摘要：为满足视频空间相机中反射镜组件的轻量化、高刚度、高稳定性和短加工周期的要求,采用基于ZERODUR微晶玻璃的背部单拱形镜体轻量化方案,设计了一种外圆芯轴粘接的柔性支撑结构.通过有限元工程分析与基于响应面优化设计,确定了支撑结构的最优尺寸.对反射镜组件进行了模态试验,并完成了镜面的非球面光学加工与检测.试验结果表明:主镜组件的一阶自然频率为332.5 Hz,与分析结果之间的相对误差为2.5%;主镜组件在绕光轴分别旋转0°、120°与240°方向进行光学检测时,面形精度均方根值均优于λ/40,实现了地面重力对反射镜面形检测零影响,组件满足设计要求.

摘要：为满足新颖成像模式对卫星姿态快速机动或对规划姿态的高精度跟踪控制需求,本文针对金字塔构型控制力矩陀螺(Control moment gyroscopes,CMG)群与反作用飞轮为联合执行机构的挠性敏捷卫星,提出一种融合以Legendre伪谱法实现卫星姿态及CMG群框架角速度最优规划的前馈控制、以非线性模型预测控制(Nonlinear model predictive control,NMPC)实现最优轨迹反馈跟踪的复合控制方法.在前馈控制律设计中,充分考虑了CMG群的力矩输出能力、奇异性及振动抑制性能等约束,规划获得了最优的CMG群框架角速度、卫星的姿态角及角速度.在反馈控制律设计中,以飞轮输出力矩能力、姿态机动快速性及能量为约束,设计了具有滚动优化思想的跟踪算法,补偿由于初始状态及转动惯量偏差等带来的控制误差.研究结果表明,在转动惯量存在偏差情况下,本文的控制方法仍是有效的,且表现出较强的鲁棒性.

摘要：随着空间技术的发展,卫星热控系统面临着巨大的设计挑战。首先,根据快速响应空间小卫星的新特点,分析比较了其热控设计与传统设计方法的区别,从而提出了快速响应空间小卫星热控系统的研制流程。然后针对实现快速响应空间小卫星热控系统设计的关键步骤:多轨道极端工况外热流参数的确定、模块化热构架系统和热控系统快速分析技术进行了详细的阐述和介绍。最后,追踪了实现快速响应空间小卫星热控系统研制的新型热控器件的研究和应用。作者认为,时间驱动的热设计理念,稳健、模块、可扩展的热设计方法,以及新型先进智能热控器件的研制是由快速响应空间小卫星的任务特点所决定的必然要求和实现途径。

摘要：针对空间太阳能电站大口径聚光结构的应用需求与运载条件相矛盾的情况,以离轴式聚光系统为研究基础,设计了一种具有折叠展开功能的次镜支撑机构。机构采用三关节串联结构为主,两组平行四杆机构为辅,可实现水平、竖直的两次展开,并能保证次镜组件在展开过程中始终保持平动状态。通过建立机构折展的运动学方程,对机构的工作空间进行了求解,规划了展开方案;对机构展开的位置、姿态精度进行了研究,分析了展开精度对机构各结构参数的敏感度;最后,在ADAMS软件中建立了折展机构的虚拟样机,对展开过程进行了仿真,验证了机构设计的正确性与合理性。

摘要：考虑高能电子束冲击实验中韧致辐射靶丝对精确复位的需求,设计了用于靶丝精确复位的辅助系统。首先,根据双目视觉原理推导了用于复位系统的重要公式;然后,根据实际使用的工况,设计了靶丝精确复位系统方案,包括硬件指标论证和软件算法设计。最后,在模拟真实工况环境下,搭建了实验平台,对系统的复位精度误差进行了测算。测试结果显示所研制的复位系统的复位精度误差为2%。半实物仿真实验结果显示,这套复位系统实现了高能电子束冲击实验中对韧致辐射靶丝的精确复位。由于研究对象是复位系统,而非定位系统,不需要进行标定,因此不存在标定误差,其研制成功保证了高能电子束冲击实验的可靠性。

摘要：针对以金字塔构型控制力矩陀螺(CMG)为执行机构的敏捷小卫星开展了先进机动控制算法的研究。在考虑控制力矩陀螺力矩约束及增量约束情况下,设计了基于非线性模型预测控制(NMPC)方法的卫星姿态快速机动控制律及操纵律。通过多种仿真分析了控制器设计参数变化对卫星姿态机动的影响,并与终端滑模控制方法进行了比较。实验结果表明,增大跟踪性能加权矩阵或延长预测时域均可以提高卫星姿态机动速度,缩短卫星姿态机动时间。设计的控制方法能够使卫星姿态在18s内实现40°的大角度快速机动,姿态指向精度和稳定度分别为0.01°和0.04(°)/s,与终端滑模控制方法相比,机动速度及稳态性均得到提高。本文方法为敏捷小卫星的在轨应用方式提供了理论支撑。

摘要：为了实现吉林一号光学遥感卫星轻量化设计与高分辨率多光谱多模式成像,采用星载一体化设计理念及敏捷多模式成像策略,完成了吉林一号卫星的指标、方案及关键技术的设计与在轨多模式光学成像。吉林一号整星的质量为450kg,有效载荷比高达40%,机动能力达2.1(°)/s,可实现大侧摆、同轨立体与条带拼接等多模式成像,结合星上800GB的FLASH存储能力和X波段双通道600 Mbps的数据传输能力,卫星每天可获取近150 000km^2的图像数据。吉林一号轻型高分辨率光学卫星于2015年发射入轨,运行在656km太阳同步轨道,地面全色和多光谱分辨率分别优于0.72m和2.88m,满足多行业应用及商业化运营的需求。

摘要：提出了一种基于控制力矩陀螺的挠性卫星姿态大角度快速机动控制方法。结合卫星姿态动力学,运动学和挠性附件的振动方程,建立了面向预测控制方法的非线性预测方程;在建立了包含卫星姿态跟踪误差,控制力矩能量以及挠性附件振动能量的优化目标函数基础上,采用非线性模型预测控制方法设计了兼顾机动性能与抑制附件振动的卫星姿态机动律。为进一步消除挠性附件振动,采用输入成形技术对规划的控制力矩进行处理,成形出合理的控制力矩指令。最后以成形后的控制力矩指令为输入条件,基于鲁棒伪逆方法设计了金字塔控制力矩陀螺群的操纵律,完成挠性卫星姿态机动的非线性滚动控制。针对算例的研究表明:卫星滚动轴姿态能够在约27 s内机动50°,且具有指向精度小于0.03°,姿态稳定度小于0.03(°)/s的性能。

摘要：为实现凝视卫星动态跟踪清晰成像,建立了卫星对地实时跟踪成像的数学模型,推导了卫星凝视跟踪成像时本体坐标系相对轨道坐标系的姿态角和角速度的变化,设计了物像位置与速度矢量映射算法,搭建了焦平面像点与地面景物点位置与速度变化的一一对应关系,结合蒙特卡洛方法统计分析了动态跟踪成像过程中卫星的姿态变化及姿态动态跟踪精度对成像的影响。最后,利用CMOS相机和小卫星姿态控制系统全物理仿真平台对凝视成像进行了仿真分析。结果表明:卫星凝视成像过程中,像面存在卫星姿态变化及姿态动态跟踪精度引起的像在探测元上的驻留时间小于探测器的积分时间,分析及仿真得出,为满足驻留时间大于或等于积分时间的要求,仿真平台动态跟踪精度优于0.002(°)/s时,可实现500 km凝视卫星2 m分辨率动态跟踪清晰成像。

摘要：研究了采用GHJ-01光学环氧胶胶结光学件的脱胶工艺,提出了适合精密光学胶结件快速脱胶的方法。归纳总结了光机胶结时,黏接胶层的厚度计算公式,以便确定适宜的光机胶结间隙;梳理了胶结固化的操作流程及固化原则,指出实施该方法的技术难点在于依据不同的胶结剂和胶结结构选择合理的热剥离温度及升温速度。利用某高精度胶结镜进行了脱胶试验研究。通过选择合适的热剥离加热工艺实现了该光学件的快速、微应力脱胶。相关试验表明,经过胶结后的熔石英镜面产生了严重变形,变化量约为原始面形值的6倍(原始面形值0.02λ,变形后面形值0.14λ),经脱胶修研后其面形精度达到0.018λ,满足设计要求,脱胶时间为105h。该方法可满足光学件脱胶时对完整性和微应力的要求,避免了成本的浪费和光学件的弃用,其脱胶处理方式也适用于其它同类型光学元器件的研制。