基于感应耦合式无线能量传输的微纳聚合体航天器电源系统设计与验证

微纳聚合体航天器是一种以机械或电磁锁紧机构实现各模块化基本单元航天器连接的新型航天器架构,可以灵活实现在轨组装与自重构以满足不同任务需求。但是,基于传统电连接器的电气互联方式无法适应模块化航天器间灵活交汇对接与快速分离需求。针对上述问题,文章建立了基于感应耦合式双向无线能量传输的微纳聚合体航天器电源系统架构,根据地面演示验证需求分别设计了能源核航天器和载荷任务航天器电源系统参数,然后根据各模块化航天器间非接触供电需求,设计了双向无线能量传输单元参数,最后通过地面演示试验验证了基于双向无线能量传输的微纳聚合体航天器电源系统架构可行性,单级无线能量传输功率在20W~30W时传输效率稳定在75.8%以上,通过效率优化提升至95%以上,将可实现四个基本单元航天器的多级功率传输。

用于微纳卫星的灵巧对接机构设计

要将微纳卫星拼接成超大型可变构航天器,其中微型高精度相对姿态重复可调的对接机构设计是关键环节。基于Stewart机构,设计了一种高精度的相对姿态重复可调对接机构。该机构针对对接锁定后相对姿态精密调节的问题,分析了对接机构调姿误差传递机理,建立了调姿误差传递模型,仿真计算得出理论调姿精度。通过激光微距传感器与Stewart机构形成闭环控制系统,设计了调姿控制系统误差补偿算法,实现了相对位姿的高精度调节;建立了双模块相对姿态调节场景下的动力学模型,结合调姿运动轨迹分析了机构各个伸缩杆电机驱动力变化规律;仿真分析及实物调姿测试表明,对接机构质量仅为2.43 kg,包络球半径仅为10 cm,三轴姿态调节精度可达±0.02°,对接机构最大调姿负载为65 N,可以应用于微纳组合体航天器精确变构。

用于航天器耦合微振动分析的修正动质量法

针对航天器的微振动耦合问题,分别通过动力学平衡方程、动质量法和机械阻抗理论推导建立了微振动源与支撑结构的耦合传递模型,并对比分析了传统动质量法的适用范围。研究表明传统动质量法会对低频范围内耦合特性分析带来较大误差,且适用于微振动源质量远小于支撑结构的情况。在此基础上,提出了基于机械阻抗理论的修正动质量理论方法,并据此建立了反作用飞轮与航天器平台结构的耦合动力学模型,重点给出了采用修正动质量法对陀螺效应的处理方式。利用所建模型,仿真分析了反作用飞轮微振动对航天器平台结构动态影响,以及陀螺效应对系统动态特性的影响规律。所提出的修正动质量法可为航天器耦合微振动分析及地面微振动测试的开展提供理论参考。

一种微型航天器姿态跟踪的四元数实现方法

针对航天器姿态跟踪问题,建立了基于误差四元数的姿态控制系统二阶数学模型。基于现代控制理论,通过设计四元数状态反馈控制器对姿态控制系统的极点进行配置,实现航天器姿态的稳定跟踪。仿真结果表明,设计的状态反馈控制器能够实现微型航天器的高精度姿态跟踪控制。

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。

微振动对高性能航天器指向测量影响的仿真与试验

针对超静超稳航天器面临的微振动问题进行了研究,提出了一种将微振动诱发指向测量误差和附加力矩误差引入指向测量控制系统的建模仿真方法,基于准零刚度悬吊法对指向测量系统进行了微振动试验。仿真和试验结果表明:微振动诱导的指向测量误差更为显著,峰值到达1×10^(-4)°;微振动引起指向控制系统指向测量误差达到0.03像素;这对超静超稳航天器及其衍生技术研究具有一定借鉴意义。

基于SGHT的航天器微振动信号处理方法

针对现有常用航天器微振动信号处理方法的不足,以辛几何模态分解方法(Symplectic geometry mode decomposition,简称SGMD)为基础,结合希尔伯特谱分析(Hilbert spectrum analysis,简称HSA),提出辛几何-希尔伯特转换(Symplectic geometry Hilbert transform,简称SGHT)方法。首先,根据输入信号,采用辛矩阵相似变换求解Hamilton矩阵的特征值,利用其对应特征向量重构单分量信号;其次,通过计算归一化互信息,将相似的分量合并为辛几何分量(Symplectic geometry component,简称SGC),用输入信号与计算得到的SGC分量相减,得到新的输入信号进行下一轮迭代,直至满足终止条件;最后,进行希尔伯特转换,并输出结果。通过微振动信号模型的仿真验证,与目前常用的微振动信号处理方法相比,在非平稳的复杂微振动信号下,SGHT方法表现出较好的分解性能和处理能力。使用该方法处理先进天基太阳天文台(advanced space-based solar observatory,简称ASO-S)卫星/全日面矢量磁像仪(full-disk vector magneto graph,简称FMG)载荷的地面微振动试验信号,可以识别出多个SGC分量,计算的角位移估计包络在0.015"以内,其结果对载荷研制具有实际工程意义。

可动态校准的六维激励系统设计与实验研究

为在航天器地面微振动试验中模拟真实振源在航天器任意位置施加准确的激励力/力矩,设计了可动态校准的六维激励系统。该系统采用6个单轴输出的作动器按照位置约束条件在空间布置的方式,每个作动器内置测量单元以观测和校准作动器的控制信号。考虑到非理想因素的影响以及转接环节的柔性,对作动器进行了单机和组合标定。标定结果表明:作动器的自校准精度优于0.4 N,不同作动器输出特性的差异小于10%。鉴于隔振环节柔性的影响,可以通过试凑选最优解的方式生成控制信号。

微型航天器模块化设计及其关键技术研究

针对微型航天器柔性化设计问题,通过对国外微小卫星研制技术的分析,突破了传统的按分系统进行卫星设计的模式,提出了面向微型航天器族的微型航天器的模块化设计及其关键技术.该技术的提出对促进我国微小卫星的发展以及全面提高我国卫星总体研制技术水平具有一定的指导意义.

应用热电制冷器的微型航天器主动温度控制及仿真

为了改善微型航天器的温度控制效果,介绍了一种应用热电制冷器的主动温度控制系统,建立了这种温度控制系统受控对象及辐射器温度变化的动态特性模型,并对受控对象内部热源功率发生变化时的温度控制效果进行了仿真分析。仿真结果表明:热电制冷器和PI控制器相结合可以简便有效地完成微型航天器内部电子设备的温度控制任务,动态特性模型为这种温度控制系统的优化设计提供了简便的数学模型。

微小航天器单相流体回路自主热控地面实验研究

单相流体回路是解决微小航天器热控问题的一种重要手段,但是由于其内热源功率密度高、轨道热环境变化复杂,要求其具有高度自适应控制能力。为满足开展微小航天器单相流体回路自主热控研究的需要,提出了一种单相流体回路核心部件-微机械泵的PWM控制策略及实现算法,设计并搭建了其地面等效模拟实验装置,实现了该单相流体回路包括微机械泵驱动电压-压差输入输出关系、热源载荷变化及微机械泵转速变化的开环动态特性实验研究,并在此基础上完成了所提出的单相流体回路自主控制方法控制效果的地面等效模拟实验研究,达到±0.5℃以内的自主控温效果。该控制策略除了可以实现高精度自主控温以外,由于机械泵功耗基本上与热载荷成正比,还可以减少热控系统运行能耗,因而在能量供应有限的微小航天器上具有广阔应用前景。

一种基于黏性流体介质的微振动隔振器机理研究

隔振是一种航天器振动控制的重要方法,隔振器内部机理的理论研究是设计隔振器的重要基础。针对航天新型黏性流体微振动隔振器内部阻尼部件,基于其工作原理和变形模式,提出一种理论分析模型。利用固体、流体力学基本原理对其阻尼产生机理及刚度特性进行推导,得到阻尼特性参数和刚度特性参数的理论表达式,并建立了由物理设计参数所表示的振动参数块模型。应用机械阻抗等效理论将隔振器五参数模型转化为便于分析的三参数模型,得到了隔振器的性能目标参数。采用单一变量法分析和研究了隔振器性能目标参数随各设计参数的变化规律,并进行了实验验证。所提的分析理论和方法可为该类型黏性流体微振动隔振器的设计及工程应用提供理论依据和参考。

一种航天器微小相机的视场覆盖增强方法

随着航天器的组成及任务形式逐渐复杂,越来越多的航天器通过配置微小相机在轨实现关键目标及其动作过程的可视化遥测。针对航天器微小相机视场覆盖问题,建立了一种基于微小相机矩形视场的三维有向感知模型,可通过调整视场的俯仰角、偏航角和滚动角改变微小相机的感知方向及视场覆盖区域,同时制定了空间点覆盖判定准则,然后采用遗传算法优化相机安装位置及其视场的俯仰角、偏航角和滚动角实现目标运动空间区域的覆盖增强,并将其应用到月面采样空间区域的视场覆盖优化过程,仿真结果表明该方法能够有效提高微小相机视场对目标运动空间区域的覆盖率。

航天器微振动信号的地面测试方法

文章从现阶段航天器故障诊断的测试需求出发,分析了航天器常见微振动信号的来源和特征,阐述了航天器微振动信号的地面测试方法,并对该方法的准确性进行了校验。最后将该方法应用于实际的型号测试中,取得了较好的效果。

航天器微振动稳态时域响应分析方法

由于航天器在轨工作时处于无约束状态,采用传统的时程积分法分析微振动响应会受到刚体"漂移"和弹性体瞬态效应的影响,难以获得满足实际工程需要的分析结果。文章提出了基于复频理论的航天器稳态时域响应分析方法,介绍了该方法的实现途径,并应用于某航天器微振动问题。研究结果表明:该方法对于航天器在谐波形式干扰源作用下的微振动时域响应计算,可以完全消除刚体"漂移"和弹性体瞬态效应的影响,直接获得稳态时域响应。

迭代扩展卡尔曼滤波在相对姿态估计中的应用

在航天器相对姿态测量过程中,由于基于单帧图像的相对姿态测量方法受噪声影响比较大,相对距离较远时,测量的稳定性较差,因此提出采用迭代扩展卡尔曼滤波进行相对姿态估计的方法。首先对卡尔曼滤波进行概述,然后建立基于迭代扩展卡尔曼滤波的航天器间的3D位置和姿态估计系统模型及观测模型,确定系统及测量噪声模型,给出运用卡尔曼滤波方法解决姿态估计问题的具体方法及详细过程,最后通过仿真数据和实测数据对该方法的正确性、可行性进行了验证。

微小型航天器寿命周期内的虚拟航天器技术

提出了一种基于虚拟航天器进行微小型航天器设计与研制的新手段和新模式。虚拟航天器是航天器多学科主要关键特性的集成化数学模型,利用虚拟航天器能够实现航天器设计方案优选、虚拟环模试验及在轨飞行任务仿真和评估等操作,为微小型航天器数字化设计与并行研制提供了必要的技术手段。总结分析了虚拟航天器设计与仿真的关键技术,并建立了虚拟航天器原型系统,对本文研究内容进行验证。创新性研究成果对于我国微小型航天器技术的进步和跨越式发展具有积极的推动作用。

用于航天器微振动分析的扰源解耦加载方法

微振动源与航天器主结构之间存在耦合作用,其建模与加载方法直接影响系统级微振动分析结果。文章通过理论推导和证明,提出了一种新的微振动源精确解耦加载方法,使扰源的加载处理不受微振动源与航天器主结构耦合作用的影响,实现了扰动外载荷与航天器结构的解耦,所获取的微振动响应与系统级耦合分析结果完全相同。理论研究和数值算例表明:此方法避免了微振动源与航天器主结构的耦合分析,结果准确可靠,适用于动量轮、控制力矩陀螺等常见的扰源加载,且易于工程实施。

高精度航天器微振动力学环境分析

高精度航天器由于其指向精度和分辨率水平极高,需要考虑微振动的影响。文章给出了微振动的定义,分析了微振动特性、国外研究现状、建模特点及方法,总结归纳了高精度航天器星体内部的主要扰动源。给出了反作用轮、斯特林低温制冷器、星载敏感器以及太阳翼等典型扰动源扰动的时域或频域模型及微振动隔离模型,并进行了相应的仿真,从系统层面评估了微振动对高精度航天器性能的影响,可供高精度航天器设计时参考。

基于UPF滤波的微小航天器姿态矩阵估计方法

针对基于惯性-星光姿态确定系统噪声存在非高斯分布的情况,提出了将离散粒子滤波(UPF)方法应用于定姿系统滤波器设计,该方法用离散卡尔曼滤波(UKF)得到粒子滤波的重要采样函数,从而克服扩展卡尔曼滤波(EKF)和UKF只能应用到噪声为高斯分布的不足。文章以微机电系统(MEMS)陀螺和互补性金属氧化物半导体有源像素图像传感器(CMOS APS)星敏感器为姿态敏感器件,选取基于矢量观测的最小参数姿态矩阵估计方法为定姿算法,提出将UPF与最小参数姿态矩阵估计方法结合,设计了一种针对微小航天器的UPF姿态估计器,采用从MEMS陀螺采集的数据进行了半物理仿真并对其特性进行了分析与比较。仿真比较结果表明:在敏感器精度较差并且系统噪声非高斯分布的情况下,这种基于UPF的姿态估计方法可以取得比EKF和UKF更快的滤波收敛性和更好的滤波精度,有效地提高了定姿性能。