卫星在轨分离地面试验方案设计及动态仿真分析

多星分离是一箭多星成功发射之关键技术,为保障卫星在轨顺利分离,需要在地面开展相关的分离试验及其仿真验证。本文针对带橡胶夹层的卫星自旋分离过程,进行了卫星分离地面试验方案设计和数值仿真。首先,给出了卫星分离地面试验设计方案;其次,采用自然坐标法分别对不带工装和带有工装的在轨卫星分离过程进行动力学建模及动态仿真分析;最后,研究了卫星⁃工装整体动力学建模及分离过程中带工装结构和不带工装结构对卫星分离的影响。

挠性航天器在轨分离冲击缓冲模糊滑模控制研究

为降低在轨分离冲击载荷对挠性航天器的影响,进行了基于磁流变阻尼缓冲器(Magneto-rheological)的减振研究,将磁流变阻尼缓冲器应用于航天器冲击减振。基于有限元和Lagrange方法,建立了发生大范围运动的挠性航天器状态模型,采用趋近律滑模控制算法控制阻尼器输出,并提出一种二维模糊控制方法控制趋近系数来提高系统的动态品质,同时抑制趋近律中切换项导致的抖振现象。数值计算表明,采用此方法控制的磁流变阻尼缓冲装置显著降低了冲击载荷对基座的影响,并有效抑制了抖振现象,减弱了基座与挠性附件之间的运动耦合,使挠性附件的速度、加速度变化更为平稳。此控制方法较传统滑模控制能更好地跟踪输出值,且有较好的稳态输出值。

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。

筒式偏心在轨分离角速度抑制方法

筒式偏心在轨分离是一类特殊的在轨分离问题,小卫星偏心安装而产生的分离力矩将导致分离角速度,进而影响小卫星的分离指向精度,甚至导致释放平台姿态失稳。而常规的姿态大角速度机动、姿态快速稳定控制方法难以在小卫星出筒前的极短时间内完成分离角速度抑制。因此,进行了卫星筒式偏心在轨分离动力学分析,基于分离角速度的产生,提出了抑制分离姿态干扰的前馈控制力矩法和角速度预偏置法。在此基础上,推导了关键控制参数的近似计算公式,给出了控制量的优化求解方法,并分析了控制干扰因素对抑制结果的影响。最后,通过仿真算例分析,对比验证了两种抑制方法的有效性,并给出了其工程应用的建议。

小卫星在轨安全分离速度设计

论文针对母星在轨释放小卫星安全速度设计开展研究。在考虑母星机动变轨约束条件下,基于Hill方程推导了分离速度的解析表达式,并与考虑了多种摄动因素的数值解进行了比对,误差的量级为10-3m/s。可为在轨释放安全分离速度的确定提供一种迅速准确的解析算法。

荷兰斜纹筛网有效孔隙直径的数值分析与模型构建

泡破压力是表征筛网通道式液体获取装置气液分离性能的关键指标之一,而筛网有效孔隙直径是准确预测泡破压力的核心参数。面对现有研究仍主要基于实验测量方法获得有效孔隙直径的局限性,通过构建荷兰斜纹型筛网(Dutch twill weave,DTW)真实结构的三维几何模型,获得了筛网内部孔隙流域的结构变化特征。基于表面张力模型与压力边界设置开展了特征喉部截面泡破压力数值仿真,提出了基于筛网几何结构参数的有效孔隙直径计算模型。结果表明:决定DTW泡破压力的特征喉部截面位于z=±(r w+r s)附近,具有近四边形的封闭边界。针对特征喉部截面,通过泡破压力数值仿真反推获得的有效孔隙直径与文献实验数据相对误差小于6,所提出的有效孔隙直径模型预测结果与文献实验数据同样吻合良好,平均误差不超过10,均能够实现不依赖于实验测量的筛网有效孔隙直径准确预测,可为筛网泡破压力性能分析及液体获取装置设计优化提供重要支撑。

嫦娥五号上升器成功降落预定落点

2020年12月8日6时59分,嫦娥五号上升器按照地面指令受控离轨,7时30分左右降落在月面经度0°、南纬30°附近的预定落点。此前,嫦娥五号上升器实现中国首次地外天体起飞,在预定轨道与轨返组合体交会对接,完成月球样本转移,并于12月6日12时许与轨返组合体顺利在轨分离。