基于多场耦合建模的航天器控制与仿真技术研究

为进一步提高空间多场耦合影响下复杂结构航天器的控制性能,研究热辐射环境下航天器精细化建模、控制与仿真技术.基于绝对节点坐标法,构建温度场和位移场相统一的薄板有限元单元,以避免不同物理场下网格不匹配引入的映射误差问题,在此基础上,考虑材料泊松比随温度的变化规律,建立位移与温度双向耦合的航天器刚-柔-热动力学模型,并针对性设计多频段扰动主动抑制的高阶控制算法,利用宽频测量与宏微结合的分布式作动控制方案,在数学仿真中实现转动惯量为104 kg·m^(2)量级的挠性航天器在姿态机动(8°/25 s)工况下控制稳定度优于5×10^(-6)(°)/s的指标.同时,基于三轴气浮运动模拟器、柔性载荷模拟器及热辐射环境模拟器构建了刚-柔-热耦合的姿态控制全物理试验平台,对系统模型仿真结果进行了标校,验证了基于有限元建模与控制一体化仿真的工程可行性.

复杂约束下的挠性航天器姿态参考管理控制

本文提出了一种基于显式参考管理与模态观测器的挠性航天器姿态机动控制方法.首先,采用改进的罗德里格斯参数建立了航天器的运动学和动力学模型,分析了存在的控制约束和角速度约束.在此基础上,设计了基于显式参考管理的约束挠性航天器姿态重定向控制算法.由于挠性模态不能直接测量,内层设计了模态观测器,并将观测器观测得到的模态坐标作为内层无约束控制器的输入.随后,外层导航模块根据所需满足的约束条件设计了相应的动态路径,该路径可以根据当前状态以合适的速率收敛到最终状态,通过跟踪该路径,航天器姿态就可以在满足约束的情况下快速到达期望位置.通过构造合适的李雅普诺夫函数,严格证明了该挠性航天器显式参考管理姿态控制算法的稳定性.最后,仿真结果进一步验证所设计算法的约束处理效果与振动抑制能力.

复杂航天器虚拟样机模型描述与集成

为实现复杂航天器虚拟样机模型中机械连接及信号连接下异构模型的描述与集成,提出按模型间连接方式分类描述复杂航天器模型的方法,建立了航天器动力学特性及星上系统特性模型的描述规范。设计了相应的模型集成方法,支持模型的分类描述,提高了仿真精度。通过动力学方程组集实现机械连接约束的动力学模型集成,并通过量化状态积分完成信号连接联系的各连续系统模型离散。通过仿真调度引擎协同量化状态离散后的连续系统模型及离散系统模型,避免了仿真过程中由数据交互引入的误差,保持了仿真模型的模块化结构。根据所提的模型描述方法和模型集成方法开发了复杂航天器虚拟样机建模仿真平台,对模型集成方法的有效性进行了仿真验证。

多学科设计优化研究进展

多学科设计优化是一种基于学科分析和优化的集成的系统设计方法论,是解决航天器设计等复杂工程系统问题的有效手段。综述了多学科设计优化的研究进展及其在航天器设计中的应用。重点介绍了系统数学建模、分解与组织技术及多学科设计优化算法等关键技术,讨论了多学科设计优化目前存在的问题和发展趋势。

面向复杂航天器控制应用的模糊动态特征建模与控制

复杂航天器控制方法的研究是目前航天领域内的一个重要问题,为实现此类对象的高效控制,必须建立面向控制应用的系统模型.当前的系统建模方法在描述系统复杂特性方面,仍有一些不足.在综合比较面向复杂航天器的3类典型建模方法的基础上,通过将其中两类典型方法有机结合,设计和提出了一类新颖的描述复杂非线性系统的建模方法.

一种组合体航天器帆板的光照遮挡计算新方法

提出了一种新的太阳帆板遮挡计算方法,用于组合体航天器的能量平衡分析与计算。根据航天器轴线与帆板转轴垂直的几何关系,将其沿轴线离散化为若干平面的集合,将所分析的帆板离散化为点集,判断离散点沿太阳矢量逆向是否经过离散的舱体平面或其它帆板平面,以此确定遮挡关系。通过仿真计算得到不同入射太阳方向下某组合体对应的遮挡区域,结果表明,新方法适用于轴对称形状组合体航天器的帆板遮挡分析。

国外航天发射场的发展趋势

简要介绍了影响航天发射场建设与发展的主要因素,以及国外航天发射场在发射场管理、发射技术发展、发射场改造与现代化、发射场发展远景设想等方面的情况,从军事需求、国际合作、商业化发射和现代化改造等方面探讨了国外航天发射场的发展趋势与特点。

空间站结构数字化协同设计中的计划管理

针对传统基于二维图纸研制的计划管理模式不适应三维数字化结构协同设计的问题,分析了数字化结构协同设计的特点,围绕三维模型架构层次和信息交互,提出了技术流程逐层解耦的管理方法;应用模糊统计和平衡线调度原理,建立了三维模型投产计划评估数学模型;基于模型层次化的协同方式优化了沟通管理模式。在空间站结构研制的管理过程中,要实现全过程的结构研制管控、调配合理的人力资源、制定科学的投产计划、促进高效的信息沟通,以确保空间站结构研制任务的完成。该计划管理方法为大型复杂航天器结构三维数字化协同设计的计划管理提供了良好的借鉴。

平面遮挡分析法及其在航天器气动力矩分析中的应用

针对空间站等复杂构型航天器迎流面积和气动力矩的快速分析问题,提出一种平面遮挡分析法。该方法在与迎流垂直的方向上,选定一个二维投影平面进行航天器组成单元的划分和二维外形信息的定义;通过标志符、差值函数及相关的单元外形边界搜索规则定义和操作,实现迎流面积和遮挡面积的计算。平面遮挡分析法减少了遮挡分析所需使用的航天器外形信息维度,可以提高遮挡分析的效率。然后给出基于该平面遮挡分析法对迎流面积和压心位置进行计算的数学模型,对使用的气动力矩分析模型进行说明。以一个非对称构型的空间站为例,对相应的迎流面积和气动力矩进行仿真计算和对比验证。结果表明,平面遮挡分析法具有较为明显的计算时间优势,同时具备较高的计算精度。

航天器尾喷焰等离子体Al_2O_3粒子的光散射特性

基于Mie散射理论和方法,研究了航天器尾喷焰等离子体中Al2O3粒子的光学散射特性,分析了复折射率对单个Al2O3粒子消光效率因子、散射效率因子、吸收效率因子、散射相函数以及单次反照率的影响。同时,基于多分散系粒子尺度单峰分布,分析了Al2O3粒子按粒径分布后散射场的有关效应因子及散射相函数的变化,并进行了相应的数值模拟。理论和数值模拟研究表明,航天器尾喷焰等离子体Al2O3粒子复折射率的虚部和实部、粒径的大小与分布对其散射相函数、消光和散射效率因子以及单次反照率均有明显的影响。

利用并行八叉树划分技术开展复杂构型航天器放气污染分析研究

放气污染对航天器造成的有害影响需要定量评估。放气产物分子的输运过程可以采用Monte-Carlo方法模拟,并用射线表示放气分子输运轨迹。如此一来,即转换为射线追踪问题。由于航天器构型复杂,射线追踪的计算很耗时,所以有必要研究其加速算法。文章将复杂构型航天器表面用三角形非结构网格表示,利用八叉树划分技术开展分子运动轨迹与表面相交的加速模拟计算。同时,在基于共享内存多核计算平台,利用OpenMPAPI软件实现了计算的并行化。该方法在对空间站的实例计算中显著提高了运算速度,并对空间站的污染情况进行了初步评价分析。

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。

复杂结构动态分析/试验/设计与计算仿真技术的进展与应用

本文对复杂结构动态分析/试验/设计技术近三十年来的进展,包括有限元建模与组合结构分析、动态特性测试、计算模型修正和振动控制,以及新兴的计算机仿真和计算模型精确度认证等新思想、新技术的进展,进行了综合评述,同时还给出这些新技术在运载火箭和航天器方面的工程应用实例。

基于折纸技术的组合型缓冲气囊设计及仿真

为了改善传统圆柱缓冲气囊的缓冲性能,文章基于折纸技术,设计并研究了一种新型组合型缓冲气囊。基于解析模型,设计了气囊的几何尺寸、初始压力、卸载压力及排气口等;基于控制体积法建立了返回器和组合型缓冲气囊的有限元分析模型,仿真得到了缓冲过程的动力学行为,并对组合型缓冲气囊的缓冲特性进行了分析。和传统圆柱缓冲气囊对比,新型组合型缓冲气囊的最大过载为5.95gn,将返回器的过载降低了39.6%。研究了组合型缓冲气囊在复杂环境下的缓冲性能,探究了非水平着陆面、有风环境、地面障碍等对缓冲过程的影响机理。结果表明:缓冲气囊具有良好的缓冲性能,适用于复杂着陆环境,为大载重返回器的软着陆缓冲系统设计提供技术支撑。

一种复杂外形航天器投影面积计算的Monte Carlo方法

针对航天器投影面积的计算问题,借鉴统计学中Monte Carlo技术的思想,结合计算几何学中基本的射线与三角形相交理论,提出一种鲁棒性和通用性都较好的计算复杂外形航天器沿任意方向投影面积的Monte Carlo方法,详细给出方法实现过程,采用共享存储模式实现了方法的并行化,以充分利用当前高性能计算领域主流的多核处理器技术。以投影面积存在解析解的单面圆形平板和欧洲空间局SAMSON小卫星在典型姿态下的投影面积验证了方法的可靠性以及对复杂工程外形的适用性。该方法可应用于SAMSON和GOCE卫星大量姿态下投影面积的计算,分析赤纬和赤经对投影面积的影响,为卫星的姿态和轨道控制提供输入参数。

复杂新研航天型号供应商管理实践

以航天重大科技专项工程为代表的复杂新研航天型号本质上是一个复杂系统,涉及专业多、范围广、技术难度大,需要多技术领域、多学科专业队伍的协同配合,供应商数量众多、组织体系不同、管理模式各异,对供应商管理提出了新的挑战。从复杂新研航天型号供应商管理存在的问题入手,以确保研制全过程“无疑点、无隐患”为目标,开展了复杂新研航天型号供应商管理研究,提出新的管理思路和方法。

卫星力控振动试验的模型简化原理分析

航天器振动环境试验的首要目标,是为了发现航天器在结构动力学设计方面存在的问题,防止在发射过程中由于严酷的振动环境导致发射任务失败。在常规航天器的振动测试中,振动台台面的加速度输入是按照加速度规范进行控制的,将飞行环境中实际测量得到的加速度峰值的进行包络,这种测试方法会在卫星或飞船的固有频率处产生较大的过试验现象。为此,NASA从1993年以来,推行"力限振动试验(force limited vibrationtesting)"技术,即采用振动台加速度和界面力进行"双控",以降低过试验的危害。但是,由于真实飞行时的星箭界面力无法通过实际测量得到,因此,通过对星箭界面的计算模型、实验获得的模态参数、以及从实测界面加速度等条件下获得界面力数据的研究成为FLVT技术研究的核心内容。本文通过星箭耦合系统的动力学模型,利用子结构模态综合法推导出界面动力学响应以及界面力与界面加速度的关系式。然后根据子结构各阶主模态在特定频率区间内的特性,对动力学模型进行简化,并对NASA文献中的"复杂二自由度模型"进行了理论证明和误差分析。

复杂挠性航天器转动惯量在线辨识算法研究

针对复杂航天器的质量特性辨识问题,将复杂挠性航天器作为研究对象,以控制力矩陀螺为执行机构,提出了基于扩展卡尔曼滤波(EKF)的一种复杂航天器转动惯量矩阵的辨识方法。辨识过程中,考虑柔性附件振动对航天器姿态的影响,设计动态滑模闭环控制策略使航天器姿态稳定在期望的位置范围内,快速辨识出航天器的转动惯量矩阵。仿真结果表明:设计的辨识方法收敛速度快,主惯量的辨识误差小于2%。

力限条件设计复杂二自由度法及试验研究

在航天产品振动环境试验中,传统加速度单控的方法存在较严重的过试验现象,力限技术采用力与加速度双控能较好地减轻过试验。获取合理的力限试验条件是力限振动试验的基础。阐明了力限试验减轻过试验的机理,获取力限条件的复杂二自由度法的原理及存在的一些问题。结合复杂二自由度法设计模型并进行了试验,试验中输入加速度在试验件振动方向的前两阶主模态频率处分别下凹约19.5 d B、17.2 d B,证明力限试验条件更接近真实环境。

航天设备力限振动试验复杂二自由度方法研究

在航天产品振动试验领域,力限方法采用力和加速度条件双控策略可缓解传统振动试验中的过试验,但力条件的确定困难,尤其对于设备级产品的试验存在源的界定问题。针对固定边界的设备级产品,介绍了复杂二自由度法用于获取固定边界下力条件的修正方法,对于其中关键的源和负载的质量参数给出获取方法,并应用于试验实例,为工程中力限条件的合理制定提供了参考。