摘要：研究了航天器空间任意方位快速绕飞与视线指向的建模与控制问题。定义合理的绕飞参考坐标系和期望姿态坐标系,将该问题转化为绕飞参考坐标系内的XY平面运动和绕期望姿态系Y轴的姿态跟踪控制。通过引入期望相对位置矢量,建立了航天器空间一般相对运动与视线指向的普适模型,并设计了相应控制律。以实现与目标轨道异面的快速圆绕飞视线指向为例进行了数学仿真,仿真中绕飞航天器采用冗余推力器配置,并引入伪逆法实现了控制指令的动态分配。数学仿真结果表明了该方法的正确性。

摘要：根据载人航天三步走的发展战略,我国将建造长期有人驻留的空间站。电源系统是空间站长期运行的能源保障,核心舱太阳翼的顺利展开是电源系统长期运行的基础。太阳翼火工品解锁故障会导致核心舱太阳翼无法展开,严重影响核心舱后续飞行任务。为确保核心舱太阳翼在火工品解锁故障条件下依然能展开到位,根据太阳翼火工品设计状态,开展了火工品解锁故障条件下的维修工具和维修流程研究,设计并制定航天员出舱检测和排除故障方案,为我国维修后续载人飞行器太阳翼技术奠定了基础。

摘要：针对一类多输入多输出模型不确定系统,提出了一种基于广义模糊神经网络的自适应轨迹线性化控制方法(ATLC)。针对再入机动飞行器(MRV)进行了控制器设计和分析。MRV气动参数存在较大的不确定,这会导致轨迹线性化控制器(TLC)鲁棒性能下降。利用广义模糊神经网络(G-FNN)在线补偿系统的非线性建模不确定,改善了控制器性能。基于Lyapunov稳定性理论,证明了ATLC闭环控制系统的稳定性。仿真结果表明自适应轨迹线性化控制系统在飞行器气动参数大范围摄动时仍具有鲁棒性和稳定性,验证了所提出的控制策略的有效性。

摘要：进入21世纪以来,月球再次成为太空探索的焦点,许多国家提出各自的探月计划。区别于在美国60年前完成的阿波罗工程,未来月球探测的重点聚焦月球的长期建设与开发。如何充分利用当前的技术积累,在有限的运载能力和合理的发射运营成本条件下,建设载人月球科研试验站,实现月球极端环境下的长期运行是一个值得关注和研究的课题。结合当前国内外载人航天与探月工程发展情况,提出我国载人月球科研试验站人货分落、分段建设的规划设想。通过对安全性设计、乘组规模、环控生保需求、选址等展开分析,明确初步月球科研试验站建设需求,并提出满足2人长期月面驻留“2+1”构型月球科研试验站方案。

摘要：针对冗余空间机械臂的路径规划问题,研究了在构型空间内进行试探性搜索障碍规避的规划方法。在工作空间中对凸多面体障碍物进行碰撞检测算法研究,在此基础上建立7自由度冗余机械臂无碰撞的目标构型求解策略,并提出一种无碰撞路径试探性搜索算法,设计在构型空间中的机械臂路径试探算法,可在检测到碰撞后自主调整路径。仿真结果表明:与常规构型空间避障算法相比,本文提出的试探性搜索算法效率提升了17.89%。

摘要：空间外差光谱技术综合了光栅衍射与空间调制干涉两种技术特点。由于干涉仪胶合与光栅刻划过程中存在误差,使得系统平场与理论设计值存在偏差。本文探讨了空间外差光谱仪系统平场定标的原理,通过干涉条纹频率公式推导出了系统平场定标的基本公式,设计了可调谐激光导入消散斑积分球定标方法及定标装置。针对中科院安徽光机所研制的用于大气CO2精细吸收光谱(1 575nm吸收带)探测的空间外差光谱仪样机开展了平场定标实验。定标结果表明,仪器的实际平场波长比理论设计值向短波方向漂移了约0.05nm,满足仪器设计要求。

摘要：为使固液捆绑运载火箭发射更具有可靠性和安全性,本文首次提出了一种基于三冗余架构的芯级液体发动机健康诊断系统。在芯级液体发动机点火后,由箭上健康诊断系统根据红线算法对发动机状态进行诊断,确认液体发动机状态正常后再进行固体发动机点火。通过地面发动机试车及飞行试验考核,结果表明:该发动机健康诊断系统设计正确,能够及时有效地检测液体发动机工作状态,且未发生误警报或漏警报。

摘要：针对单框架控制力矩陀螺(SGCMGs)的奇异问题,旨在建立一种基于角动量空间而非力矩空间的SGCMGs姿态控制策略,从根源上解决SGCMGs的操纵奇异,且不失其敏捷特性.由于此控制方案的动量管理环节需要另外一套动量交换机构参与,故引入反作用飞轮(RWs)组成混合执行机构,同时RWs可在机动末端用于高精度姿态稳定.针对双平行SGCMGs,采用特征轴时间最优路径进行角速度规划,并基于角动量空间设计控制策略.同时,针对一个陀螺失效的情况设计了相似的角动量控制算法.仿真结果表明,采用角动量控制律不涉及奇异问题,且敏捷性与稳定性良好.

摘要：提出了改进的热控件设计方案,即在对接锁驱动组合外围不实施整个包裹,而是在较小尺寸的对接锁外围单独包裹的对接机构;根据对接机构在轨飞行中可能出现的7个极限工况和拉偏热循环条件,在空间环境模拟器的真空罐中完成了对接机构地面真空热试验,考核了对接机构热控系统的控温性能及其机械组件的运动功能;同时,观测了不同轨道舱边界温度和外热流对不同位置零部件温度的影响,并对热平衡试验数据与仿真计算结果进行了比对.结果表明:所提出的热控设计方案基本能够满足设计要求,在所设计的温度条件下,对接机构能够正常工作;在真空热循环条件下,对接机构对接环的推出/拉回以及对接锁系的锁合/解锁等运动功能和基本性能均满足设计要求.

摘要：某地球静止轨道卫星光学相机由于CCD器件功耗较大,并要求处于较低的工作温度水平,经论证确定采用热电制冷器对CCD的温度进行主动控制。设计了热电制冷器性能地面试验装置,分别在大气和真空环境中选用国内外不同型号的热电制冷器进行对比试验研究。试验得到了安装方式对冷热端温差的影响、输入功耗与冷热端温差的对应关系、负载功率与冷热端温差的对应关系以及大气和真空环境对制冷器的性能影响等数据。试验结果表明,在CCD负载下,制冷器冷热端的温差最大可达到45.8℃,能够满足CCD的低温工作需求。