摘要：探究一类时滞柔性关节空间机械臂鲁棒自适应滑模控制问题。针对该种空间机械臂具有强非线性特点,同时考虑系统的未建模动态与扰动以及时滞影响,提出一种新的鲁棒自适应滑模控制器。基于Lyapunov-Krasovskii泛函和线性矩阵不等式等凸优化方法,给出滑动模态的鲁棒渐近稳定条件,并证明系统状态在有限时间内到达滑模面。最后,三组仿真校验表明了所设计的控制器可行。

摘要：为保证太阳敏感器在进行光电一体化设计后的光学系统热稳定性,满足电子元器件的工作温度降额要求,采取光学模型与热模型相结合的热分析方法,得出了包括光学组件在内的整机温度分布数据.采用温度边界设定结合太阳光外热流的热平衡试验方法对产品实际温度分布情况进行验证,结果表明一体化太阳敏感器在壳体温度达到55℃,且受到1太阳常数太阳光照射时,仍满足设计要求,且测试数据和分析结果吻合.

摘要：对用于微型卫星姿态控制的固体推力器阵列的组合点火问题进行了研究,分析了微型固体推力器阵列的工作性能,建立了组合点火问题的数学模型,设计了基值组合算法和阵列规划算法两种点火算法,并利用Matlab/Simulink对设计的算法进行了仿真.结果表明:阵列规划算法计算准确,快速有效,并且提高了阵列中推力器的利用率.

摘要：为实现几何形状未知与运动参数不确定的空间目标捕获,提出了一种由8个转动关节依次连接组成的可折展空间连杆捕获机构。利用螺旋理论对该机构进行自由度分析,得到其在分岔位置的3个瞬时自由度;采用几何法对该捕获机构进行运动学分析,将其运动解耦为球面4转动副机构,建立了其在一般位置下的环路方程以及发生运动分岔的条件方程,进而得到捕获机构的包络空间;采用四元数法建立目标运动的数学模型并得到其运动包络范围,通过对比分析得到该机构实现目标捕获的条件并进行仿真验证;基于运动学模型设计原理样机并开展针对3种不同尺寸目标的捕获试验,验证了该捕获机构的功能。试验结果表明:该空间8个转动副连杆捕获机构能够利用折展功能形成大包络空间以实现对目标的捕获,并具有控制系统可靠性高、对目标定位要求低的特点。

摘要：对于月球引力转弯软着陆过程 ,采用反馈线性化方法 ,对高度和速度信息分别设计了跟踪制导控制律 ,并应用微分几何的有关理论证明了这两种跟踪制导控制系统的李雅普诺夫稳定性。此外 ,根据软着陆系统推力、燃料和状态的约束条件 ,给出了引力转弯着陆过程初始条件的可达集合。最后给出的软着陆跟踪制导实例 ,只需要测得斜向距离、速度和姿态角度信息。这种制导方法测量简单 ,适于低成本的软着陆任务。

摘要：众所周知,铝合金淬火工艺对温度控制精度和炉温均匀性的要求非常严格,一般应在±5℃,否则对淬后组织性能和变形量将产生不利影响.通常根据热损失和热传递方式对井式回火炉进行分析和方案设计.

摘要：对于月球软着陆,燃耗最优是制导过程的基本要求。文中首先应用极大值原理设计了最优着陆制导控制律,此时求解最优轨迹变成一个两点边值问题(TPBVP)。本文利用一种基于初值猜测技术的打靶法求解这个两点边值问题,得到软着陆最优轨迹。结果表明该方法可有效改善迭代计算,具有一定的优越性。

摘要：随着工艺特征尺寸逐渐趋近于纳米级,SRAM型FPGA越来越容易受到空间辐射环境的影响而导致系统故障.为了提高SRAM型FPGA在空间环境的可靠性,在对Xilinx系列SRAM型FPGA的单粒子效应故障模式进行分析的基础上,重点介绍了几种抗单粒子翻转方法,并对各种方法的适用范围、使用特点及应用情况等进行了比较分析.结果表明:选用基于SelectMAP接口和用户可自定义的纠检错方式实现对SRAM型FPGA的回读、纠检错和刷新设计;选择动态重配置设计方法实现系统的在线全部和部分重构设计是最为有效的可靠性设计方法.该回读、纠检错、刷新和部分重构设计方法已经在嫦娥五号试验器中得到在轨成功实施与验证.

摘要：介绍了国内外空间应用SoC的研究现状,建立了空间应用SoC可靠性设计流程,总结归纳了相关的可靠性设计、加固方法以及可靠性验证技术,并提出了未来的研究方向和相关工作建议,供相关人员参考。

摘要：本研究基于作业动因的宇航系统质量成本量化模型,分析出可靠性、产品寿命是影响产品质量成本的主要因素;突破性地提出可靠性、寿命与质量成本之间的量化分析方法,建立了典型宇航产品可靠性、寿命与质量成本等效数学模型,并给出从单机到分系统再到系统的质量成本数学模型推导方法。该研究方法可以拓展到多种宇航产品类别,实现宇航产品质量成本的快速评估,指导宇航系统、产品的设计及质量成本管理。