摘要：重定向是指将物体旋转至期望姿态,其中,将物体从任意初始姿态旋转到任意期望姿态是最具挑战性的场景。为引导不同驱动自由度的五指拟人灵巧手以更加类人的方式高效完成手内重定向任务,提出了一种目标位置引导的手内物体重定向策略生成方法。首先,受人手在手内重定向过程中操作特性的启发,并根据五指拟人灵巧手驱动自由度的分布特性,提出了一种设计目标位置的可行原则。将重定向过程中物体实际位置与目标位置的差值作为即时奖励的一部分,以引导五指拟人灵巧手将物体保持在目标位置附近。其次,受人手在准备执行重定向任务前预备状态的启发,设计了一种在每次状态重置时采样五指拟人灵巧手关节位置的方法,以提高操控能力;最后,采用基于长短期记忆(LSTM)网络与非对称演员-评论家架构的近端策略优化(PPO)算法训练重定向策略。仿真结果表明,所提出的方法使9驱动自由度雄克SVH灵巧手、13驱动自由度BICE(北京控制工程研究所)灵巧手和18驱动自由度Shadow灵巧手在执行重定向操作时,均能逼近预设的最大连续成功次数。此外,相较于不包含目标位置引导的手内物体重定向方法,所提出的方法有效降低了完成重定向任务所需的平均步数。综上所述,所提出的方法使得具有不同驱动自由度的五指拟人灵巧手能够通过手掌和手指的协同作用,以类人的方式高效完成物体重定向任务,显著提升了操作效率。

摘要：航天器在传统连续偏航模式下,绕偏航轴在一定角度范围内来回摆动,使航天器头部或尾部始终受到阳光直射,导致舱外设备的热设计需要花费额外的重量功耗代价。提出了头尾交替对日连续偏航的姿态控制策略,为航天器提供了受晒均匀的热环境,不仅简化了舱外设备的热设计,还有利于提高对温度范围波动敏感的设备在轨工作的可靠性。从发电量与推进剂消耗量两方面,比较了3种头尾交替对日连续偏航的姿态控制策略,将综合指标最优的余角偏航控制策略成功应用在了天舟一号货运飞船上。

摘要：对于隐蔽环境中载体长时高精度导航定位问题,传统技术手段,如卫星导航、惯性导航和光学成像导航等,在信号受到遮挡且载体长期运行等应用条件下存在局限性.隐蔽环境缪子导航定位技术为解决上述问题提供了新的途径.针对水下或地下载体的应用需求,阐述了缪子导航定位研究的必要性,说明了在电磁波信号拒止的情况下,利用自然缪子信号获取载体运动状态信息的基本方法.从缪子辐射特性、缪子探测方法和导航滤波器设计等方面介绍了缪子导航定位技术的研究现状,探讨了缪子导航定位研究需要突破的关键技术.结合研究现状和应用需求,提出了缪子导航定位技术未来发展趋势和建议.

摘要：为了高效、安全地完成轴孔装配任务,提出一种双臂机器人协调柔顺控制策略.根据轴零件、孔零件自身的结构特点,设计一种满足小容差限制的一次装配成型任务方案.在此基础上,基于双臂主从协调的思想,对任务进行了分解和分配.同时以消除孔零件和轴零件之间的位姿偏差为目标,规划了平滑的双臂运动轨迹.考虑到零件之间柔顺接触的要求,构建一种自适应阻抗控制器.为避免接触力往复震荡带来的控制失稳问题,在该控制器中加入了刚度系数自适应调节功能.基于UR10e机械臂搭建了双臂机器人轴孔装配实验平台,并且通过实验验证了提出的双臂机器人协调柔顺控制策略的有效性.

摘要：单元测试用于检验软件单一模块的功能是否正确,是软件开发过程中的重要步骤,可以及时发现代码中的缺陷,提升软件的质量和可信度.由于手动编写单元测试费时费力,经常遗漏覆盖重要的代码逻辑.为此,研究者提出单元测试用例自动生成技术.近来,预训练大语言模型(large language models,LLM)已经广泛应用于代码生成相关任务.然而,当前在重要的系统级编程语言C上,还没有相关工作.为了填补这一空白,本文面向C程序设计并实现了基于LLM的单元测试用例生成方法LLM4CUTCG.该方法结合LLM多智能体交互和程序分析技术,客服了LLM内在问题.为了验证方法效果,收集了125个C语言目标程序,并针对这些程序生成测试用例.实验结果表明,LLM4CUTCG生成的测试行覆盖率为91.71%,测试预言正确率为50.05%.其覆盖率优于传统方法符号执行.

摘要：随着航天器平台性能指标要求的提高,飞轮微振动对航天器平台的影响越加突出,需要对其进行振动抑制。根据飞轮上壳体的模态特性,提出一种圆环形黏弹性阻尼环结构的设计方法,并针对黏弹性阻尼环的敷设位置、厚度、宽度对其减振效果影响规律进行数值仿真与试验验证,验证圆环形黏弹性阻尼环的有效性。结果表明:圆环形黏弹性阻尼环结构对宽频振动具有良好的减振效果,黏弹性阻尼环的敷设位置对飞轮系统的各阶固有频率变化和减振效果起决定性作用,在飞轮外径的60%处敷设圆环形黏弹性阻尼环减振效果较好,宽度设计为飞轮外径的6%以内、厚度设计为壳体厚度的4倍以内时,随着宽度、厚度的增加,减振效果提高。

摘要：为测量“嫦娥七号”飞跃器舱外低频绑扎线缆在月球极端环境下对关节运动的阻力矩,文章提出一种在-195~120℃温度环境下原位测量关节旋转附加阻力矩的方法,设计了由驱动模拟与测试系统、温度模拟与控制系统组成的测试装置并测量了8种温度工况下有/无绑扎线缆的旋转阻力矩。测试结果表明,由于转动配合面与线缆多点位绑扎工艺的复杂性,温度对阻力矩的影响并非线性规律,所以需要在所关心的全温区开展相应的测试;同时,在-150℃及更低的深低温条件下,线缆扭力产生的阻力矩值会快速升高,应加以关注。该研究方法对航天型号验证线缆选型及温度环境对关节旋转造成的阻力矩影响有借鉴意义。

摘要：吸气式电推进(air-breathing electric propulsion,ABEP)系统使用超低轨道大气作为工质,可突破推进剂携带量对卫星使用寿命的限制瓶颈,是超低轨卫星实现长期驻留的关键技术途径之一.本文采用直接模拟蒙特卡罗(direct simulation Monte Carlo,DSMC)计算方法,对二维的ABEP进气道模型进行模拟.设定壁面碰撞模型为完全漫反射,在进气道的进口直径保持定值的前提下,改变进气道的长纵比、出口锥角、栅格长度和栅格层数,以分别探究这些影响因素单一作用下的进气道性能变化规律.在单一影响规律的前提下,利用遗传算法进行多目标优化,得到符合设计要求的高性能进气道设计参数,通过权重分配实现了典型高度下进气道设计中收集效率与压缩比的最优解.本研究对大气收集器产品的工程化应用具有指导意义.

摘要：针对可能由不确定干扰和网络攻击引起的通信链路故障的航天器编队控制系统,提出一种基于零和微分博弈的最优容错控制方法.该方法通过构建描述编队协同控制的性能函数,将通信链路故障容错控制问题等效转换为零和微分博弈模型.采用Hamilton-Jacobi-Isaacs(HJI)方程和极小极大原则设计博弈中的优化解,并利用自适应动态规划算法对其进行在线逼近,以获得编队的最优容错控制策略,保证航天器通信链路故障下的在轨稳定性和最优性能.仿真结果表明了本文设计的分布式最优容错控制律的有效性.

摘要：本文针对在模型不确定性、外界干扰与执行器故障影响下柔性航天器姿态控制问题,设计一种自适应容错控制算法,该算法包括标称控制部分和补偿控制部分.首先,标称控制部分用于实现不考虑综合不确定影响下航天器有限时间姿态控制;其次,补偿控制部分基于积分滑模理论进行设计,该补偿控制器通过对综合不确定有效估计,在控制器中作补偿,减少对姿态控制精度的影响,提高航天器姿态控制精度.该算法特点在于可实现柔性航天器全局有限时间姿态控制,放宽角速度或其导数、执行器故障或其导数有界的假设.同时,基于Lyapunov函数严格证明整个闭环系统的稳定性.最后,通过仿真验证该控制算法的有效性.