摘要：以嫦娥五号轨道器为背景,介绍了可重构模块化综合电子方案的设计。从综合电子功能需求分析入手、结合轨道器构型,搭建了综合电子系统体系架构。运用模块化的思路,规划了轨道器综合电子的基本功能模块类型,介绍了内总线的通用化设计,给出了单机的具体配置,并在此基础上进行了综合电子信息流设计。在计算机技术方面,重点介绍了既可以工作于热备份模式,又可以工作于冷备份模式的可重构设计。

摘要：针对服务航天器超近程逼近目标的相对姿态轨道耦合控制问题,推导了耦合动力学模型并设计了相应控制律。通过引入描述相对运动构型变化的期望相对位置矢量和位置误差矢量,将相对轨道跟踪控制问题转化为调节器的设计问题。推导了考虑对接机构安装位置的相对姿态轨道耦合动力学模型。利用李雅普诺夫稳定性理论,设计了考虑未知有界干扰的相对姿态轨道耦合控制律。考虑控制输入受限进行数学仿真,结果表明所设计的控制律是有效的,并具有较好的性能。

摘要：通过对绳索联动机构(CCL)进行等效简化,分析CCL同步展开机理,并建立数学模型。详细推导了含CCL联动系统的动力学方程,以某型太阳帆板展开同步性为例,仿真分析展开动力学过程以及大幅不同步产生的原因。以整个展开过程中最大不同步量最小为优化目标,建立联动系统优化模型,并采用序列二次规划算法(SQP)对驱动力矩参数进行了优化设计。相对驱动力矩为正值的传统设计方法,根部驱动力矩为负值的优化结果有效降低联动绳索负载,改善了太阳帆板展开同步性。

摘要：大开口舱门是航天飞机和X-37B等天地往返飞行器不可或缺的组成部分,跨度达到了1/3~1/2飞行器机身长度,天地往返飞行器全任务周期内的载荷条件复杂和功能要求多样决定了舱门的研制难度极大。介绍了天地往返飞行器大开口舱门技术的国外研究现状,总结了大开口舱门的共性特点;提出大开口舱门研制过程中需重点突破的总体设计技术、热防护与热密封技术、重复展收技术、重复锁紧与解锁技术等关键技术,针对各项关键技术给出了可参考的解决途径。

摘要：在卫星协同编队任务中,卫星协同编队通信受通信带宽限制。为解决卫星协同在通信时延条件下协同编队问题,将卫星通信系统设计成由位置和速度信息为主的双重冗余通信信息传输方式。利用矩阵的方式,对时延条件下卫星协同系统的可控性进行分析,并分析基于位置和速度的双重冗余通信信息传输方式对协同系统的稳定性以及收敛速度的影响。以通信延时系统稳定收敛为基础设计仿真实例,验证所设计协同编队方法在时延情况下的有效性与稳定性。仿真结果表明:基于位置与速度双重冗余通信信息传输方式构建的通信延时系统稳定收敛,仿真验证协同编队卫星的位置快速稳定收敛,速度快速保持一致,形成一字编队。

摘要：空间对接机构是实现载人航天器空间交会对接的关键系统。捕获锁作为对接机构的组成部件,具有实现两航天器间捕捉和释放的功能。为避免传统的优化方法容易陷入局部最优的缺陷,优化求解捕获锁锁舌弹簧机构设计过程中的多目标、多自变量、多约束的问题,文章采用惩罚函数法和随机顺序配对机制改进标准遗传算法,使得改进后的遗传算法能进行全局寻优,且收敛性好。应用改进后的遗传算法,最终解决了捕获锁锁舌弹簧机构的优化设计问题。

摘要：针对空间站盘绞式(FASTMast)伸展机构在轨工作的承载与变形特点,从理论角度对以伸展机构后屈曲柔性条作为弹性支承的屈曲模式进行了分析。结果表明:在后屈曲柔性条达到临界刚度之前,伸展机构屈曲模式表现为肘关节运动,与伸展机构对角拉索无关;达到临界刚度之后,屈曲模式表现为欧拉屈曲,而后屈曲柔性条的刚度与其截面惯性矩成正比。通过与试验结果的对比,验证了理论分析的正确性,同时也为其它同类机构的设计和试验提供了参考依据。

摘要：针对液体火箭发动机测量参数选择这一难题,提出一种基于模型的、提高故障分辨能力和系统可靠性的液体火箭发动机测点选取方法。基于发动机系统非线性静态特性数学模型,建立常见发动机故障下的故障特征库,并采用飞行数据验证其准确性;分别基于凝聚层次聚类算法、蒙特卡洛方法和失效模式影响分析(FMEA)构建了发动机测量特征子集的故障分辨种类数、鲁棒性和系统可靠性3种评价指标,并基于改进的多目标二进制粒子群算法(MOBPSO)开展优化设计。优化后的测点排布,可分辨故障从9种提高到13种,鲁棒性与原排布相当,风险指数略有上升;进一步探究了副系统混合比在故障分辨中的重要作用并分析其机理。本文提出的方法对其他复杂、闭环动力系统测量特征的选择具有较好的应用价值。

摘要：含预埋梁蜂窝夹层结构是在纯蜂窝结构基础上改进得到的全新结构形式,综合了蜂窝结构和桁条铆接结构的优点,但该类结构的载荷分布形式以及失效模式缺乏相关研究。针对上述问题,结合国内在研尺寸最大的含预埋梁铝蜂窝夹层结构,采用层合板加筋方法进行了数值仿真,设计全尺寸物理试验对结构性能进行了试验验证。通过数值仿真和试验对比,验证了层合板加筋方法模拟含预埋梁蜂窝结构的准确性,同时研究了该类结构的载荷分布和失效模式,并为同类结构设计提供了参考依据。

摘要：研究固体运载火箭多学科集成优化设计技术问题。通过分析固体运载火箭传统串行解耦设计模式存在的诸多不足,提出固体运载火箭多学科集成优化设计新模式;为实现该设计新模式,论文围绕系统顶层框架设计、多学科专业工具集成、多学科协同流程引擎以及设计探索工具集成等关键技术开展研究,设计并实现固体运载火箭多学科集成优化设计系统;构建固体运载火箭发动机、气动特性、质量特性和弹道特性等多学科专业模型,并封装集成为多学科集成优化设计系统的可重用组件;最后基于多学科集成优化设计系统解决一个44维设计变量的固体运载火箭总体方案优化设计问题,将方案论证时间缩短到28 h以内。应用案例表明集成优化设计系统能够充分挖掘设计潜力,显著提高设计效率和设计水平。