摘要：为削弱在轨加注过程中主被动端碰撞冲击对空间机器人的影响,提出了基于力/位混合的柔顺控制律。首先通过第二类拉格朗日方程建立了漂浮基座空间机器人一般运动学模型和考虑环境接触的动力学模型。其次,设计了"杆-锥式"加注主被动端装置,根据主被动端的接触特点,建立了点面接触的碰撞动力学模型,并给出相应的碰撞力计算方法。接着,将加注对接问题转化为以基座为参考系的末端运动控制问题,得到了机械臂关节期望运动规律,进而设计了位置环控制律;根据加注主被动端的位置关系计算得到碰撞力,进而设计了力/力矩环控制律,结合顺应选择矩阵最终得到力/位混合控制器,以减小杆锥对接时碰撞对空间机器人基座及末端的冲击影响。最后,仿真结果表明,对接方向的位置误差由初始值降至零,对接过程碰撞产生的力不超过10N,满足末端工具冲击承载。各关节角度变化平缓,关节力矩不超过13Nm,满足机械臂关节力矩最小承载,所设计的控制器使得加注主被动端完成柔顺对接。

摘要：随着信息技术、智能物联网技术以及机器学习理论的飞速发展,时空感知数据为应急灾害救援提供了新的视角,综合利用时空感知数据进行灾区态势信息感知与提取,可以为应急救援形成新的着力点.由于时空感知数据拥有丰富的语义信息和较高的实用价值,并且对灾害救援具有积极引导作用,因此,研究和利用时空感知数据进行应急疏散,是一项具有现实意义的工作.本文重点聚焦面向时空感知数据下的资源受限的人群应急疏散规划问题,研究了基于时空感知数据的人群应急疏散规划模型与方法,以期为应急救援提供积极的思路和技术保证.首先,分析了时空感知数据对人群应急疏散的作用;其次,提出了基于时空感知数据的应急疏散框架,并设计了一种基于行人流量预测的应急疏散场所推荐算法,还构建了一种考虑疏散偏好的应急疏散人群分配整数规划模型;然后,提出了一种全局最优疏散路径规划算法,接着将应急疏散路径规划问题转化为多组疏散路径规划查询问题,并通过使用网络扩展策略和剪枝策略,进一步设计了一种面向全局最优疏散路径规划查询的求解算法,来解决多组疏散路径规划查询问题.此外,为了提高应急疏散路径搜索结果的质量,还设计了一种改进算法,对全局最优疏散路径规划查询算法生成的路径组合,进行改进和优化.最后,通过大量实验分析与评估,充分验证了所提方法与模型的有效性.

摘要：为了提高测试用例设计的效率,简化测试用例数量,提出了基于黑盒测试的航天嵌入式软件用例设计方法。阐述了确认测试过程中实用的测试用例设计流程,提出了在设计测试输入数据的基础上加强测试逻辑设计的用例设计方法,并结合实际工程经验,给出了测试用例的总体设计思路。最后,对测试遗漏问题及其原因进行了分析,为今后进行更有效的星载软件测试提供了参考。

摘要：结合星载计算机的开发,从FMECA、抗辐照设计、ESD防护、结构力学设计与分析、热设计与分析、可靠性预计等方面阐述了星载计算机设计过程中的可靠性设计与分析方法。

摘要：为实现AADL(体系结构分析与设计语言)对航天器控制系统等运行模式相对复杂的嵌入式系统的详细描述,针对AADL核心标准及其行为附件在描述能力上的不足,在行为附件原有文法定义的基础上进行改进,使之能够对多条件合集下的模式转换以及模式转换的优先级进行描述。提出了抽象状态的概念以简化原行为附件文法在描述组合式状态转换关系方面的繁杂程度,提高设计模型的可读性。通过对实际控制系统运行模式进行设计,结果表明了改进后的行为附件文法很好地满足了设计描述上的需求。

摘要：针对柔性航天器姿态机动的"快速性"及"稳定性"矛盾,研究了一种优化与控制综合的姿态机动轨迹设计与跟踪控制方法。首先,考虑柔性航天器姿态机动过程中既快又稳的需求,建立姿态机动的多目标多约束条件,优化获得姿态机动轨迹,在满足快速性基础上,最大限度提高稳定性;其次,设计新型的快速鲁棒输入成形器(FRIS),与传统输入成形器相比,FRIS具有更短的作用时间及更强的鲁棒性,能够有效抑制柔性附件振动,为姿态机动的"快速性"及"高精度"奠定基础;最后,设计新型自适应连续终端滑模控制器(ACTSMC),避免增益过估计,提高控制精度,实现对期望姿态轨迹的有限时间快速高精度跟踪控制。数值仿真校验了所提方法的有效性。

摘要：针对自由漂浮空间机械臂执行在轨服务(On-Orbit Servicing,OOS)时对基座姿态的扰动问题,设计了一种基于扩展雅克比矩阵的自适应零反作用运动控制器。通过巧妙利用角动量守恒定律,解决了广义雅克比矩阵的非线性参数化问题。基于此,将运动学不确定性和动力学不确定性都考虑在内,采用李雅普诺夫稳定性分析工具,得到了自适应零反作用运动控制器,可以同时实现航天器姿态调节和机械臂末端执行器对任务空间中期望轨迹的跟踪,并且不需要测量机械臂末端执行器的速度。仿真结果表明了本文所提算法的有效性。

摘要：针对航天器球形贮箱液体大幅晃动问题,采用光滑粒子流体动力学方法(SPH)对液体进行建模:基于SPH方法基本方程推导出N-S方程的数值解,并给出人工黏度项、压力项表达式,选择动态边界法处理边界计算问题。建立光滑内壁球形贮箱及带防晃隔板球形贮箱两种模型,设计力模式、运动模式两种激励形式并选择三种激励频率进行仿真分析,分别记录舱壁受力及测点压强。仿真结果表明:激励频率取为1.5 Hz时,舱壁受力最大;隔板能够减弱液体晃动对舱壁产生的作用;液体晃动现象的产生使得舱壁在y,z两方向的受力均增大;位于液面以下的舱壁所受压力具有“双波峰”特性,而隔板的存在对压力峰值具有“平均化”效果,避免局部压力过大;位于液面以上的舱壁所受压力表现为“脉冲波”形式,随激励频率的增加隔板对舱壁压力的削弱效果越明显。

摘要：对有扰情况下欠驱动航天器三轴姿态保持控制问题进行了研究,提出一种基于俯仰偏置动量轮和滚动轴推力器的姿态保持控制方法。该方法基于偏置动量航天器滚动-俯仰轴耦合的原理实现,避免了欠驱动零动量航天器平衡点附近欠驱动轴耦合弱的问题;将航天器的姿态运动分为长周期运动和短周期运动,用极点配置方法进行控制律设计,给出保证系统稳定的参数选取范围,求出了系统稳态误差。最后,通过数值仿真验证了所设计的控制器不但能快速消除初始姿态偏差,而且能抵抗外干扰将航天器姿态保持在平衡点附近。

摘要：空间非合作目标的相对导航是在轨维护和近距离监视任务中的关键技术,目前的研究表明仅有视线测量条件下中距离相对导航沿距离方向的观测度较差,而基于双视线测量的相对导航方法可以有效解决该问题。为此,研究了两个追踪航天器所组成的编队,在双视线测量条件下进行自主相对导航的方法。首先,详细地介绍了双视线测量相对导航方案的构成以及具体的导航算法;其次,根据两个追踪航天器与目标航天器的几何构型,推导双视线测量方法中的误差传递规律,并分析其中的影响因素;然后,对两个追踪航天器的编队构型进行设计,并分析编队构型对该方法导航性能的影响;最后,通过数值仿真对上述相关的结论进行验证。