超低轨飞行器迎风面减阻构型优化研究

针对超低轨飞行器迎风面气动阻力过大的问题,在理论解求自由分子流气动阻力方法的基础上分析迎风面阻力的主要影响因素,计算不同长度下几种典型迎风面构型的气动阻力值并分析其变化原因。在此基础上设计迎风面构型的表达函数并引入智能算法对其迭代寻优。对构型存在的约束,引入罚函数机制以降低不可行解的适应度值。研究结果表明:此方法可获得最小阻力迎风面的近似最优解,在现有材料的约束下,相比锥形构型,优化方法最大减阻可达5%以上,并能有效增加飞行器头部容积;随迎风面高度上升,最小阻力构型从近台形逐渐向锥形转化。提出的构型优化方法,可为后续超低轨飞行器减阻构型设计提供参考。

低轨等离子体环境中航天器充电研究及在轨试验

低轨道等离子体环境与航天器相互作用下将产生高充电电位,引起航天器充放电效应并对航天器能源系统、电子系统及航天员出舱活动等产生危害。本文开展了等离子体环境与航天器相互作用机理和规律研究,通过理论计算和仿真分析,建立了低轨道航天器充电模型,并进行了在轨试验验证,为低轨航天器等离子试验模型提供了理论支撑,具有重要的科学意义。

新一代载人飞船逃逸系统设计与关键技术研究

新一代载人飞船发射逃逸系统用于航天员进舱直至入轨船箭分离期间发生紧急故障将航天员带离危险区域。面向载人月球探测和近地空间站任务,采用MBSE方法系统分析了新飞船发射逃逸系统任务需求和特点,研究确定了逃逸模式和逃逸系统设计,对弹道与控制、结构与分离、气动、动力、供电与信息等开展了专项技术研究,识别出逃逸技术难点并提出了解决方法,对关键技术攻关进展进行了总结,并将在后续研制中进行充分的考核验证,确保在正式飞行任务中稳定可靠工作,以进一步提升载人飞行任务的安全性。

低地球轨道环境对材料的影响

综述了原子氧、空间辐射、热循环、高真空、微流星和空间碎片等低地球轨道环境因素对材料性能的影响 ;从地面模拟实验、材料研制与防护涂层的开发等方面提出了急需解决的问题 ,为空间站。

基于GEO通信卫星的低轨航天器数据通信协议研究

在分析传统低轨航天器数据传输方式的基础上,提出了一种基于地球静止轨道(GEO)通信卫星数据传输的网络结构及相应的双协议栈设计。该网络结构根据低轨航天器特点及双层卫星网络的优势,在低轨航天器上设计双协议栈,即低轨航天器与地面站之间的链路使用空间通信协议标准-传输协议(SCPS-TP),低轨航天器与通信卫星之间的链路使用利克里德传输协议(LTP)。同时,整个网络中实现两个协议转换网关,即低轨航天器网关实现SCPS-TP协议与LTP协议之间的转换,地面网关实现SCPS-TP协议与传输控制协议(TCP)协议之间的转换。仿真结果表明:低轨航天器采取双协议栈(SCPS-TP/LTP)的传输速率优于单一采取TCP协议,可为低轨航天器的数据传输任务应用提供技术基础。

LEO航天器高压太阳电池阵静电放电试验研究

低地球轨道(LEO)航天器高压太阳电池阵存在与等离子体相互作用发生静电放电(ESD)导致其失效的风险,需要确定产生一次放电和二次放电的电压阈值并采取相应的防护措施。文章模拟LEO等离子体环境,采用刚性基板三结砷化镓太阳电池试验件,试验研究了LEO条件下高压太阳电池阵在无防护与涂胶防护状态下发生一次放电和二次放电的电压阈值。在太阳电池组件同样并联间隙情况下,试验结果表明:无防护试验件发生一次放电的电压阈值为110 V,涂胶防护试验件发生一次放电的电压阈值为120 V;太阳电池电路通0.83 A电流,无防护试验件发生二次放电的电压阈值为150 V,涂胶防护试验件发生二次放电的电压阈值为160 V。因此,在设计高压太阳电池阵时,建议合理控制相邻太阳电池串之间的电压差和并联间隙,以及采用在相邻太阳电池串之间涂敷硅橡胶等措施,以有效控制太阳电池阵静电放电的发生。

低轨航天器长期轨道预报的初步研究

低轨航天器的长期管理和维护需要较高精度的长期轨道预报,影响长期预报精度最主要的因素来自低轨航天器所受的大气阻力摄动。借助平均大气密度模型,以340km高度的低轨航天器为例,研究了低轨长期轨道预报问题。利用基于长弧段的逐天精密定轨,可以修正参考点的平均密度。根据目前积累的数据,通过引入太阳自转周期27d和半年180d这2个周期拟合平均密度序列,未来的平均密度可以预报到较高精度。目前的计算结果表明,在此基础上低轨航天器的长期轨道预报精度可以得到保证,在不同算例中表现基本稳定可靠。

原子氧对航天器表面材料作用的数值模拟

对低地球轨道环境对航天器表面材料的影响和航天器表面材料的低地球轨道环境寿命评定方法进行了介绍；并对低地球轨道环境和地面试验环境下，有无保护涂层的聚酰亚胺所受冲蚀作用进行了成功的数值模拟，获得了具有工程应用价值的数值计算结果。该项工作对航天器的设计具有指导意义。

杂化聚酰亚胺的制备及其耐原子氧剥蚀性能

低地球轨道环境中的原子氧会剥蚀航天器表面材料,影响其性能和寿命,因此在使用时需要选用合适的手段来进行原子氧防护.采用溶胶-凝胶法,利用正硅酸乙酯在树脂体系中的水解-缩合反应,在基体中原位生成无机相而获得杂化聚酰亚胺.在原子氧效应地面模拟设备中,对杂化聚酰亚胺试样开展了性能评估试验,总结了试验前后试样的质量、表面形貌和表面成分的变化特点,并分析了材料耐剥蚀性能与正硅酸乙酯添加量的关系、杂化材料的耐剥蚀机理.结果表明,杂化聚酰亚胺的耐原子氧性能优于原树脂,其原子氧试验质量损失仅为原树脂的31.6%~14.8%.分析认为,溶胶-凝胶过程中在树脂基体中生成的有机含硅结构和无机SiO2,以及原子氧作用下杂化材料表面生成的SiO2保护层,是杂化材料耐原子氧剥蚀性能提高的原因.

近地轨道航天器编队构形重构的一种四冲量控制方法

研究近地轨道航天器编队构形重构的一种多冲量控制技术。首先,基于Hill动力学方程研究轨道坐标系中三种推力器安装模式的能控性,发现在沿迹向与轨道面法向安装推力器的简单模式具有对相对运动的完全能控性;其次,将航天器编队构形重构问题划分为简单问题和复杂问题两类,并用始末构形的振幅与相位参数来表达;基于相对运动的叠加性,提出了实现构形重构的四冲量控制方法,并给出根据始末构形参数求解控制冲量大小和施加时刻的解析式;最后,进行仿真,对控制效果的偏差量进行了数值分析,并提出了一种修正沿迹漂移的二冲量方法。仿真结果表明:四冲量控制是一种有效的构形重构底层控制方法,具有简单、实用、低耗、能准确预估燃耗、适合于航天器编队的自主运行以及能显著降低复杂编队构形重构问题难度等诸多优点。

在轨航天器动力学参数辨识技术研究

针对在轨航天器低频密集和辨识时激励源有限且难于测量等特点,开展了适用于低频密集模态且不需激励信息的在轨航天器动力学参数辨识方法的研究,探讨了直接利用在轨响应数据在频域内辨识航天器动力学参数的技术;并根据在轨航天器低频密集特点,设计了在轨航天器动力学参数辨识仿真试验系统,对该辨识方法进行了试验验证。

低地球轨道航天器对接放电研究

文章介绍了低轨道航天器对接放电的产生机理,通过模拟试验、电路仿真和理论分析,研究了低轨道航天器对接产生静电放电的可能性、条件、放电强度、持续时间及其影响,并提出防止静电放电危害的措施,为工程应用提出参考建议。

基于线性化运动方程的超低轨飞行器轨道修正算法

超低轨飞行器受到大气的严重影响,需要不断地实施轨道修正才能在标称轨道附近飞行。文章针对超低轨飞行器的轨道保持问题,建立了考虑地球非球形J2项摄动和大气阻力摄动的线性化运动方程,给出了基于线性化方程的修正速度增量计算方法,并研究了补偿线性化误差的方法。数值仿真表明,该方法能够保证飞行器不超出要求的精度通道。对于轨道高度为120km的飞行器,飞行1h的最佳修正次数为6,所需速度增量为63.7971m/s。

天宫飞行器低轨控空气动力特性一体化建模与计算研究

对非规则板舱组合体天宫飞行器300～200km低轨道飞行过程空气动力特性一体化计算建模，提出考虑复杂构型物面遮盖效应面元解析法与经修正的Boettcher／Legge非对称桥函数，发展基于三角形面元逼近复杂外形通用处理方法，建立适于天宫飞行器复杂物形处理与面元气动力系数计算规则；将DSMC方法与求解Boltzmann模型方程气体运动论统一算法应用于天宫飞行器简化外形，进行气动力当地化关联参数计算修正，建立针对大型复杂结构天宫飞行器低轨道飞行控制过程空气动力特性一体化快速算法与程序软件。对大尺度圆柱体外形与天宫飞行器300～200km不同高度变轨飞行过程不同迎角与侧滑角及帆板平面与本体主轴不同夹角复杂构型气动力特性计算分析验证，表明天宫飞行器在200km以上低轨道飞行控制过程中所受空气动力系数随飞行高度发生显著变化（8％～50％），证实长期在轨运行的大型航天器若采用统一固定的气动力系数，误差累积巨大，需要采取防护措施，低轨道飞控大气阻力仍是制约航天器定轨预报精度最关键因素。

连续小推力航天器自主导航及在轨参数标定

以连续小推力航天器为背景,提出了综合考虑星载加速度计和推力器在轨标定的自主导航方案。首先以精确姿态测量和引力梯度模型为标定参考信息源,建立了包含加速度计参数、推力器参数以及光压系数的完整参数测量模型;然后基于天文导航方法建立了自主导航系统状态模型和观测模型;表明各状态和参数的能观性后,采用了具备良好计算效率和鲁棒性的双重无迹卡尔曼滤波方法进行状态和参数联合估计。分析与数值仿真表明,该方法通过结合参数在轨标定直接提高了导航模型精度,在工程应用中具备可行性和有效性。

大型低轨航天器与星座卫星的碰撞风险研究

针对商业小卫星星座迅猛发展对航天器飞行安全造成潜在威胁的问题,以600 km高度星座和大型低轨航天器为研究对象,通过区域方法(BOX)和碰撞概率风险评估方法,分析了星座与大型低轨航天器的碰撞风险。根据星座轨道演化分析表明,整个星座卫星与大型低轨航天器可能发生碰撞的时间相对集中,持续时间约1~2年。BOX方法计算结果表明,每颗卫星与大型低轨航天器交会,并进入红色预警门限的交会次数约10次左右。碰撞概率计算结果表明,约有5%的卫星进入红色预警门限,星座如果在寿命末期采取无控再入将对大型低轨航天器在1~2年内产生较大的威胁。

基于SCL的低轨卫星自动化上行遥控方法

上行遥控是卫星测控管理的一项重要工作,其主要任务是控制载荷工作或实施平台管理。针对低轨卫星在轨管理中实施遥控任务时人工干预多、风险高的问题,提出了基于SCL(Spacecraft Control Language,航天器控制语言)的遥控作业自动安全可靠运行实现方法,应用于低轨卫星管理的结果表明:该方法有效降低了管理风险,提高了卫星测控实施效率和自动化水平,同时对提高低轨卫星自动化和精细化管理有着重要意义。

基于北斗报文通信系统的低轨航天器天基测控设计

随着北斗三号导航卫星系统全球组网成功,可在低轨航天器搭载北斗报文通信终端作为测控载荷,使用区域短报文与全球短报文相结合的测控方式实现低轨航天器测控功能。根据报文通信系统在不同北斗卫星的分布特点与服务能力,提出在中国周边与亚太地区使用区域短报文进行实时测控,在其他区域使用全球短报文进行准实时测控的设计思路。利用北斗三号系统完成低轨航天器天基测控系统设计方案,完成报文通信终端与低轨卫星地面测控中心测控流程设计工作。最后对测控系统的通信能力、测控时间与接入服务能力进行分析,证明该天基测控方法可以满足大规模低轨航天器同时进行全球全时测控的需求。

小推力轨道机动最优控制研究

研究航天器在小推力的作用下,椭圆轨道最优转移的一种解析解法.在牛顿中心力场中,采用地心惯性坐标系,选用合适的轨道根数,忽略其它摄动的影响,建立航天器转移的状态方程.应用Pontryagin极大值原理建立航天器最优推力加速度的控制方程,对方程进行合理的简化,只考虑它们的一次项,忽略其它的高次项,从状态方程中得出小推力对轨道根数产生的摄动影响,然后分别对它们进行积分,从而得到最优转移轨道的解析解.

近地轨道集群航天器电磁编队飞行非线性反馈控制方法

针对近地轨道集群航天器电磁编队飞行的动力学和控制问题,提出了一种非线性反馈控制方法.基于电磁力模型和地磁场模型,分析了地磁场对近地轨道电磁编队的影响;建立了集群航天器电磁编队高精度相对轨道动力学模型;基于Lyapunov稳定性理论设计了一种非线性反馈控制律,利用该方法对两星电磁编队维持控制进行了仿真验证.仿真结果表明,地磁场引起的电磁干扰力可以忽略,但是电磁干扰力矩的影响必须考虑;近地轨道集群航天器电磁编队是可控的,所设计的控制方法是可行的.