无扰载荷航天器相对运动动力学建模

为满足无扰载荷(DFP)航天器中非接触式作动器对有效载荷模块(PM)与支持模块(SM)之间相对运动的要求,本文建立了PM与SM之间的六自由度相对运动动力学模型。考虑立方构型DFP接口,分析了作用于PM与SM的力和力矩。考虑DFP航天器相对运动控制的特殊性,建立了SM相对PM的相对姿态动力学模型和PM相对SM的相对平动动力学模型,然后采用比例微分(PD)控制方法设计了DFP航天器的控制系统。数值仿真结果表明,定向状态或姿态机动过程PM与SM六自由度相对运动均满足非接触式作动器作用范围的要求,既可保证PM与SM无机械接触,又可实现对PM精确定向和姿态机动,说明六自由度相对运动动力学建模对研究DFP航天器具有重要意义。

反电动势对无扰载荷航天器精确定向的影响

无扰载荷航天器中非接触式作动器反电动势会引起有效载荷模块与支持模块之间的耦合,影响有效载荷模块的精确定向性能。通过建立无扰载荷航天器的耦合动力学模型,分析非接触式作动器反电动势对有效载荷模块精确定向性能的影响。考虑六支杆立方构型无扰载荷接口,结合拉格朗日方程和牛顿欧拉方法建立有效载荷模块平台动力学模型。推导非接触式作动器的输出力模型,并引入有效载荷模块平台动力学模型,给出考虑非接触式作动器反电动势的耦合动力学模型。将支持模块上飞轮动静不平衡引起的谐振作为干扰力矩,建立了无扰载荷航天器在轨定向状态的Simulink仿真模型。仿真结果表明,反电动势系数越大,干扰力矩对有效载荷模块的影响越大,有效载荷模块精确定向精度越低。

航天器舱外载荷适配器技术综述

航天器舱外载荷适配器是一种轻小型空间对接机构,根据操作方式分为被动式和主动式两大类。文章介绍了日本设备调换装置(EEU)、美国飞行可释放连接机械装置(FRAM)等国内外舱外载荷适配器,总结了其引导定位、机械锁紧和电连接的功能实现方式。针对空间机械臂操作、人机工效学存在的无法精确定位和驱动力不足的问题,分析了舱外载荷适配器的工作模式、关键部件、地面试验等关键技术和解决措施。针对未来我国先进载荷任务需求,提出了开展功能强大、承载能力强的主动式适配器研究建议;针对大型高轨航天器,提出了开展被动式适配器技术研究建议。

太阳帆板扰动下的DFP航天器姿态控制方案

为更好的满足无扰载荷(Disturbance-free payload,DFP)航天器在未来太空探索的应用,本文针对支持模块(support module,SM)太阳帆板的扰动会造成SM的姿态失控的问题,考虑了SM太阳帆板扰动的影响,建立了SM的刚柔耦合动力学方程和有效载荷模块(payload module,PM)的刚体姿态动力学方程。在此基础上分别建立PM姿态PD控制律,SM姿态PD鲁棒控制律、PM和SM相对位置PD控制律,考虑执行器和传感器以及太空环境的影响对PM和SM模块进行仿真分析,结果表明了太阳能帆板的振动对SM姿态控制产生较大影响,采用PD鲁棒控制律很好的提升了SM姿态控制的稳定性其指向精度高出三个数量级。

航天器有效载荷工艺选用方法研究

工艺选用控制是产品质量保证的一项重要工作,也是提升设计可靠性和可制造性的有力保证。结合长期从事工艺选用工作的经验,在工艺选用控制实践的基础上,根据相关标准研究,提出一套以工艺选用数据库信息为核心、工艺选用原则与选用控制流程为框架,重点关注工艺数据能力与应用背景的工艺选用方法,可为航天器有效载荷设计人员和工艺人员进行产品工艺选用提供可靠、便捷的参考。

基于橡胶隔振器的脉冲管制冷机微振动抑制研究

着眼于降低某航天器敏感载荷的微振动影响,重点探究了橡胶隔振器对载荷内部脉冲管制冷机的微振动抑制效果。首先对制冷机的微振源特性展开分析;其次结合敏感载荷的隔振需求,确定采取被动隔振的方案,并对橡胶隔振器的特性进行了准静态测试和扫频试验验证;对隔振系统进行了主动段发射条件下的力学承载性试验和常温下的微振动衰减试验,最终筛选出同时兼顾主动段和在轨工作段需求的橡胶隔振器。试验结果表明:装配有隔振系统的制冷机组件能够承受住主动段发射冲击,结构稳定性高,微振动衰减效能达34.12 dB,满足>24 dB的预期要求。研究结果可为制冷机微振动抑制提供技术参考,优化后续的整体设计。

基于最大信息系数的时延数据相关性分析方法

针对无法有效检测两组时延数据间相关关系的情况,提出以最大信息系数(MIC)为基础的平移搜索法。根据实际应用场景,设置合适的平移搜索窗和平移步长,由搜索窗内取得最大MIC值的位置求得时延估计值。将此方法分别应用到航天器载荷安装表面温度之间的相关性分析和狭义货币供应量(M1)与居民消费价格指数(CPI)的相关性分析中,结果表明针对两组时域上不对应的相关数据,利用此方法可以有效地检测出它们的相关性和时延。

利用双视角消除太阳矢量磁场观测中的180°不确定性

随着“环日轨道器”(Solar Orbiter,SO)的在轨运行,太阳磁场观测进入了双视角遥测的时代.对利用太阳磁场的双视角观测改正矢量磁图中存在的横场(垂直于视线方向的磁场分量)180°不确定性进行了模拟,首先模拟了对解析解得到磁图的双视角观测,然后利用“日震学和磁学成像仪”(Helioseismic and Magnetic Imager,HMI)在不同时间观测到的一个老化黑子的磁图模拟了双视角观测.发现要改正一个磁图中横场方向的180°不确定性,在观测上只需要另外一个平行于视线方向的磁场即纵向磁场观测的协助.利用HMI的磁场观测模拟,估算显示30°的张角能够改正50 Gs磁场中的180°不确定性.更大的张角虽然更有利于更弱磁场的改正,但是考虑到投影效应的不利影响,30°左右的张角应该是未来空间设备进行多视角观测太阳磁场的最佳张角.