纳米纤维为非晶态,经900℃焙烧5h后,获得了单相磁铅石型的BaFe12O19纳米纤维。经扫瞄式电子显微镜(SEM)分析表明,经过900℃焙烧后,获得了直径约80 nm的BaFe12O19纳米纤维,长度大于200μm.对BaFe12O19纳米纤维的形成机理进行了讨论,该技术可以用来制备其他铁氧体纳米纤维。

高分多模卫星工作模式设计与在轨验证

针对高分多模卫星多有效载荷、大数据量、复杂敏捷成像等特点,根据多用户对图像质量、成像模式、获取时效性等应用需求及设计约束,提出了高分多模卫星发射入轨、轨道控制、正常运行、任务执行等各工作模式。其中,针对任务执行模式的敏捷成像模式、数据存储与传输模式、特定区域快速获取模式进行了详细论述。在轨测试结果表明:高分多模卫星工作模式设计正确、合理,卫星任务执行效率高、运行稳定,可以满足用户使用要求。

遥感卫星平台与载荷一体化构型

随着遥感卫星制造技术的不断提高,高精度、高敏捷性、低成本遥感卫星的需求日益强烈。平台与载荷一体化设计是未来高精度、高敏捷性、低成本遥感卫星发展的重要方向之一,平台与载荷一体化构型设计是平台与载荷一体化遥感卫星的关键。目前已有多颗平台与载荷一体化构型的遥感卫星在轨飞行,中国尚处于起步阶段。文章分析了平台与载荷一体化设计的遥感卫星构型;从提高图像定位精度、降低卫星质量、降低建造成本等方面,分析了平台与载荷一体化构型的优势;对载荷设计需具有整星级优化理念、载荷需提供多种接口、平台与载荷间具有强耦合关系等一体化构型的特点进行了总结;给出了一体化构型的建议,如整星形状设计、主承力结构设计、大型部件布局等。

航天器在轨全周期热变形分析方法

提出一种适应于在轨全周期热变形的分析方法,采用基于热传导算法进行"热分析模型-结构分析模型"全周期温度场映射,利用数学拟合算法开展对各类结果数据的分析,通过相关程序实现全周期多工况温度场映射、计算、数据分析的自动化。对某遥感卫星进行全周期热变形分析,结果表明:全周期温度场映射时间由天缩短至小时量级,温度场映射精度可控制在1%以内,相对于以往基于极端工况的热变形分析方法,可显著地提升分析精度与验证覆盖性,获得在轨热变形量级、全周期变化规律。文章的研究结果可为航天器热稳定设计提供参考。

静电纺丝技术制备NiFe_2O_4纳米纤维的表征

采用溶胶-凝胶法与静电纺丝技术相结合制备了PVP/[Ni(NO3)2+Fe(NO3)3]复合纳米纤维,在一定温度下进行热处理,得到尖晶石结构的NiFe2O4纳米纤维。利用TG-DTA、XRD、FTIR、SEM、TEM等分析手段对样品的组成及结构进行表征。TG-DTA分析表明,PVP/[Ni(NO3)2+Fe(NO3)3]复合纳米纤维的热处理温度高于450℃以后,质量恒定,总失重率为87.8%。XRD与FTIR分析表明,热处理温度高于600℃时,复合纳米纤维已经完全转变成尖晶石结构的NiFe2O4纳米纤维。SEM分析表明,所制备的PVP/[Ni(NO3)2+Fe(NO3)3]复合纤维直径在250～300nm之间,NiFe2O4纳米纤维直径约100nm,长度大于200μm。对NiFe2O4纳米纤维的形成机理进行了探讨。

静电纺丝法制备Y_3Al_5O_(12)纳米纤维

采用静电纺丝技术制备了PVP/[Y(NO3)3+Al(NO3)3]复合纳米纤维,研究了反应体系的最佳组成,系统地讨论了静电纺丝工艺的影响,获得了最佳制备条件.将PVP/[Y(NO3)3+Al(NO3)3]复合纳米纤维在900℃焙烧10 h,获得了晶态的YAG纳米纤维.XRD分析表明,YAG纳米纤维属于立方晶系,空间群为Ia3d.SEM分析表明,PVP/[Y(NO3)3+Al(NO3)3]复合纳米纤维表面光滑,平均直径约为175 nm;YAG纳米纤维的直径约为75 nm,长度大于100μm.该技术可以用来制备其他稀土石榴石型化合物纳米纤维.

高分多模卫星星地一体化专项工程研究与应用

高分多模(GFDM-1)卫星是我国民用空间基础设施规划中的首颗高分辨率光学对地成像敏捷遥感卫星,其最高分辨率达到0.42m,成像模式灵活且丰富。为实现卫星设计、研制与应用的紧密结合,确保卫星入轨后实现高成像质量、高成图效率、高应用效益,切实解决用户业务中的实际问题,开展了星地一体化专项工作,在卫星像质保证、任务定制、数据处理、在轨综合效能评估等方面部署了研究课题,在卫星工程研制和在轨测试阶段全程同步实施。通过技术研究、产品开发、测试与应用,并在卫星入轨后迅速支持卫星任务定制、载荷定标、数据处理与业务应用,实现了星地一体化同步协调发展,提高了空间基础设施应用效益。

一种微振动隔振设计与验证

某型号卫星微振动对成像质量影响仿真分析结果表明,微振动对成像质量的影响不可忽略,因此针对影响最大的微振动源进行隔振。根据隔振的基本原理,通过结构设计令隔振器刚度满足要求。针对隔振器自身固有频率处响应放大的问题,通过选择合适的阻尼材料实现合理的放大因子。通过地面试验验证了隔振器对微振动的隔振效果。随后针对发射段力学环境进行了强化设计,通过选择适用的阻尼材料实现隔振器抗发射段力学环境的能力。最后通过在轨测试,利用图像分析验证了隔振器的隔振效果。

高分多模卫星敏捷遥感技术研究及应用

敏捷机动技术是提升高分辨率遥感卫星成像能力的一项核心技术。文章分析了高分辨率遥感卫星发展趋势,提出了基于多种敏捷成像模式的新型观测需求,进而提出卫星平台敏捷机动技术的系统要求。结合中型敏捷遥感卫星公用平台(ZY2000 Remote Sensing Satellite Platform)研制,定义敏捷成像模式,分析平台机动能力,提出了卫星敏捷机动指标要求。针对敏捷机动技术的实现,系统性开展了工作,设计了小惯量的星体结构,开发了基于控制力矩陀螺(CMG)的控制系统和控制算法,采用了敏捷任务规划和管理方案,研制了高刚度太阳翼、大量程陀螺、125 Nms控制力矩陀螺等核心产品,开展了数学和半物理仿真验证。高分多模卫星(GFDM-1)作为中型敏捷遥感卫星公用平台的首发星,实现了敏捷机动技术的应用,验证了多种敏捷成像模式下成像质量满足需求。在轨结果表明:高分多模卫星的敏捷机动能力和成像质量满足设计要求,达到国际先进水平。

高分多模卫星技术创新与发展建议

高分多模卫星作为我国民用空间基础设施中对地观测系统分辨率最高的卫星,肩负着实现我国优于0.5 m分辨率遥感图像数据自给的重任,同时还要发挥技术引领和推动的作用。其空间分辨率、敏捷成像能力达到国际先进水平,取得了重要的技术成就,有效推动了我国高分辨率对地观测系统建设和空间遥感的定量化应用水平。文章总结了高分多模卫星敏捷成像、高图像质量、大气同步校正等主要技术创新点,并从组网建设、性能提升、智能化等方面对后续发展提出了建议。

静电纺丝法制备ZnFe_2O_4纳米纤维

采用静电纺丝法制备了PVP/[Zn(NO3)2+Fe(NO3)3]复合纳米纤维,研究了反应体系的最佳组成,系统地讨论了静电纺丝工艺的影响,获得了最佳制备条件。将PVP/[Zn(NO3)2+Fe(NO3)3]复合纳米纤维在600℃焙烧5h,获得了晶态的ZnFe2O4纳米纤维。XRD分析表明,ZnFe2O4纳米纤维属于单相尖晶石结构,空间群为Fd3m。SEM分析表明,PVP/[Zn(NO3)2+Fe(NO3)3]复合纳米纤维表面光滑,平均直径约为200nm,ZnFe2O4纳米纤维的直径为175nm。

静电纺丝制备Y_3Al_5O_(12)∶Tb^(3+)发光纳米纤维

采用静电纺丝制备了非晶态的PVP(polyvinyl pyrrolidone)/[Y(NO3)3+Al(NO3)3+Tb(NO3)3]复合纳米纤维,经900℃焙烧10 h后,获得了单相石榴石型的Y3Al5O12∶Tb3+(简称YAG∶Tb3+)发光纳米纤维,直径约70 nm,长度大于100μm.当焙烧温度高于550℃时,复合纳米纤维中水分、有机物和硝酸盐分解挥发完毕,样品不再失重,总失重率为86.7%.YAG∶Tb3+发光纳米纤维在273 nm的紫外光激发下,发射出Tb3+离子特征的543 nm的明亮绿光.讨论了YAG∶Tb3+发光纳米纤维的形成机理.该技术可以用来制备其他石榴石型化合物纳米纤维.

高分多模卫星基于统一数据源总装技术状态管控

针对航天器总装过程中设计数据难以复用、过程控制依赖人工、现场状态反馈不直观等问题,通过对总装过程开展全流程梳理、体系优化和数字重构,打通了设计与总装的数据链路,实现了设计、工艺数据同源,过程状态数据驱动以及现场状态三维可视化展现,有效提升了总装过程管理的精细度和直观性,以高分多模卫星为背景开展的系统建设和应用验证,取得了良好效果,可以作为后续航天器推广应用的参考。

高分多模卫星微振动抑制设计与验证

敏捷型遥感卫星在轨运行期间,星上控制力矩陀螺等扰动源会引起微振动,微振动传递到高分辨率相机等敏感载荷会影响载荷性能,进而影响卫星成像质量,因此需对传递到敏感载荷的微振动进行抑制,以保证卫星高分辨率指标的实现。以高分多模卫星(GFDM-1)的微振动抑制需求为背景,确定了整星微振动抑制技术路线与微振动抑制总体方案,开展了扰动源特性研究,完成了扰动源、星体结构和敏感载荷的减隔振设计与验证,并通过星载微振动测量设备对相机等关键位置的在轨微振动响应进行了测量,对卫星微振动抑制方案进行了飞行验证。在轨微振动测量数据表明:高分多模卫星微振动抑制方案可有效满足敏感载荷相机的微振动抑制需求,可为我国后续敏捷遥感卫星的微振动抑制设计与验证提供参考。

高分多模卫星构型与总体布局设计及验证

针对高分多模卫星高分辨率、敏捷成像、高图像定位精度等任务需求,文章从构型和总体布局两个方面,梳理了高分多模卫星的设计理念和技术实现途径。通过体系化的数字仿真、试验模拟、在轨飞行等验证手段,对设计效果进行了验证,并分析总结了卫星构型与总体布局特点,对同类遥感卫星的总体设计具有借鉴作用。

高分多模卫星飞行程序设计及验证

高分多模卫星(GFDM-1)兼具高分与敏捷特性,具备多种敏捷成像模式,同时具备自主任务管理功能。其飞行程序设计具有在轨工作模式多样、工作状态复杂且耦合性强等特点,首次采用天地一体的自主任务管理方式进行飞控实施。因此,在飞行程序设计中重点开展了事件时序设计和优化,合理设计并行时序并综合采用多种执行方式对事件流程进行优化,实现快速状态建立;针对卫星设计和敏捷特点分析,识别太阳翼展开及捕获跟踪、多模式高频度的载荷任务规划、中继数传模式等关键事件,对其开展地面仿真进行设计优化。高分多模卫星在轨应用和验证结果表明:卫星在轨运行良好,各飞行事件有序开展,飞行程序设计合理有效。

高分多模卫星图像定位精度保证设计与验证

从高分多模卫星相机成像和处理链路出发,对图像定位精度的影响环节和因素进行研究,针对主要影响因素结合当前设计水平综合考虑,建立了包含轨道确定、姿态测量、时间同步、结构稳定性、相机内方位元素稳定性、地面标定与处理等多个方面的天地一体化图像定位精度保证体系,针对各项提出了具体的系统配置和软件算法设计方案,分别采取了仿真分析、测试和试验等方法进行了验证。介绍了高分多模卫星在轨的轨道确定,姿态测量,内、外方位元素稳定性的情况,对下传的图像几何定位精度进行分析和评价,实际在轨表现与设计预估状态基本一致,表明图像定位精度设计方案和控制措施有效,实现在星下点30°角范围内图像无控制点定位精度优于5 m(1σ)。