摘要：针对存在参数不确定性和外界未知干扰的微纳卫星动量轮转速跟踪控制问题,建立了包含模型不确定性和外部干扰的动量轮系统动力学模型,并提出了一种自适应神经网络全局快速终端滑模控制方法。首先,在无外部干扰情况下,设计了全局快速终端滑模控制策略以加快系统响应速度,实现系统有限时间稳定。其次,利用径向基函数神经网络对系统参数不确定性和外部干扰进行估计并补偿,并利用李雅普诺夫方法推导出神经网络自适应律,通过自适应调节网络权值确保系统在存在干扰的情况下实现系统稳定。最后通过仿真对比验证,本文设计的控制器不仅响应速度快,而且具有更好的抗干扰能力和鲁棒性。

摘要：离子推力器束流离子中的双荷离子在制约栅极组件工作寿命的同时也影响到推力器实际推力的大小,其在总束流中的占比直接决定了推力器寿命、推力等关键性能指标的符合性。为准确、快速研判10 cm氙离子推力器在宽范围推力调节过程中的双荷离子占比,利用放电室经验模型,分析了推力器变推力调节过程中双荷离子的变化特性及其影响因素,结合实际工作参数计算得到了不同推力工况点下双荷离子的理论占比。在此基础上,采用E×B探针诊断系统测试获得了相应推力工况点下双荷离子的实验占比,并将理论计算结果与实验测试结果进行了对比。研究结果表明:离子推力器放电室内双荷离子的占比是关于推力器工质利用率等性能参数及原初电子与麦氏电子间的密度比、电子温度等相关等离子体参数的函数;在变推力调节过程中,随着放电室内阳极功率的增加,束流中的双荷离子比例不断上升,且其引出束流中双荷离子比例分布呈现出强烈的非线性分布,整体表现为伴随增长的趋势。研究为离子推力器在轨控制策略的优化设计及性能评估提供了技术支持。

摘要：从3个方面分析空间柔性太阳电池阵的发展现状,包括折叠式、卷绕式柔性太阳电池阵总体构型的发展历程;铰接桁架式、折纸式、充气式、形状记忆材料、薄壁管状及圆周展开机构6种伸展机构的特点及应用情况;硅电池片、砷化镓电池片、柔性薄膜电池片及聚光太阳电池片等常用电池片材料性能的发展现状。指出面对未来空间柔性太阳电池阵大尺寸、高功率、模块化的发展需求,采用薄壁管状伸展臂及多结砷化镓薄膜电池片的卷绕式柔性太阳电池阵在质量、功率、收拢体积及成本上达成了较好的平衡,是未来的发展趋势,在此基础上,对未来空间柔性太阳电池阵重点研究方向进行了展望。

摘要：针对天问一号着陆器防热大底分离触发条件确定问题,利用数学仿真的方法分析气动特性、防热大底相对着陆器姿态运动等因素对分离安全性的影响,给出可安全分离的触发条件。不同分离触发马赫数的仿真结果表明,较大分离马赫数的碰撞风险较高,但防热大底长期运动趋势由弹道系数决定,相比着陆器下降更快。根据伞降过程着陆器姿态运动及伞绳力特点,建立了一套短期相对姿态运动分析模型,定量分析姿态摆动峰值角速度和分离时刻摆动相位对安全性影响,利用最危险分离相位确定了峰值角速度和分离马赫数与分离过程最近距离的关系,给出安全分离所需的峰值角速度-马赫数范围。利用着陆器姿态摆动峰值角速度随马赫数减小的规律,将峰值角速度约束转化为分离马赫数约束,从而确定了可安全分离的马赫数条件。

摘要：针对天问一号着陆器大底分离过程,建立大底分离动力学模型并分析分离安全性,基于分析结果设计了大底分离策略。利用大底分离动力学模型和近距离扰动气动模型,分析了分离过程的相对速度和姿态运动规律,根据大底与着陆器的正分离要求确定了大底分离的最小弹射速度。考虑到着陆器姿态运动影响分离安全性,对着陆器施加角速度阻尼控制并限制了最短控制时间。在此基础上结合安全分离判据确定了大底分离触发的可用马赫数和可用时间,设计了累积速度作为触发条件并施加了时间约束。伞降过程蒙特卡洛仿真结果表明,在天问一号着陆器的系统参数和大底分离触发策略下,大底分离有足够的安全性,天问一号的飞行结果验证了这一点。

摘要：航天器在进入太空飞行前需要对微生物进行严格把控.航天器组装、集成与测试厂房(AIT厂房)是航天器携带微生物的重要环境来源之一,因其装配洁净室具有通风干燥、营养物质匮乏等不利于微生物生长繁殖的特性,因此航天器潜在携带的都是能够适应极端环境的极端微生物.针对我国某AIT厂房内部空气与表面环境,通过平板培养并应用细菌16S序列分析共鉴定出13株细菌,分别对其进行了各种极端环境耐受力测试以及抗生素耐药性和成膜能力测试.这些细菌全都来自厚壁菌门Firmicutes和变形菌门Proteobacteria,且其中9株都属于芽孢杆菌属(Bacillus).13株细菌均为耐盐耐酸耐碱微生物,且大部分细菌能在80℃热激和紫外光照射下存活.除了一株在表面环境中分离得到的***7513对所有测试的抗生素均不敏感,具有极强的耐药性之外,其余的12株细菌对大部分β-内酰胺类抗生素敏感,但对四环类抗生素和红霉素具有较强的耐药性.分离到的细菌绝大部分具有很强的生物被膜形成能力.本研究表明在航天器组装环境中存在一定数量的极端微生物,为了保护航天器免受生物腐蚀和行星保护的正向污染,需要有更加有效的监测和消杀方法.(图6表3参29)

摘要：针对近地小行星精确撞击任务需求,提出了一种小行星高精度撞击自主导航、制导与控制(Guidance Navigation&Control,GNC)方法,包括高精度的小行星中心视线提取、基于小行星中心视线测量的高精度自主相对导航及迭代预测制导。该设计利用小行星中心视线测量实现了在垂直于视线方向上撞击器相对于小行星位置和速度的精确估计,在沿视线方向上撞击器相对位置和速度存在误差的情况下利用迭代预测制导实现了高精度撞击。数值仿真表明,所提出的方案能够实现50 m级近地小行星4 m级撞击精度,满足了任务要求。

摘要：受空间环境等因素影响,多探头星敏感器在轨工作时的探头间相对安装误差存在周期性变化,该误差直接影响了产品融合后姿态的测量精度.为提升产品融合后姿态的测量精度,提出了一种多探头融合姿态计算方法.该方法首先利用多个探头视场内的星点信息作为观测量对探头间安装矩阵误差进行实时估计与补偿,同时基于星点误差特性对安装阵误差估计参数进行修正来提升安装矩阵估计精度,最后设计并采用多视场选星策略选取优质星点的方法进行融合姿态计算,进一步提升安装矩阵估计精度.地面仿真及在轨数据分析结果表明该方法在实现三轴同精度的同时,精度相对于单头提升了30%以上,具有一定的工程应用价值.

摘要：星敏感器在高动态工况下的拖尾现象降低信噪比,影响产品姿态测量精度.本文设计了一种星敏感器稳像方法,利用陀螺获取星敏感器角速度,在星敏感器曝光期间利用像面驱动器带动成像芯片补偿运动实现稳像,可以减小甚至消除拖尾,提升星敏感器在动态工况下的测量精度.实验验证表明稳像补偿后星敏感器定心精度比稳像补偿前提高了57.2%,相比多帧叠加算法也有明显优势.稳像补偿后星点高斯半径、能量峰值以及相关系数等指标相比稳像前也均有大幅改善.该稳像方法可广泛应用于具有高动态应用场景的星敏感器和其他光电成像仪器中.

摘要：在空间目标观测时,既需要大视场的全局掌控,也需要局部细节的精细观察。而凸轮变焦方法对镜组间的轴向位移需求较大,对运动机构的精度和行程提出很高的要求。为了解决长行程的问题,文章提出一种基于垂轴运动的光学变焦方法:首先,建立自由曲面透镜组数学模型;然后,结合垂轴运动变量,推导出光学系统垂轴变焦的物理模型。通过设计仿真表明,实现2.8倍的光学变焦只需要毫米量级的位移调节量,可采用压电陶瓷作为驱动元件。光学垂轴变焦方法可以有效缩小变焦运动量,减小成像系统的尺寸,在空间相机中具有应用价值。