空间碎片碰撞预警系统设计

为评估航天遭遇空间碎片碰撞的概率,设计了空间碎片碰撞预警系统的总体结构,建立了空间碎片数据库。针对航天器和空间碎片最接近时刻的确定及航天器位置误差协方差矩阵计算问题,基于成熟的SGP4和HPOP程序模块,提出了一种新的工程实现方法。在分析现有碰撞概率计算方法的基础上,先利用多种筛选方法剔除无威胁碎片以提高计算速度,再精确计算碰撞概率。充分利用现有程序集,结合多种编程技术,缩短了系统开发周期,并实现了系统的可视化。     

一种卫星对接装置空间凸轮机构传动分析验证

针对某新型GEO卫星与其他航天器的对接过程,设计了一种卫星对接装置。该对接装置主要采用空间凸轮机构,首先对其进行详细结构设计,并建立空间凸轮曲线的数学模型,通过理论计算分析空间凸轮机构传动特性。制造样机进行试验验证,通过高速摄影对凸轮机构传动特性进行记录。通过对比表明,试验结果与理论结果高度吻合,验证了空间凸轮曲线数学模型的合理性以及对接装置的可行性。对接装置具有碰撞接触力小、锁紧力大、运动平稳可靠等优点,能够有效地满足GEO卫星对接任务的要求。     

空间碎片对航天活动的威胁日益严峻

近五年来,几次碰撞和解体事件使得空间碎片数量急剧增加,尤其是低轨道区域,数量增加已经超过50%,造成航天器在轨碰撞概率大大升高空间碎片是在轨运行或再入大气的无功能的人造物体及其残块和组件。目前在轨的空间碎片占所有在轨物体的95%。截至2013年10月,在轨空间碎片数量达到16134个。空间碎片的影响及危害空间碎片和航天器的平均撞击速度是每秒10公里,厘米级以上的空间碎片可导致航天器彻底损坏,其破坏力之大几乎无法防护,唯一的办法是躲避。     

基于空间碎片环境的导弹空间飞行安全分析

针对导弹空间飞行环境的日益恶化,为了分析空间碎片对远程弹道导弹空间飞行安全的影响,分析了导弹弹道和空间碎片预测模型,建立了基于数值法的远程弹道导弹与空间碎片碰撞预警模型,通过仿真分析了空间碎片对远程弹道导弹飞行安全的影响.仿真结果表明,空间碎片对远程弹道导弹空间飞行安全具有潜在的威胁,研究结果可为导弹飞行安全预警和导弹发射窗口选择提供一些借鉴.     

地基激光辐照空间碎片降轨模型研究

针对激光空间碎片主动清除问题,研究了地基脉冲激光清除空间碎片的基本原理,分析了速度增量作用位置对降轨效果的影响,在此基础上建立了空间碎片降轨模型,通过案例仿真计算验证了模型的合理性。研究结果对地基激光空间碎片清除有一定的借鉴意义。     

太阳风作用下航天器表面充电效应分析

针对太阳风等离子体中航天器的充电过程,基于欧洲航天局开发的航天器表面充电仿真软件,建立了航天器的数值计算模型,模拟了太阳风等离子体与航天器的相互作用,实现了不同表面材料时航天器表面电位以及尾迹结构的计算分析,给出了近日环境下航天器周围的空间电位结构以及等离子体密度分布情况。研究结果表明:表面材料的选择将影响空间势垒深度以及尾迹结构,表面充电至更低电位的表面材料具有较小尾迹区域;航天器向阳面电位分布主要由光电子以及二次电子主导,而背阳面的电位分布则主要受到尾迹效应的影响。以上结果对太阳风环境航天器探测和评估等相关工作以及工程研究具有一定的理论参考价值。     

远程导弹飞行管道碎片数目统计方法

针对空间碎片数及分布,根据远程导弹飞行散布统计规律,提出一种统计导弹飞行管道内碎片数目的方法,即利用空间碎片模型数据,求出部分区域碎片数目密度随高度变化关系,构造导弹空间飞行管道,将数目密度函数在导弹飞行管道内积分,从而得到管道内碎片数目的期望值,量化评估了导弹与空间碎片的碰撞风险。仿真结果表明,远程导弹与空间碎片的撞击风险数量级为10-7,而飞行管道内碎片数目数量级为10-2,表明空间碎片已威胁到远程导弹的安全飞行。     

远程导弹飞行管道碎片数目统计方法研究

摘 要：针对空间碎片数及分布,根据远程导弹飞行散布统计规律,提出一种统计导弹飞行管道内碎片数目的方法,即利用空间碎片模型数据,求出部分区域碎片数目密度随高度变化关系,构造导弹空间飞行管道,将数目密度函数在导弹飞行管道内积分,从而得到管道内碎片数目的期望值,量化评估了导弹与空间碎片的碰撞风险。仿真结果表明,远程导弹与空间碎片的撞击风险数量级为10-7,而飞行管道内碎片数目数量级为10-2,表明空间碎片已威胁到远程导弹的安全飞行。     

基于导弹空间飞行的空间碎片筛选方法研究

随着空间活动的日益频繁,空间碎片的数量也与日俱增,给远程弹道导弹的空间飞行安全带来巨大威胁。针对空间碎片数目繁多,为了快速进行导弹空间飞行安全预警和发射窗口选择,根据远程弹道导弹空间飞行特点,提出了适用于导弹与空间碎片碰撞预警的空间碎片筛选方法,并通过仿真计算证明了该筛选方法的科学性和合理性,该筛选方法可提高导弹空间飞行安全预警效率并缩短预警时间。     

超高速碰撞形成一次碎片云特性

对超高速碰撞数值模拟方法进行了讨论.采用ANSYS/AUTODYN程序的SPH方法,对球形弹丸超高速撞击时弹丸的破碎、碎片云的形成及扩展过程进行数值模拟,其结果与实验结果进行比较,并验证了计算方法和模型参数的正确性.在此基础上采用数值模拟方法,对钨合金、轧制均质装甲及LY12铝三种材料的球形弹丸超高速撞击靶板之后形成的一次碎片云形貌及演化规律进行了研究,并基于量纲分析方法得出了碎片云特征参数(碎片云头部速度、径向最大膨胀速度及膨胀角)随初始撞击条件的变化规律。     

反电动势对无扰载荷航天器精确定向的影响

无扰载荷航天器中非接触式作动器反电动势会引起有效载荷模块与支持模块之间的耦合，影响有效载荷模块的精确定向性能。通过建立无扰载荷航天器的耦合动力学模型，分析非接触式作动器反电动势对有效载荷模块精确定向性能的影响。考虑六支杆立方构型无扰载荷接口，结合拉格朗日方程和牛顿欧拉方法建立有效载荷模块平台动力学模型。推导非接触式作动器的输出力模型，并引入有效载荷模块平台动力学模型，给出考虑非接触式作动器反电动势的耦合动力学模型。将支持模块上飞轮动静不平衡引起的谐振作为干扰力矩，建立了无扰载荷航天器在轨定向状态的Simulink仿真模型。仿真结果表明，反电动势系数越大，干扰力矩对有效载荷模块的影响越大，有效载荷模块精确定向精度越低。     

填充式波纹夹层结构超高速撞击特性仿真

基于航天器空间碎片被动防护需求,对一种新型填充式波纹夹层结构进行超高速撞击仿真研究,分析超高速撞击过程以及结构的穿孔破坏情况和所形成的碎片云的特性,并与相同面密度Whipple结构进行对比。其撞击现象与Whipple结构相似,但其碎片云的头部速度小于Whipple结构,而径向膨胀最大速度和膨胀半角均大于Whipple结构。随撞击初速从3 km/s~10 km/s不断增大,波纹夹层结构的撞击穿孔尺寸变大,形状也更不规则。此外,结构中的填充树脂对碎片撞击能量的吸收贡献最大,后面板所吸收的能量所占比重较大,而前面板和波纹板对碎片撞击能量的吸收贡献较小。研究结果对空间碎片防护结构的设计具有一定的参考意义。     

Analysis of the stress wave and rarefaction wave produced by hypervelocity impact of sphere onto thin plate

Shock wave is emitted into the plate and sphere when a sphere hypervelocity impacts onto a thin plate. The fragmentation and phase change of the material caused by the propagation and unloading of shock wave could result in the formation of debris cloud eventually. Propagation models are deduced based on one-dimensional shock wave theory and the geometry of sphere, which uses elliptic equations (corresponding to ellipsoid equations in physical space) to describe the propagation of shock wave and the rarefaction wave. The “Effective thickness” is defined as the critical plate thickness that ensures the rarefaction wave overtake the shock wave at the back of the sphere. The “Effective thickness” is directly related to the form of the debris cloud. The relation of the “Effective thickness” and the “Optimum thickness” is also discussed. The impacts of Al spheres onto Al plates are simulated within SPH to verify the propagation models and associated theories. The results show that the wave fronts predicted by the propagation models are closer to the simulation result at higher impact velocity. The curvatures of the wave fronts decrease with the increase of impact velocities. The predicted “Effective thickness” is consistent with the simulation results. The analysis about the shock wave propagation and unloading in this paper can provide a new sight and inspiration for the quantitative study of hypervelocity impact and space debris protection.     

航天器推进系统模块化建模方法

为了研究由复杂增压气路和推进剂供应管路组成的航天器推进系统的动力学问题,基于AMESim软件平台,构建了模块化、可扩展的航天器推进系统仿真模型UPSSim.模型中,增压气路采用分段集中参数模型,推进剂供应管路采用分布参数模型,并考虑了系统各组件与环境的换热.对某型轨控发动机的变轨过程进行了仿真,UPSSim能准确模拟该发动机变轨过程中系统参数的变化,计算结果与设计性能参数、飞行遥测数据吻合较好.仿真结果表明,本文所采用的模块化建模与仿真方法适用于复杂管网的建模,在航天器推进系统仿真建模与仿真领域具有较好的应用前景.     

基于BER和CTMC的航天器发射组织过程可靠度模型

在航天器发射工程中,存在组织过程可靠性评估难以量化的问题。基于航天器发射组织过程的时间特性呈现多个子过程并发执行且子过程具有Markov性和齐次性的特点,使用连续时间Markov链(CTMC)建立多吸收态的组织过程可靠度模型,利用互模拟等价关系(BER)简化组织过程的状态空间,并进一步给出各种状态转移率和组织过程可靠度计算方法。最后,通过数据分析说明模型在航天器发射工程进度计划评估中的作用和意义。     

Survivability assessment of spacecraft impacted by orbit debris

To help optimize the spacecraft design and reduce the risk of spacecraft mission failure, a new approach to assess the survivability of spacecraft in orbit is presented here, including the following three steps:1) Sensitivity Analysis of spacecraft. A new sensitivity analysis method, a ray method based on virtual outer wall, is presented here. Using rays to simulate the debris cloud can effectively address the component shadowing issues. 2) Component Vulnerability analysis of spacecraft. A function"Component functional reduction degree — Component physical damage degree"is provided here to clearly describe the component functional reduction. 3) System-level Survivability Assessment of spacecraft. A new method based on expert knowledge reasoning, instead of traditional artificial failure tree method, is presented here to greatly improve the efficiency and accuracy of calculation.     

Research and development on hypervelocity impact protection using Whipple shield: An overview

Whipple shield, a dual-wall system, as well as its improved structures, is widely applied to defend the hypervelocity impact of space debris (projectile). This paper reviews the studies about the mechanism and process of protection against hypervelocity impacts using Whipple shield. Ground-based experiment and numerical simulation for hypervelocity impact and protection are introduced briefly. Three steps of the Whipple shield protection are discussed in order, including the interaction between the projectile and bumper, the movement and diffusion of the debris cloud, and the interaction between the debris cloud and rear plate. Potential improvements of the protection performance focusing on these three steps are presented. Representative works in the last decade are mentioned specifically. Some prospects and suggestions for future studies are put forward.     

基于MEKF的航天器姿态确定算法

乘性扩展卡尔曼滤波(multiplicative extended Kalman filter, MEKF)方法被广泛应用于各种航天器姿态确定任务。针对任意参考坐标系,推导了姿态四元数的线性运动学方程和三分量姿态误差矢量的动力学模型,并分别设计了有陀螺和无陀螺两种姿态确定方案。系统研究了姿态敏感器常用的矢量观测模型,四元数观测模型以及欧拉角观测模型,设计了更具有一般性的MEKF滤波器,为航天任务中快速应用MEKF姿态确定算法提供理论参考和技术支撑。