摘要：针对深空探测任务中航天器的状态估计问题,考虑到基于光学相机的自主导航系统在建立观测方程时所使用的坐标系转换矩阵含有由星敏感器引入的测量噪声,该噪声与量测状态相互耦合,属于乘性噪声,建立带有乘性噪声的光学自主导航系统模型。针对系统存在乘性噪声时,仅适用于处理加性噪声的传统滤波器估计误差增大的问题,将乘性噪声矩阵引入高斯滤波算法的递推公式进行推导,并结合混合阶球面单形-径向容积卡尔曼滤波器(mixed-order spherical simplex-radial cubature Kalman filter,MSSRCKF)的数值积分方法,提出混合阶容积-乘性卡尔曼滤波器(mixed-order cubature-multiplicative Kalman filter,MC-MKF)。该滤波器能够对由星敏感器引入观测方程的高斯以及非高斯乘性噪声进行处理,在不增加计算复杂度的情况下提升滤波器的估计精度。最后,将MC-MKF应用于自主导航系统模型,并与MSSRCKF进行比较分析。仿真结果表明,当系统存在乘性噪声时,MC-MKF的估计精度明显优于MSSRCKF,且计算量与MSSRCKF基本一致。

摘要：恒定的温度环境及稳定的电流注入是半导体激光器稳定工作的重要条件。传统恒温控制系统和光源电流驱动系统采用电压基准源、运放、功率三极管、MOSFET等分立器件实现,大量分立器件导致了系统电路复杂、可靠性低等问题。利用系统级封装(SiP)技术,将恒温控制系统与光源电流驱动系统进行高密度集成,实现了小型化、集成化、低成本的设计。通过系统级电路和热仿真分析,确保器件设计的可靠性。测试结果表明,该器件的参数满足要求。

摘要：针对新一代运载火箭推力矢量控制系统在故障后需要紧急回中的实际问题和困难,提出一种基于液阻网络原理的新型壁孔回中式液压作动器。该作动器无需控制系统控制,也无需辅助作动器提供外力即可实现作动器的自动回中。完整给出壁孔回中式液压作动器的设计原理和设计方法。使用液阻网络原理,对其工作机理进行分析,获得了系统的压力增益和负载刚度等关键特性的解析解。建立作动器的仿真模型,并开展对比仿真研究。研制原理样机,通过优化设计解决了回中孔对活塞密封圈造成损坏的问题。通过对比试验研究,验证了多孔型和长方型两种壁孔的实际回中效果。试验结果表明,两种形式的壁孔均可实现作动器的自动回中。并且回中精度高,运动稳定,在零位附近没有出现振荡现象。仿真和试验结果均表明:回中孔面积越大,回中速度越快;负载越大,回中速度越慢,离开中位的偏移量增大。通过对工作50 h后的作动器进行分解,证明回中孔确实会对密封圈造成一些微小的损坏,但通过使用本文所提出的优化设计方法,可以大大降低甚至消除回中孔对密封件的损坏,从而满足作动器的寿命要求。

摘要：对典型运载火箭电液推力矢量控制(Thrust Vector Control,TVC)系统结构进行分析,对不同TVC系统中的共性问题进行归纳总结,并对先进技术在TVC系统中的应用前景进行分析和预测。给出了电液TVC系统总体设计时需要考虑的三条准则,提出使用结构设计选择树设计方法完成电液TVC系统的总体设计,使得整个设计过程变得更加简便、直观。最后以一型大推力液氧煤油发动机高可靠性电液TVC系统的总体设计为例,给出了基于结构选择树设计方法的电液TVC系统总体设计流程。

摘要：面向甚高精度微型星敏感器在商业卫星以及中低轨资源勘探卫星的实际应用需求,开展了甚高精度微型星敏感器光学系统设计与验证研究。基于甚高精度微型星敏感器姿态测量精度要求,完成了光学系统技术指标论证工作,具体包括:根据材料透过率与折射率,给出了适用于轻小化镜头的工作波段;根据恒星像点的弥散特性,给出了适用于高精度质心提取的高斯半径;根据黑体辐射定律与探测器参数,给出了适用于提取6.5等星时所需通光口径;根据恒星色温与星等之间的关系,并结合蒙特卡洛方法,给出了最佳工作视场大小。基于光学系统指标论证方法,确定了光学系统设计参数,并依次实现了光路设计以及像质分析,结果表明:在-40~60℃工作温度区间内,其星点质心偏移不超过0.05μm,且弥散斑尺寸变化量不大于1μm。基于设计甚高精度微型星敏感器光学系统,开展了标定测试、外场观星以及耐辐射测试,结果表明:系统标定精度为0.6″,外场测量精度为1.5″(3σ),外场测量下可探测极限星等为6.51等星,累计60 krad(Si)辐射下可探测极限星等为6.01等星,进一步验证了所设计光学系统的精度以及可靠性,可为甚高精度微型星敏感器的工程应用提供理论基础与技术支持。

摘要：新一代商业遥感卫星为了实现高精度地形测绘、厘米级地表形变检测,分辨率需要优于0.5 m,但热控条件不如大卫星充裕,微型星敏感器的安装面温度存在较大的变化浮动,引起光轴指向漂移,影响卫星姿态控制精度和高分辨率指标。为此,首先提出了一种热稳定性试验方法,模拟在轨环境,测试微型星敏感器的光轴指向变化,随后根据试验数据分析和仿真结果,对产品的结构和材料进行针对性的优化设计,最后对改进的产品进行热稳定性仿真和试验验证。结果表明,热稳定性试验方法可以有效测量星敏感器受到热应力变形产生的光轴指向偏移量,材料的优化可以提高整机结构强度、减小热变形,结构对称设计可提高光轴指向X、Y两个方向的平衡性,最终使得光轴指向偏移从1.0394″/℃减小到0.1695″/℃。遮光罩独立安装并隔热的设计可以有效改善遮光罩受热形变对光轴指向的影响,光轴指向偏移从0.2403″/℃减小到0.0054″/℃。

摘要：以杂散光在探测器像面平均照度低至6等星为例,首先从理论及工程应用角度对星敏感器遮光罩进行论证、设计、仿真、测试,并提出在遮光罩设计阶段应该充分结合光学镜头、星点提取算法、技术要求特点,确定遮光罩有效通光口径、视场、外形包络尺寸、消光性能;其次,利用几何作图的方法确定遮光罩挡光环位置、刃口倒角角度、刃口倒角朝向,并建立起散射关键面;然后,根据仿真过程中一次散射与多次散射对像面照度的影响确定刃口厚度;最后,通过仿真和实验室测试方式证明所设计的遮光罩结构合理,可满足太阳光抑制低至6等星,星敏感器受杂散光影响测量精度偏差在2″以内。

摘要：利用控制力矩陀螺(CMG)实现敏捷姿态机动控制时,保证机动过程控制输出力矩快速响应的同时,还需要保证机动到位后有效隔离CMG的机械振动以实现高稳定度姿态控制。针对控制CMG主动隔振平台,将控制CMG外框角速度作为变参数,提出单支腿主动隔振平台控制器的一种基于线性变参数(LPV)控制设计实现方法,通过与其他主动隔振控制方法性能比较分析,所提方法在兼顾敏捷姿态机动期间和机动到位后对主动隔振平台不同的力学传递要求方面有更好的性能。

摘要：为平衡高转速下镜面面形变化过大和主镜轻量化这一对矛盾,对主镜开展拓扑优化设计。使用HyperMesh软件将主镜划分为六面体单元,将主镜的两个镜面所有节点沿主镜中轴线方向的位移定义为响应,利用镜面面形均方根误差(相对于静止面形)评估主镜面形变化并作为优化约束,以最轻量化为目标对主镜进行拓扑优化。将优化后结构进行几何重构,代入OptiStruct软件进行重新计算;依据重构模型加工主镜,利用干涉仪测量光学加工后镜面面形均方根误差。优化结果显示,镜面面形均方根误差在0.35μm以内,质量减轻了38.54%。单点车加工面形精度为0.08μm(标定得到的结果),故光学加工后镜面均方根误差理论上不超过(0.35+0.08)μm;利用干涉仪测量光学加工后镜面面形,其镜面1和镜面2的面形相对于单点车理论面形分别相差0.36μm、0.31μm,均小于0.5μm。

摘要：分析了目前集群无人机协同编队控制过程中存在的问题,基于机器人操作系统,采用模块化的软件结构设计,在有限带宽的数据链基础上,采用高效轻量的通信组网协议,设计了一套模块化的集群无人机协同编队软件系统。基于四旋翼的集群无人机验证平台,提出基于领航-跟随模式的同步路径协同编队控制方法。最后通过5架无人机的仿真与3架无人机飞行试验表明,该无人机平台设计合理,后续可以用于集群无人机系统开发的算法验证。提出的协同编队控制方法简单、适应性好,有一定的工程应用价值。