航天器集成健康管理系统研究

航天器故障诊断技术不仅要求提高航天器安全性和可靠性 ,而且要求削减航天器全寿命周期成本 ,现在的故障诊断系统已从原来单一的分系统 (如电源系统 )的故障诊断专家系统 ,向集系统状态监测、故障诊断和故障修复为一体的航天器集成健康管理 (IVHM)系统发展。本文介绍了航天器集成健康管理系统的基本概念 ,并对我国新型航天器整个集成健康管理系统、在轨健康管理系统、地面健康管理系统以及主要采用的技术作了详细的阐述。文中强调了基于模型推理技术 (特别是多信号建模技术 )在航天器集成健康管理系统中的重要性。文章最后指出了应采用从上至下的方案开发该集成健康管理系统。

航天器故障诊断专家系统技术的应用和发展

阐述了航天器故障诊断技术的重要性。回顾了航天器故障诊断专家系统技术应用和发展的历史，列举了现已开发的航天器故障诊断专家系统，着重介绍了两个重要原型系统。指出了航天器故障诊断专家系统技术的发展方向。

航天器对接机构缓冲系统特性研究

研究带周边式对接机构的航天器在对接捕获过程中的缓冲动力学行为。根据缓冲器等效撞击模型,在几种不同工况下,给出了等效质量的确定方法,从而提出了缓冲系统参数的计算方法。最后,用简化的对接动力学模型计算出一些模拟结果。

航天器推进系统故障诊断专家系统中的若干问题

论述了设计航天器推进系统故障监测与诊断专家系统的重要性和必要性,并从工程观点出发,对设计该系统所涉及到的故障模式分析、特征参数选取、故障诊断专家系统的设计原则等方面提出了若干值得注意的问题和应对策略。

航天器推进系统故障诊断专家系统的研制开发

论述了设计航天器推进系统故障监测与诊断专家系统的重要性和必要性。并结合具体工程背景所研制开发的诊断系统， 研究了其主要的设计思想、特点、功能以及软件需求分析。

用拉格朗日键图建立复杂航天器系统的动力学方程

建立复杂航天器系统的动力学模型是航天器系统设计的一项重要内容 .能够快捷准确地完成这一工作 ,并可以方便地用同一种表述方法将这一模型与其他分系统的模型连接起来 ,将大大提高总体设计的效率及可靠性 .键图是一种完成动力学建模的一种新方法 .介绍了键图理论应用于建立复杂航天器系统的动力学模型的基本思想以及拉格朗日键图的具体应用步骤 .以带有动量轮和弹性附件的卫星为例 ,演示了其动力学方程的建立过程 .利用这种方法可以有效地得到适用于仿真的向量系统方程 。

航天器微流星和空间碎片的防护方案

微流星和空间碎片是现在任何使命航天器的公认威胁．微流星和空间碎片的超高速撞击能导致航天器严重的损伤和灾难性的失效．因此，提高航天器的生存性是非常必要的．防护方案的确定是航天器设计的一个重要问题．防护方案的结构形式主要有局部防护、Whipple防护及其改型、各种多层防护屏防护方案。在综述国际上已采用和研究的航天器防护微流星和空间碎片防护方案的基础上，给出了不同防护材料和结构形式防护方案在超高速撞击下的行为特征。

航天器液体晃动与液固耦合动力学研究概述

液体晃动是一个在充液航天器总体设计中必须考虑的问题，随着航天事业的飞速发展，推进剂占火箭、卫星等航天器总重量的比重不断加大，推进剂的运动对在轨航天器的稳定、控制、定位、对接的影响都是关键的．因而，需要对液体晃动做更深入的研究．液体燃料系统是航天器复杂大系统的一个子系统，在进行整个系统分析时需要考虑到液体与结构之间的相互作用，这样就必须进行液固耦合力学的研究．本文对与航天工程相关的液体晃动问题和液固耦会动力学问题的研究方法进行了简要介绍，概要性综述了这些问题的研究进展．

某航天器仪器舱结构减振试验研究

改善大型结构的动态特性对航天器总体设计具有十分重要的意义。本文基于粘弹性材料对振动能量的耗散原理 ,分析了利用约束阻尼对航天大型结构进行振动抑制的方法。以某航天器仪器舱为例 ,进行了附加约束阻尼前后结构动态特性试验与分析 ,结果验证了该方法抑制振动的可行性和有效性 。

含铰间间隙的航天器附件展开过程分析

讨论了铰间间隙在附件展开过程中的影响 ,由于分段线性模型可以较好地模拟间隙的变拓扑、含碰撞的动力学特征 ,将其并入到多柔体系统力学方程中 ,进而通过数值仿真详细地分析了间隙对系统的撞击力。

航天器空间碎片单护屏防护结构参数优化

为解决微流星体及空间碎片高速撞击威胁航天器的安全运行等问题 ,采用防护结构防护性能预报的Nysmith模型 ,以非线性优化方法分析撞击条件和结构参数对优化结果的影响 .得出了最优解存在的可行性条件和防护间距下界与撞击参数的关系 ,以曲线图给出了各参数对优化结果的影响 .研究表明优化结果在低撞击速度时随撞击速度的增加急剧增加 。

柔性太阳帆航天器动力学建模与姿态控制

对基于控制叶片的太阳帆航天器,推导考虑弹性振动的太阳帆姿态动力学方程和振动方程,利用非约束模态的概念给出了太阳帆航天器动力学方程的求解方法.结合超地球同步转移轨道太阳帆航天器偏航轴对地定向问题,设计了太阳帆俯仰轴的考虑Bang-Bang控制策略的PD控制器,数值仿真结果表明,所设计的基于控制叶片的控制器可以较快、较精确地实现偏航轴对地定向任务.

航天器波纹防护屏高速撞击实验研究

微流量及空间碎片的高速撞击威胁着航天器的安全运行 ,导致其严重的损伤和灾难性的失效。本文给出和分析了柱状弹丸高速撞击铝合金波纹防护屏 Whipple防护实验研究的结果。结果表明 :波纹防护屏具有分散不同入射角弹丸高速撞击所产生碎片云损伤能量的特性 ,并能降低弹丸滑弹碎片对航天器外部结构和子系统的损伤 ,该防护结构的防护性能优于铝合金板防护屏 Whipple防护。

在轨航天器连接结构动力学及其参数辨识

连接结构广泛用于各种航天器中，这些大量使用的连接结构由于其较低的刚度或非线性特性，会对航天器的动力学特性产生显著的影响。本文简要介绍了与在轨航天器连接结构动力学问题有关的以下问题：航天器中所使用连接结构的动力学模型及其参数辨识问题，连接结构对航天器结构动特性的影响，含连接结构动力学系统的周期解、分叉和混沌。

利用高斯伪谱法求解升力航天器最优再入轨迹

为了获得升力式航天器再入大气后的飞行轨迹,利用高斯伪谱法求解了同时满足路径约束和终端约束条件下的总吸热量最小再入轨迹。其中,路径约束包括驻点热流峰值约束和最大动压约束;终端约束为高度和位置。选取优化控制变量为迎角和倾斜角。仿真结果表明,高斯伪谱法能够快速优化出满足以上优化性能指标和约束条件的再入轨迹。最后,通过对哈密尔顿函数的分析给出了最优性验证。

航天航空滚动轴承刚度

历史上形成的计算滚动轴承刚度的经验公式 ,没有指出如何由各自变量的变动范围预报因变量的变化范围 ,没有给出刚度相应自变量的某一置信度的误差区间带 .误差区间带往往随着各自变量远离实验数据均值而变宽 .例如 ,在小载荷或大载荷时 ,由经验公式计算出的刚度值将产生较大的误差 .这些在现代实验数据统计处理上是非常重要的 .为此由线弹性理论出发导出航天航空滚动轴承刚度的理论公式 .列举三种航空轴承 ,分别用理理论公式和经验公式计算了某一载荷时的相应刚度 ;两者吻合较好 .特别指出 :“基于线弹性理论的理论公式中的载荷等自变量的变化适用范围比经验公式要宽的多 .理论公式中的计算刚度误差可由各自变量误差直接求得 ,较精确计算时或选用轴承时应以理论公式为准 .

一种挠性航天器的对偶四元数姿轨耦合控制方法

为解决复杂的挠性航天器的姿轨控制问题,对于挠性航天器的姿轨耦合动力学建模与控制展开研究。基于对偶四元数原理,推导给出一套挠性航天器的姿轨一体化动力学模型。此种模型能够紧凑描述航天器的轨道和姿态,且能够自动引入航天器平动、转动与挠性附件振动三者之间的关联耦合作用。基于此模型设计了一种自适应位置姿态跟踪控制器,该控制器能够在航天器质量特性参数未知的情况下,对其位置和姿态进行轨迹跟踪控制,并使位置和姿态误差收敛。该自适应控制器还可对航天器上挠性附件对系统的耦合作用进行估计,进而在控制输出中对其进行补偿,提高卫星控制系统的稳定性。通过仿真对控制律进行校验,结果表明该控制律对挠性航天器控制效果良好,具有一定的工程应用参考价值。

航天器柔性附件伸展过程动力学分析

从Ｈａｍｉｌｔｏｎ原理出发推导了柔性附件伸展过程的时变系数动力学方程．在限定缓慢伸展的前提下，将动力学方程解耦处理，推广非线性动力学的平均法求解时变系数微分方程，得到近似解析解，该解析解适用于任何伸展率，而且可以作为判定失稳的依据．

航天器故障诊断技术回顾与展望

故障诊断技术在航天器发射和运行中是非常重要的 ,不仅可以避免人员伤亡和设备的损失 ,而且还可以节约航天器的发射和运行成本。本文总结了国内外航天器故障诊断技术的发展状况 ,航天器的种类涉及到美国的航天飞机、可重复使用 X系列运载器 ,欧洲的阿里安火箭 ,日本的JEM实验舱 ,俄罗斯的暴风雪航天飞机以及多国联合研制的自由号空间站和国际空间站等。文中还对 9种航天器常用的故障诊断方法的优缺点作了分析。最后总结了目前故障诊断技术的主要特点 。

航天器防护方案高速斜撞击实验研究

给出和分析了柱状弹丸高速斜撞击铝合金Ｗｈｉｐｐｌｅ 防护方案实验研究结果． 结果表明，Ｗｈｉｐｐｌｅ 防护方案对高速斜撞击的响应不同于高速垂直撞击的响应，高速斜撞击具有分散撞击所产生碎片云损伤能量的特性，能产生严重损伤航天器外部结构和子系统的滑弹碎片． 滑弹的临界入射角在６５°～７５°． 低于此角对靶件造成的损伤严重；超过该角对滑弹观察板造成的损伤严重，对滑弹观察板造成的损伤集中在与防护屏成１５°的区域． 因此，航天器防护方案的选择必须考虑空间碎片高速斜撞击的影响．