卫星主动段力学环境监测系统设计

为精确获取卫星发射主动段星箭界面的加速度与界面力,设计了卫星主动段力学环境监测系统。系统由振动监测单元、振动传感器及应变片组成,其中,振动监测单元设计有3种工作模式——主动段测量模式、在轨振动数据分析模式及振动数据传输模式,采用基于应变的星箭界面动态载荷识别技术,具备6路振动力学传感器数据采集和24路应变数据采集能力。地面试验验证表明,该系统的振动测量精度达到10%,应变测量与LMS(LabVIEW Measurement Studio)系统应变采集数据之间的误差最大不超过4%。实际搭载中获得的星上主动段力学环境测量结果可为优化卫星分析模型和完善卫星地面力学环境模拟试验条件提供参考依据,并为卫星的后续研发与应用提供重要的技术支持。

无人机火箭助推机构分离安全性研究

为提高火箭助推式无人机起飞时助推机构的分离安全性,提出一种可自动安全分离的无人机火箭助推机构。以某型号无人机为例,运用理论力学与刚体运动学知识建立以分离安全性最优为目标的助推机构理论模型,得出助推机构中关键参数的设计依据并建立助推机构的三维模型。运用刚体动力学分析方法得到助推机构的分离运动轨迹,搭建包含助推机构和模拟无人机部分的实验系统,验证助推机构分离轨迹和分离姿态与仿真结构有一致的变化趋势。研究结果表明,该助推机构在分离过程中可有效规避安全隐患,提高分离安全性。

星箭锁紧装置黏滞摩擦系数的影响因素研究

星箭锁紧装置是卫星与火箭连接的关键机构。装置中的V形卡块在预紧力施加过程中,易发生偏斜,使得星箭分离配合面接触不均匀,产生应力集中,导致星箭分离面黏着磨损。本文研究了星箭锁紧装置中的V形卡块和上下端框的铝合金摩擦副在不同影响因素下摩擦系数的变化,探究了温度、正压力以及铝合金表面粗糙度对界面黏着和黏滞摩擦系数的影响。研究结果表明,硫酸阳极化处理的2A14T6-2A14T6比较适合作为摩擦副材料,在加工和锁紧过程中,应合理控制其粗糙度、温度和正压力,以避免黏着磨损。

点式星箭分离冲击环境减缓设计与减冲性能试验验证

为改善点式星箭分离冲击环境,优化连接解锁装置设计,研究了点式星箭分离装置的冲击传递机理。以星箭接口不变为前提,提出对应减冲措施:在火工品收集筒顶部增加蜂窝和橡胶垫,以降低火工品结构残体碰撞产生的二次冲击;增加不同材料的垫片,以减弱药剂爆炸冲击作用。初步仿真分析表明,采用镁合金、不锈钢、玻璃钢组合垫片的减冲效果较好。减冲性能验证试验结果表明:增加蜂窝和橡胶垫后,二次冲击现象不再明显;在冲击传递路径上增加3 mm和1 mm厚度的组合垫片,卫星侧冲击响应分别降低了43.3%和39.5%。研究提出的减冲措施以及试验验证结果对点式星箭分离冲击环境改善具有工程指导意义。

小卫星分离姿态干扰及抑制分析

本研究针对小卫星分离过程中的姿态干扰问题建立了动力学模型,采用MATLAB/Simulink对动力学模型进行求解,并与ADAMS环境下的分析结果进行比较。为评估导向机构在卫星分离过程中对姿态干扰的抑制作用,进一步比较了导向机构前后的卫星分离角速度,并评估不同参数的导向机构对卫星分离姿态干扰的改善作用。本研究所采用的分析方法适用于各类卫星分离过程,可为卫星分离系统的安装布局设计、弹簧参数设计、导向机构参数设计等提供技术参考。

长征四号运载火箭星箭分离装置发展及思考

长征四号系列运载火箭经历近百次发射,星箭分离装置作为运载火箭的重要结构与机构产品,直接关系着发射任务的成败。星箭分离装置产品从无到有,不断丰富和完善,它的研制先后经历了从单一到多样、从多样到系列化、产品化等阶段。对星箭分离装置的研制历程和关键技术进行综述,并基于星箭分离技术研究现状对分离装置的后续发展提出了展望。

皮卫星星箭分离机构运动系统设计

为实现"皮星一号A"卫星无干涉分离,达到分离初始姿态要求,对皮卫星星箭分离机构运动系统进行了分析设计。首先,根据皮卫星与凸轮限位机构间的受力情况和能量守恒定理确定了凸轮轮廓尺寸和分离弹簧结构参数,在此基础上建立了星箭分离过程动力学模型,通过对动力学模型的数值计算确定满足无干涉分离条件的舱门扭簧弹性系数。星箭分离过程的仿真计算和试验校验了"皮星一号A"星箭分离机构可实现无干涉分离,皮卫星初始速度、角速率均满足所提出的各项初始分离姿态要求。

搭载星与运载火箭分离的动力学研究

以分离条件恶劣的搭载星为对象,对其与运载火箭分离的过程进行了研究。通过对物理模型的分析,建立了动力学方程;通过对各种干扰因素的分析,计算了共同作用的扰动力矩,最终得到卫星分离的速度、卫星姿态参数和星箭相对位置。

非火工包带式星箭分离技术研究进展

对目前国际上几种较为典型的非火工包带式星箭分离装置的研究状况进行了综述,按照包带连接位置和解锁方式的不同对其进行了分类。主要针对熔断式、形状记忆合金式、电子触发式、热电螺母触发式和电机驱动式包带分离装置的工作原理、主要性能特点和应用背景等进行了简要的分析,指出其潜在的问题与优势。介绍了国内学者对非火工包带分离装置的研究现状,对未来高性能非火工包带式分离装置应用新材料、新型电子装置及直流电机的发展趋势做出了预测与展望,为设计新型装置提供思路。

基于深度学习的高分辨率遥感影像光伏用地提取

近年来我国光伏产业发展迅猛,随之也产生了诸多用地问题,通过遥感技术提取光伏用地,监测光伏用地分布与用地状况,对于光伏产业健康发展具有重要意义。本文提出一套基于深度学习方法的高分辨率遥感影像光伏用地自动提取方法,该方法利用GF-1等卫星影像和Google Earth影像构建光伏用地样本,基于ResNeSt-50作为骨干网络的DeepLab V3+模型实现深度学习语义分割算法,并结合计算机图形学方法对深度学习结果进行后处理,实现了面向高分辨率遥感影像较通用的且高精度的光伏用地自动提取。该方法的深度学习模型验证精度mIoU值达0.899 2,提取结果具有良好的边缘精度且具有广泛的适用性,支持GF-1、ZY-3、GF-6、GF-2和Google Earth等影像。

一种可实现星箭分离前后测轨数据联合定轨的初轨确定方法

针对弹簧分离方式的卫星发射任务中,在星箭分离瞬间卫星获得弹簧分离力产生的速度增量,使星箭分离前后的两段外测数据不能同时参与定轨的问题,提出了一种可同时求解一个位置矢量和两个速度矢量的定轨新方法——改进的有摄初轨计算的单位矢量法,建立了相应的计算模型,构造了条件方程组的解算方法。仿真计算和任务实测数据验算表明,该方法首次实现了利用星箭分离前后处于两条不同轨道的测轨数据的联合定轨。由于延长了定轨数据弧段,有效地提高了入轨段初轨确定精度。

刚性包带式星箭连接装置解锁分离过程动力学分析

刚性包带式星箭连接装置能够为重型运载火箭提供更高的星箭连接承载能力,但对其分离释放过程的动力学研究尚未深入。该研究建立刚性包带式星箭连接装置非线性动力学分析模型,采用显式动力学仿真法分析了包带接头分离速度、分离冲击响应和捕获运动规律,研究解锁时间和预紧力等因素对分离与捕获过程的影响规律。结果表明:延长解锁时间和减小预紧力会导致包带接头分离速度降低,卫星冲击载荷减小,与捕获器接触时长增加,与脱离端框时间延后,甚至可以改变包带分离运动规律,引起卫星倾斜分离,在工程应用中应综合考虑。

皮卫星及其星箭分离机构的热-结构耦合与间隙设计

对皮卫星与星箭分离机构进行了热结构耦合分析,以便合理地设计皮卫星与导轨面间的配合间隙,确保皮卫星安全可靠分离。在充分考虑皮卫星发射过程中卫星、地球、太阳三者几何关系的基础上,计算了皮卫星及其星箭分离机构在卫星发射过程中所吸收的外热流;通过有限元分析求解了卫星发射过程中的温度场和热变形情况。基于上述工作,设计了皮卫星与导轨间的配合间隙。分析结果显示:受冷黑环境和传导热流影响,卫星与导轨背阴面变形较大,但皮卫星外壳和导轨面总体并未发生大的扭曲形变;在600N和300N预紧力作用下,皮卫星与导轨面间的配合间隙最大变化量分别为62.3μm和63μm。根据分析结果合理选择了配合公差。得到的结果表明:皮卫星及其星箭分离机构在高低温试验后能正常分离,在轨星箭分离姿态与仿真结果吻合,实验结果验证了卫星与导轨间配合间隙设计的合理性,可用于指导皮卫星星箭分离机构的结构设计和热控制设计。

一种改进的卫星旋转载荷动平衡的振动结构

卫星旋转天线的动不平衡对卫星在轨姿态稳定性有重大影响,必须加以控制。由于其工作转速低、质偏和高度较大、离心力产生的平动量远小于倾覆力矩产生的摆动量,平衡机测量精度低。提出了一种振动结构,能够将弱的离心力信号从较强的力矩信号中分离开来,并且采用固定摆动中心的方式,确定了振动中心位置。理论和实验表明,平动振动与摆动振动有效实现了机械分离,避免了振动中心不稳定引起的误差等问题,为最终卫星旋转载荷动平衡机的研制提供了理论基础。

电分离连接器对小卫星星箭分离干扰分析

电分离连接器是否成功分离是卫星与火箭分离过程中一个重要的环节。文章以某小卫星为工程背景,根据电分离连接器具有电分离(正常)和机械分离(非正常)两种工作模式,给出了小卫星在正常分离模式和非正常分离模式下的分离时序,建立了两种分离模式下的分离力学模型,开展了电分离连接器分离的仿真分析。结果表明:正常分离模式下,分离不存在干扰;非正常分离模式下存在少许分离干扰,但卫星可以实现安全分离。

星箭分离缓冲设计方法及试验验证研究

星箭分离冲击环境是指星箭分离时刻火工品起爆作用于卫星结构上产生的高频、高量级的瞬态冲击响应。一般情况下,高频的火工冲击载荷不会造成航天器结构的破坏,但是却能对具有晶振、脆性材料等的精密电子设备造成致命损伤,从而造成航天任务的失败,甚至发生灾难性的事故。因此,卫星系统级缓冲设计对卫星总体设计,改善星上设备冲击环境,从而实现整星减重具有重要意义。针对我国某卫星平台星箭分离时刻星上冲击环境过大的问题,基于冲击波在结构中的传播和衰减特性,提出了缓冲孔、缓冲垫和过渡段三种系统级缓冲方案,星箭分离缩比试验结果表明:本文提出的三种方案有效的提高了冲击载荷过星箭界面的衰减量,从而明显改善了星上的冲击环境,三种缓冲方案可行、有效。

微纳卫星星箭分离试验技术及数据分析

针对国内微纳卫星星箭分离试验技术尚不成熟且无统一规范的现状,提出了一种适用于微纳卫星星箭分离技术验证的试验方案及数据处理方法。对现有的星箭分离技术进行了分析对比和选择,在此基础上,设计了一种新型的星箭分离试验系统,详述了试验流程和数据处理方法。以某微纳卫星为研究对象,进行了分离试验,有效获取了分离运动参数和冲击加速度响应数据。结果表明:分离参数和冲击响应满足试验大纲要求,验证了所提出的星箭分离试验技术的可行性。该试验系统基于现有的成熟技术和设备进行设计而成,具有装置简单、成本低、适应性好、精度高等特点,可用于后续工程实际。

多源观测数据融合星箭分离初轨计算

星箭分离轨道计算是航天器发射过程的重要内容,但由于其可用数据弧段短、观测数据预处理精度受限、实时性要求高、无真实参考轨道等特点,其计算结果与事后精密定轨有较大差异,定轨精度受限,而星箭分离前后常常有多种类型的观测数据,将其联合使用对提高星箭分离定轨精度和可靠性有一定作用。从此思路出发,基于航天器摄动运动状态转移方程,建立了雷达外测数据、GPS及秒节点数据等不同类型观测数据的最小二乘短弧定轨方程,并使用转换测量、直接合成、联邦计算等不同方法对这几类数据进行了融合计算,给出了动态权重赋值和野值判断的方法。仿真及实测数据计算结果表明所给方法是可行的,并对各方法的优劣性进行了对比。研究结果对航天器轨道及定位计算有一定的工程参考价值。

基于ADAMS的火箭分离机构动力学分析及仿真

以多体系统动力学为理论基础,在动力学分析软件ADAMS中建立了火箭整流罩分离模型,对该分离机构模型进行动力学仿真计算与分析,得到了分离机构的动力学仿真计算结果。对整流罩和箭体分离过程中的速度和角速度进行分析,比较各个载荷随时间的变化情况,结果表明分离火箭推力对分离机构在分离过程中速度和姿态的变化影响最大。

星箭分离前后外测数据的联合定轨技术

为了使航天测控中星箭分离后得到的数据能够在定轨时获得应用,提出了一种修正方法。该方法利用动量守恒原理对星箭分离后的数据进行修正,使之与分离前的数据保持一致,从而能在定轨时获得运用。仿真计算和实际运用结果表明,该方法能够有效地提高初轨确定的精度。