摘要：正值我国天宫一号和神舟九号首次载人交会对接任务圆满成功之际,党中央、国务院召开全国科技创新大会,我们倍感振奋。中国航天科技集团公司承担了一系列国家科技重大专项,通过自主创新取得了一系列具有世界影响力的重要成就,探索实践了一条中国特色的航天科技发展道路。一、面向国家战略需求,抢占航天领域的战略制高点我们始终把满足国家战略需求作为根本任务,走出了一条投入少、发展快、效益高、具有中国特色的航天工程创新途径。在载人航天工程中,我们按照＂三步走＂的战略,突破了一批国际公认的技术难题,大幅提升了我国在航天领域的国际地位和影响力。在探月工程中,我们通过系统集成和优化设计,提升了嫦娥二号的可靠性和任务拓展能力,在完成绕月探测主任务后，又开展了深空和小行星探测，使我国在深空探测领域跻身国际先进行列。二、强化企业技术创新体系，增强航天科技工业的整体实力我们将航天系统工程理念贯穿于企业技术创新体系建设中，坚持以系统级研发中心和专业研发中心为核心，国家级实验室、工程中心为基础，与高校共建的合作创新平台为拓展，不断完善创新机制。同时，注重以此带动设计、制造、试验全流程的能力建设和科研生产组织模式创新，全力打造新一代空间飞行器、运载火箭、航天动力等科研生产试验基地．．集团公司成立以来，共获得51项国家科技进步奖；在申请的一万多件专利中，发明专利超过80％。

摘要：区域覆盖星座的研究具有很大的现实意义。本文建立了一种比较通用的区域覆盖星座模型 ,将遗传算法用于该模型 ,建立了一整套区域覆盖星座的优化设计办法 ,算例表明了该算法的有效性。

摘要：航天器力学环境条件是航天器及其部组件设计和地面试验验证的主要依据,直接影响着航天器的总体设计水平。随着我国航天事业的飞速发展,对航天器及其有效载荷的设计提出了越来越高的要求,而力学环境分析与条件设计技术已经成为制约我国航天器荷载比提高的瓶颈技术。本文重点针对航天器力学环境分析与条件设计技术所涉及的航天器力学环境预示理论方法,高精度有限元建模与模型修正技术以及航天器力学环境条件设计技术三个方面国内外研究进展进行了回顾,特别是对近五年来我国航天工业部门在航天器力学环境分析与条件设计领域取得的成就进行了综合评述。在此基础上,结合我国航天工程的实际需求,分析指出了今后在航天器力学环境分析与条件设计领域的主要研究方向。

摘要：力限振动试验可以缓解振动"过试验"现象。计算力限条件是进行力限振动试验的前提。本文介绍了力限振动试验的基本原理,给出了计算力限条件的基本过程,详细推导了设计振动试验力限条件的复杂TDFS方法,为今后力限振动试验在国内的应用提供技术支持。

摘要：大型复杂航天器结构有限元模型的合理性和准确性在航天器研制过程中具有重要意义,它是开展星箭耦合分析以及力学环境条件设计等工作的基础。首先综合有限元建模、模态试验、相关分析和模型修正等技术构造了一套系统的航天器结构有限元模型试验验证策略;然后,针对我国新一代大型卫星平台——东方红四号卫星开展了整星有限元模型的试验验证研究,其中整星模态试验以及模型修正等研究工作属首次在东方红四号卫星平台上成功实施。修正后有限元模型对整星主模态频率预测误差小于5%,模态置信准则大于0.6,预示精度达到工程要求。

摘要：首先构建了由模型结构调整、模型参数修正以及模型确认组成的三步模型修正策略。该方法优于传统模型修正方法的是:在模型修正之初基于误差定位、灵敏度分析以及工程经验进行的模型结构调整可以给出一个适于参数修正的初始有限元模型,从而保证了模型修正的成功。然后,采用三步法针对国际上模型修正的标准考题——GARTEUR19结构动力学模型进行修正,详尽论述了模型结构调整、参数修正以及模型确认的过程,并将修正结果与国外同行的研究结果进行了对比,综合精度与国际先进水平相当,从而验证了三步模型修正策略的有效性。

摘要：半个世纪以来,宇航科技工作者对卫星发射力学环境的认识逐步深入,从而带动了相关基础理论、预示方法、分析工具、试验技术和试验设备的不断发展。随着航天技术发展步伐的加快,对航天器设计的要求越来越高,星箭力学环境分析与试验技术研究的迫切性日益凸出。本文重点针对星箭力学环境分析与试验技术所涉及的航天器力学环境预示、航天器力学环境试验和星箭力学环境匹配优化等三方面技术的国内外研究进展进行了综合分析评述;指出了三者之间相辅相成、缺一不可的内在联系:预示分析决定着试验的方法和条件,力学试验又反过来验证预示分析的准确性,力学环境预示分析和试验的准确性和有效性为星箭力学环境匹配优化的顺利开展提供重要保障。最后,根据航天工程的需要,提出了今后在星箭力学环境分析与试验技术研究领域的主要研究方向。

摘要：力限振动试验可以缓解传统加速度控制振动试验在试验件共振频率处产生的振动"过试验"现象。计算力限条件是进行力限振动试验的前提。介绍了力限振动试验的基本原理,给出了计算力限条件的基本过程,采用二自由度系统模型详细推导了半经验系数的计算方法,基于此方法计算了某航天器有效载荷力限随机振动试验的力限条件。结果显示,该方法可合理确定力限振动试验的力限条件。

摘要：首先在时域上估计了挠性附件的振动对航天器姿态的影响力矩的界函数。该界函数的得到一方面无需知道附件参数的精确值,只需要知道参数的界限,另一方面仅利用了角速度和已知的振动控制信号,非常适用于无需模态坐标反馈的非线性姿态控制器设计。然后把它用于带挠性附件航天器的姿态跟踪控制,所得控制器具有如下优良特性:(1)对系统参数不确定性鲁棒;(2)不需要模态坐标反馈,也不需要模态观测器;(3)能抑制一般的外干扰;(4)能与多种附件振动控制器相结合。数值仿真验证了控制器的有效性。

摘要：在航天工程领域 ,减振技术得到了越来越广泛的应用。本文利用功率流理论对航天工程中典型减振连接结构的减振特性进行了研究。针对卫星平台结构的构成 ,给出了星上减振连接结构通用的子结构描述方案 ,并基于子结构导纳综合方法推导出规范化的振动功率流计算模型。最后 ,以某星上仪表板的简化悬挂减振模型为例进行了算例仿真和分析 ,并从功率流角度解释了减振机理。结果表明 ,航天器连接结构减振特性的功率流分析方法能够准确全面地指导和验证减振设计 ,满足工程上的精度要求 。