一种适应卫星姿态侧摆机动的混合轮系控制方法

针对高稳定度轮控大型卫星因动量轮力矩小而难以满足侧摆成像任务需求问题,开展了混合轮系配置方案及控制方法研究。首先,提出常规轮系配置卫星滚动轴方向串联大力矩飞轮的混合配置方案,并设计飞轮开环前馈与常规动量轮闭环反馈相结合的控制策略;其次,设计以容许角动量最大量为权重的飞轮组前馈力矩分配律和具有角动量反馈的飞轮力矩跟踪控制方法,实现飞轮力矩合理分配及其模型不确定性导致输出力矩偏差抑制;然后,设计估计器对星体内外扰动力矩进行估计与补偿,以确保卫星高稳定度性能实现;最后,给出在轨应用情况,验证所提出方案及方法的有效性。在轨应用表明,采用该控制方法,有效缩短了整星侧摆稳定时间达100 s以上,且非机动期间姿态稳定度优于3.75×10-5(°)/s。

面向重访周期需求的敏捷成像卫星任务规划方法

为满足敏捷成像星座观测目标的重访周期需求,提出一种混合编码差分进化算法.分析敏捷成像卫星的工作特点,构造评价重访周期需求满足情况的目标函数,建立成像任务约束满足模型.针对观测任务选择与否、执行顺序和成像时间的优化需求,提出一种二进制-实数混合编码差分进化算法,实现了成像任务在时间轴上的分布优化.通过工程实例进行仿真校验,仿真结果表明相比于基于二进制编码的遗传算法,本文算法在优化时间和优化效果方面都有较大优势.

依托重大工程培养拔尖人才的探索实践

着眼拔尖人才培养,首先梳理了重大工程与拔尖人才培养体系的关系,总结了国内外典型重大工程带动人才培养的主要做法。其次,分析了当前拔尖人才培养面临的挑战。最后,以空天拔尖人才培养为例,系统阐述了依托重大工程开展拔尖人才培养的经验做法,并提出了未来依托重大工程培养拔尖人才的几点思考。依托重大工程培养拔尖人才的经验总结和建议,对相关单位开展拔尖人才培养具有一定的借鉴意义。

黏弹性基体中FG-CNTRCs圆柱壳热振动特性分析

建立了考虑碳纳米管(Carbon Nanotubes,CNTs)尺度效应的宏观功能梯度碳纳米管增强复合材料(Functionally Graded Carbon Nanotubes Reinforced Composites,FG-CNTRCs)圆柱壳自由振动特性的理论模型.综合考虑CNTs的取向和尺度效应,基于Eshelby-Mori-Tanaka(EMT)方法和非局部理论建立了宏观CNTRCs的非局部EMT本构模型.基于Kirchhoff-Love圆柱壳假设,采用Hamilton原理推导了热环境中visco-Pasternak基体中FG-CNTRCs圆柱壳的自由振动控制方程,利用Navier法得到两端简支圆柱壳的固有频率,并与文献中结果进行对比,验证了模型和方法的正确性.分析了非局部参数、CNTs的体积分数和分布方式、圆柱壳的长厚比、环境温度以及地基参数等对简支FG-CNTRCs圆柱壳自由振动特性的影响.研究发现,考虑CNTs的尺度效应后会降低FG-CNTRCs圆柱壳的抗弯刚度,环境温度对简支FG-XCNTRCs圆柱壳固有频率虚部的影响随CNTs体积分数的增大而增大,且长厚比和地基的阻尼参数对虚部的影响有耦合作用.

热力联合作用下热塑性复合材料悬臂梁的弹塑性分析

纤维增强热塑性复合材料由于基体韧性的增大导致其弹塑性特性突出,而考虑温度影响后其力学行为则更为复杂。考虑非线性热载荷与弯矩联合作用的影响,基于Timoshenko梁和塑性线性强化理论,建立了针对纤维增强热塑性复合材料悬臂直梁弹塑性问题的理论分析模型,得到了悬臂直梁应力和位移的解析解,并将解析解分别与文献和有限元的计算结果进行对比,验证了所建理论分析模型的正确性。在此基础上,分析了不同弯矩、纤维铺层角和跨高比对悬臂直梁弹塑性行为的影响。相关结论可为纤维增强热塑性复合材料的设计和工程应用提供参考。

基于序列近似优化方法的加筋圆锥壳结构优化设计

为提高运载火箭圆锥壳舱段承载效率,开展轴压载荷下加筋圆锥壳结构轻量化设计。首先,建立加筋圆锥壳结构有限元模型,采用非线性显式动力学算法开展分析;然后,对比分析加筋圆锥壳结构参数灵敏度指标及中间框径向和垂直安装方式对结构极限承载性能的影响;最后,基于径向基函数代理模型和Kriging代理模型序列近似优化方法开展加筋圆锥壳结构优化设计。结果表明:腹板高度、桁条数量、翼缘厚度及耦合效应是加筋圆锥壳极限承载能力的关键影响因素,而中间框径向和垂直安装方式对结构极限承载性能的影响不显著;采用序列近似优化方法经迭代优化后,相对初始设计减重9.40%,验证了方法的有效性。

具有载荷扰动抑制的卫星姿态控制方法及验证

针对载荷转动对星体产生的呈周期变化的干扰,开展了干扰抑制方法研究。利用干扰的周期特性,基于李亚普诺夫原理设计了参数未知的周期干扰力矩的辨识算法,实现了卫星姿态的自适应控制。最后进行了物理仿真试验,利用真实的星载计算机和控制部件,在气浮台上进行了试验验证,结果表明,算法有效地抑制了载荷转动的干扰,卫星的姿态稳定度提高了50%,且算法简单,易于星上软件实现。

2-SGCMGs与磁力矩器的对地姿态混合控制方法

针对故障后仅剩两单框架控制力矩陀螺(SGCMG)可工作的对地定向三轴稳定卫星姿态控制问题进行了研究,提出了2-SGCMGs系统与磁力矩组合的混合控制策略及方法,以克服两SGCMG欠驱动控制的鲁棒性问题。首先,给出2-SGCMGs零动量方式的标称框架角构型选择计算过程。然后,结合标称框架角构型,构造了一种不同于沿传统体轴的新型控制标架,将三维控制力矩指令空间分解为由SGCMG与磁力矩器分别控制执行的两正交子空间,实现对力矩输出特性差异较大的该两类执行机构的控制解耦,进而对不同子空间控制指令给出2-SGCMGs系统框架角速度指令及含磁卸载在内的磁力矩器磁矩指令的求解算法。最后,针对存在外界扰动的卫星对象,由数学仿真验证了所提出策略及方法的有效性,实现了姿态误差小于0.05°且稳定度优于0.0005°/s的控制性能,可满足一般高分辨率对地遥感卫星控制需求。

基于非局部理论的黏弹性基体上压电纳米板热-机电振动特性研究

基于非局部弹性理论研究黏弹性基体上压电纳米板的热-机电振动特性。综合考虑非局部效应、压电效应以及温度场、电场等因素影响,根据Kirchhoff板理论和Hamilton原理建立黏弹性基体上压电纳米板的热-机电振动特性分析模型,然后利用Galerkin条形传递函数方法进行求解,得到一般边界条件下压电纳米板固有频率的半解析解。通过与文献结果进行对比,验证所建分析模型与求解方法的有效性,并在此基础上系统分析非局部效应、边界条件、外电压、温度变化梯度等对压电纳米板振动特性的影响规律。结果表明,所建立的分析模型及其求解方法在分析黏弹性基体上压电纳米板的热-机电振动特性问题中准确有效。

一种对地姿态重定向的机动轨迹规划及控制方法

针对载荷工作时需根据目标点指向进行姿态动态调整的对地遥感卫星快速重定向问题进行了研究。鉴于综合考虑轨道运动、观测目标重定向及对目标瞄准时姿态动态调整的复杂性,首先将观测目标重定向运动解耦出来,并利用轨道系下绕欧拉轴旋转的策略进行规划,从而便于由运动学精确推导姿态机动角加速度在内的期望跟踪轨迹参量解析式;基于期望轨迹参量,设计了一种基于前馈补偿与跟踪误差线性反馈控制相结合的姿态跟踪控制器,在动力学参数确知时可实现运动学及动力学的精确补偿;进一步考虑系统离散实现及零阶保持带来的补偿误差,基于冲量等效原理对补偿算法的角加速度进行修正;最后,利用闭环与开环控制仿真对所提出方法的有效性进行了验证。

仅地心矢量测量的卫星转对地定向姿态控制方法

针对角速度过大且无其陀螺测量的姿态异常情况,开展仅依赖地心矢量的对地姿态快速恢复控制方法研究.基于地心矢量测量信息给出了天平角及天平角矢量定义,提出一种综合天平角抑制与能量耗散的对地姿态恢复控制方法;针对具有星体角动量偏置的闭环控制非线性系统,采用几何方法求解获取各平衡点,并由其特性分析表明通过参数合理选取可使得期望稳定对地姿态为系统唯一稳定平衡点;利用数学仿真方法验证了所提出方法的有效性.

磁场对黏弹性基体上变截面纳米梁振动特性的影响分析

针对磁场影响下的黏弹性基体上变截面纳米梁进行了动力学建模及振动特性影响分析。基于非局部欧拉梁理论、Kelvin黏弹性地基模型及麦克斯韦关系式,建立了系统的振动控制方程。通过联合传递函数法和摄动法对所建振动控制方程进行求解,得到了任意边界条件下变截面纳米梁的固有频率。在此基础上,系统地分析了非局部参数、磁场强度、松弛时间、锥度系数等对阻尼频率和阻尼比的影响情况。结果表明,所建的动力学模型在研究受磁场影响下的黏弹性基体上变截面纳米梁的振动特性问题准确有效。

轨控大干扰下的系统角动量管理

针对利用角动量交换装置系统实现轨控期间姿态维持的情况,研究当轨控推力器存在大力矩扰动时系统角动量管理方法.结合对地运行航天器轨道运动特性,分析轨控干扰力矩的积累角动量变化规律;考虑角动量管理装置系统的角动量存贮容量,基于角动量积累规律提出了一种结合偏置角动量建立与对称分布轨控位置选择的系统角动量管理方法,实现了对称轨控位置积累角动量互相抵消的自平衡效果,极大程度地提高轨控效率且避免系统角动量饱和现象.所提出的方法适用于喷气欠驱动控制系统,方法的有效性通过了数学仿真验证及在轨型号应用.

弯矩作用下热塑性复合材料悬臂梁弹塑性分析

基于Timoshenko梁理论和Tsai-Hill屈服准则,建立了自由端弯曲载荷作用下悬臂梁弹塑性问题分析的数学模型,并得到了梁应力和位移的精确解。通过与相关文献和有限元计算结果进行对比,验证了该方法的正确性,并在此基础上,进一步分析了纤维方向角、弯矩、跨高比以及纤维体积分数对梁弹塑性应力和位移的影响规律。相关成果可为热塑性复合材料的设计和工程应用提供参考。

磁场环境下黏弹性基体中非局部纳米梁动力学特性分析

根据非局部Euler梁理论建立了外部磁场影响下的黏弹性基体上纳米梁的动力学问题分析模型。通过引入Kelvin黏弹性地基模型和洛伦兹力,得到了纳米梁的振动控制方程。基于Kelvin-Voigt黏弹性模型,给出了黏弹性基体上纳米梁在磁场影响下的固有频率解析解,并就多种典型情况进行了分析。在一般情况下,利用传递函数方法对振动控制方程进行求解,得到了纳米梁固有频率及相应振型的封闭解。以某单壁碳纳米管为例,计算得到了多种边界条件下纳米梁的前三阶固有频率,并详细分析了非局部参数、磁场强度、长细比、阻尼系数及边界条件等因素对纳米梁振动特性的影响情况。结果表明,文中所建的动力学分析模型对研究磁场作用下纳米梁在黏弹性基体上的动力学特性问题准确有效。

热匹配引起的紧固件附加力问题研究

端框加紧固件方式是飞行器常用的舱段连接形式,在连接部位温度变化不大的情况下,这种连接非常可靠,但当温升量较大时,就出现了附加应力问题。以一种飞行器端框在高温情况下其连接紧固件附加了较大热应力问题为研究对象,研究了其附加力和应力产生的原因,提出了一种低附加力的连接结构,并对比分析了两种结构形式附加力大小,解决了设计和装配中的实际问题,取得了较好的应用效果。

航天器太阳帆板多自由度减振装置设计

航天器外伸的太阳帆板会引起驱动扰动和残余振动两类振动问题,且两者发生在不同的振动方向(扭转和弯曲),并属于不同的振动类型(强迫与自由振动)。提出一种多自由度减振装置实施方案,通过调整驱动系统动态特性降低两类振动干扰。基于虚功原理建立了太阳帆板驱动系统动力学模型,分析了减振装置刚度和阻尼参数对驱动系统动态特性的影响规律,研制了减振装置原理样机,并通过试验验证其减振效果。结果表明,减振装置刚度特性对驱动系统的固有频率至关重要,需要谨慎考虑以避免共振;减振装置等效阻尼与驱动系统模态阻尼呈正相关,应采用高损耗系数的阻尼材料;减振装置能使驱动扰动降低40%以上,99%残余振动幅值衰减时间缩短56%以上。

大型运载火箭助推器超静定捆绑方案研究

以我国大型运载火箭为研究背景,针对传统主捆绑联接形式难以满足未来大型运载火箭需求等问题,提出了一种新型的主捆绑装置联接形式。从全箭动特性、捆绑传力特性、分离可靠性以及舱段结构设计等方面对比研究了多种超静定捆绑组合方案的优劣,并分析研究了两点主传力超静定捆绑组合方案的刚度偏差特性。分析结果表明,两点主传力方案具有全箭动特性优、承载能力大、便于舱段设计等优点,且刚度比λ>0.6时传力较均匀,研究成果可为我国大型运载火箭的捆绑方案的设计提供参考。

浆砌石护坡工程现场施工质量监理研究

从现场作业来说,质量监理到位,对保障整个工程的质量,有着积极的作用,因此必须要结合实际,制定完善的工作计划,运用科学有效的监理方法,做好质量管控。文章针对浆砌石护坡工程现场施工质量监理相关内容,结合工程实例,做简单的论述,总结了监理工作要点和策略,共享给相关人员。

考虑加工误差的大型运载火箭框桁加强薄壁圆柱壳优化设计

为提高加工误差影响下大型运载火箭框桁加强薄壁圆柱壳的可靠性和安全性,开展考虑加工误差的框桁加强圆柱壳优化设计。探究框桁加强柱壳整体压溃破坏的主要机理,分析总结典型截面加强桁失稳模式及关键参数对结构承载性能的影响规律,颠覆传统以提高桁条横向弯曲刚度为主的设计理念。提出基于探索策略和开发策略的并行序列近似优化方法,提高框桁加强薄壁圆柱壳后屈曲优化效率,并获得相对初始设计减重482 kg的优化结构。提出基于序列近似优化方法和最大加工误差分析法的结构优化方法,显著降低加工误差影响下该优化结构提前失效的发生几率,提高该优化结构的可靠性和安全性。结果表明,桁条弯扭耦合翘曲失稳是导致框桁加强薄壁圆柱壳发生整体压溃破坏的主要因素;降低桁条翼缘板宽厚比以及在腹板不提前发生局部失稳下增加腹板高厚比,可提高结构承载效率;考虑加工误差下获得的优化结构具有更高的桁条翼缘板厚度t_(yy),加工误差影响下其承载性能可靠性更高,表明所提优化方法的有效性。