摘要：面向新型旋转成像载荷姿态角测量需求,针对现有传感器无法同时测量无接触旋转机构零位三轴姿态角的问题,提出了一种基于光电传感的旋转载荷零位姿态测量方法,并研制了零位姿态传感器,使用光电传感器获取过零波形,采用最小二乘法得到过零时的时间信息,通过时间和转速获得精确的旋转角和定转子相对位移。在此基础上,通过坐标变换求解出零位时的三轴姿态信息。分析平台舱和旋转舱平动、转动对传感器的测量精度的影响,建立传感器测量误差与光源组件轴安装误差、采样误差、传感器安装误差等的理论模型,仿真分析各因素对零位测量误差的影响。搭建了磁悬浮旋转支撑机构测试平台,对比所设计零位姿态传感器测量结果与电涡流位移传感器和旋变传感测量结果,分析所设计传感器的测量精度。结果表明,所设计传感器位移测量误差均值不大于2.4μm,转动角度测量误差均值不大于3.7"。所设计传感器能够准确检测出定转子间隙变化时的零位姿态信息,可为高精度的载荷舱姿态控制提供参考。

摘要：某大型航天器GNC系统应用1553B总线构建了其规模庞大的信息系统,在信息系统设计过程中产生了3个问题:超长总线下的稳定通信、应用层协议的设计、多条总线的管理等。对这3个问题开展研究,描述了3个问题的由来,给出了问题的解决方法,并验证了方法的实际效果。结果表明:总线中继的方法,有效解决了1553B总线在240 m长度下的稳定可靠通信问题;广播帧计数回传的应用层协议,节省了总线数据通讯开销、并提供了丰富的故障诊断信息;遍历寻优的总线管理策略,最大程度上发挥了多机多总线系统的容错能力。

摘要：针对一类具有外部扰动的航天器控制系统,提出一种基于漏斗策略的高精度姿态控制方法,从而对整个跟踪控制轨迹进行规划,保证控制误差时刻满足设计需求,有效提升控制系统动态性能与品质.首先,对所提出姿态控制策略的跟踪性能进行理论分析,结果表明如果姿态控制误差初值位于根据性能需求设计的漏斗区域内,则在后续任意时刻跟踪误差将始终位于该动态性能漏斗中.在此基础上,考虑到实际工程应用中航天器系统控制信号的有界性需求,给出性能漏斗的优化设计方法,从而保证在输入幅值约束下控制系统的动态性能.最后通过数值仿真验证了所提出航天器姿态漏斗控制策略设计方法及理论分析结果的正确性和有效性.

摘要：提出一种仅利用任务航天器光学成像探测设备给出的测角信息进行高轨空间物体接近行为感知的方法。首先,分析了空间物体相对任务航天器的方位变化规律,得到物体接近时在任务航天器轨道坐标系下方位角正切值随时间波动幅值逐渐增大;其次,分析了在光学成像探测设备成像过程中,逆光与探测设备灵敏度对空间物体可见性的影响,得到物体可见弧段在每个轨道周期内具有一定的相似性;进一步地,根据物体相对方位及可见性的变化规律,设计了一种空间物体接近行为感知方法,利用物体观测量的轨道周期一致性进行多段观测量关联,拟合方位角正切值随时间波动趋势,预测波动极值并统计极值变化规律,实现物体接近行为感知;最后,仿真验证了该方法具备不依赖距离信息感知高轨空间物体相对任务航天器接近行为的能力,仅利用3个轨道周期内、每周期有效弧段大于30 min的高轨空间物体指向测量信息判断物体相对任务航天器存在接近行为的准确率优于96%。结果证明:该方法通过赋能任务航天器常用光学成像探测设备高效费比地实现航天器自我防护能力有效提升,可普遍用于高轨航天器任务。

摘要：为提升航天任务完成品质,航天器需根据任务及环境针对性调整自身能力,而对航天器控制系统高层次能力的定量刻画,即系统能力建模是实现上述调整的重要理论依据。针对一类航天器姿态控制系统,提出一种基于偏最小二乘-结构方程模型(partial least square structural equation model,PLS-SEM)的航天器控制系统能力建模方法,实现对包括控制能力、观测能力等抽象能力的定量描述。首先,根据航天器闭环控制系统的结构要素,综合设计能力建模所需的指标类型,生成建模数据样本。在此基础上,设计并构建SEM框架下的能力变量体系,进而通过PLS算法完成模型路径、载荷、权重等关键参数的确定,并对所得PLS-SEM能力模型的结构方程与测量方程的有效性、可信性等分别进行评估。最终,根据航天器PLS-SEM能力模型对控制系统的各抽象能力进行定量描述与分析,验证本文所提出建模方法的可行性。

摘要：容错深度学习加速器是保障高可靠深度学习的基石,也是深度学习应用于安全关键领域如宇航、机器人等面临的一个关键环节.然而,深度学习计算和访存都非常密集,传统基于冗余计算的容错方法直接应用于深度学习加速器的容错设计会导致严重的功耗、芯片面积等硬件资源开销.为此,从神经元计算任务和神经元的数据位宽2个维度挖掘深度学习模型对于故障的敏感度差异,并利用这些差异从架构和电路层分别对于敏感的部分提供更多的保护以降低容错代价.同时,利用深度学习自身的容错特性,通过限制量化缩小电路层需要保护的电路逻辑规模.最后,利用贝叶斯优化协同优化算法、架构和电路的跨层设计参数,在保障深度学习可靠性、精度以及性能的前提下,最小化硬件资源开销.

摘要：为了研究将微型直流离子推力器用于航天器超高精度控制任务的可行性,设计了一个微牛级直流离子推力器并为其配备了碳纳米管中和装置。对推力器进行了实验测试,评估了其在150~490 V电压范围内可实现的推力范围和推力分辨率,并计算了5、25、50μN推力水平下的噪声。在上述电压范围内,使用氙气和氩气作为工质时,推力器的推力范围分别为5.75~50.83μN和5.93~47.63μN,最大推力噪声为0.12μN/√(Hz)和0.05μN/√(Hz)。此外,对碳纳米管中和器进行了性能测试,实现了最大1.22 mA的引出电流,能够满足氙气工况下0~37.37μN、氩气工况下0~16.50μN的束流中和需求。实验结果表明,该推进系统可以用于引力波探测等高精度空间测量任务所需的无拖曳控制,且使用氩气更有利于实现高精度和低噪声的推力输出。

摘要：双光梳测距技术具有测量精度高、测速快、非模糊范围大和可现场溯源的优势,在航天工程中具有广阔的应用前景,如航天器交会对接、卫星编队飞行、大型展开机构定位等。在货运飞船与空间站交会对接的任务场景下,提出了一种双光梳高精度测距技术空间应用与试验方案,介绍了双光梳测距技术的基本原理,对试验系统进行了架构设计,实现在400 m范围内对空间动态合作目标优于100μm测距精度、1 kHz测量带宽。进一步针对测距系统的关键参数进行了设计与仿真,对系统的空间环境适应性进行了分析,结果表明测距系统最大可实现19.5 m/s相对运动速度下的高精度测距,满足搭载任务场景需求,为下一步双光梳测距技术的在轨试验与航天工程化应用提供了技术参考。

摘要：在采用数组图像相关(DIC)测量技术进行的航天器组件结构的微变形测量中,环境光照强度变化导致的测量误差,对测量精度和测量结果的可靠性造成的影响,是目前需要解决的一项问题。本文开展基于光强变化的DIC测量系统稳定性研究,针对同一试件在相同载荷下改变光照强度,进行图像采集和数据分析,研究光强变化对DIC测量结果的影响。结果表明,在一定光强范围内,测试环境的光强变化会对DIC面内和离面刚体位移测量分别带来最大0.003 mm和0.008 mm的测量误差,而航天器结构微变形测量的精度要求一般在微米级,故光强变化带来的影响不可忽略。针对该问题,本文设计的环境光分离技术在极端光强条件下使DIC刚体位移测量的精度保持在面内0.001 mm和离面0.002 mm,具有良好的测量精度和稳定性,可满足航天器高稳定结构的微米级变形测量精度要求。

摘要：针对Buck型变换器在复杂环境下发生负载波动时输出电压受扰的问题,提出了一种复合自适应预设性能控制方案以提升其控制效果。首先,利用自适应律对模型中包含负载项的非线性函数进行预测估计,同时通过在自适应律更新过程中构建并行估计模型获取预测误差,并将预测误差和跟踪误差融合以设计自适应参数更新律。然后,采用广义比例积分观测器来对剩余不确定性和外部扰动进行估计,并在控制律中进行补偿。最后,结合指令滤波反步控制和指定时间预设性能控制技术,提出了Buck型变换器复合自适应预设性能控制方案。所提出的方案保证了对负载波动的高精度预测,避免了在突发情况下输出电压超出预设函数范围,此外还证明了闭环控制系统中的信号收敛性。实验结果表明,复合自适应预设性能控制在负载突然减小的情况下系统最大偏离电压为0.376 V,相比于传统自适应反步控制的1.773 V减少了78.7%,验证了所提方案的有效性以及优越性。