FlexRay在导弹测试系统中的应用

针对导弹测试系统可靠性差、通信速率低的缺点,在分析测试需求的基础上,提出了一种基于Flex Ray总线技术的导弹测试系统总体设计方案,给出了数字信号处理器与总线控制器的接口硬件电路、软件流程,分析了设计中需要考虑的主要问题。     

直接藕合多种语言编程模块的MTS的设计与实现

以通用菜单工具作为应用软件系统的用户界面、多种语言编程模块的藕合接口已成为一种趋势。本文提出一种可在操作系统和foxBASE环境下组合(或嵌入)运行的、支持DBMS授权扩充机制、实现多种语言混合编程模块直接藕合的通用菜单工具(MTS)。同时,又对MTS中的菜单对象、授权,菜单文件的数据结构、菜单驱动(维护)模块设计和基于批处理文件的模块藕合方法进行了讨论。     

飞船返回再入制导方法研究

本文分析研究了飞船离轨返回制动段的制导方法,提出了一种消除制动段误差对再入点状态参数影响的制动发动机综合关机方法,并对再入段的制导方法进行了分析讨论,最后进行了数值仿真分析,论证了方法的可行性。     

基于轴对称内聚力单元的立贮发动机黏接界面结构完整性分析

建立轴对称内聚力单元是进行立贮发动机黏接界面应力分析的重要手段。在变形后的轴对称内聚力单元上建立参考坐标系,推导了单元节点位移在参考坐标系和全局坐标系下的转换关系。基于单元分离位移推导了单元内力矢量和单元刚度矩阵。开展了旋转体的分离测试,验证了轴对称内聚力单元的准确性和高效性。针对立贮发动机,先后开展了轴向加速度以及波浪载荷作用下的发动机结构分析,重点研究了黏接界面上应力的大小以及分布规律。研究方法和结论可以为发动机黏接界面结构分析提供有利参考。     

Adaptive sliding mode control of modular self-reconfigurable spacecraft with time-delay estimation

The reconstruction control of modular self-reconfigurable spacecraft (MSRS) is addressed using an adaptive sliding mode control (ASMC) scheme based on time-delay estimation (TDE) technology. In contrast to the ground, the base of the MSRS is floating when assembled in orbit, resulting in a strong dynamic coupling effect. A TED-based ASMC technique with exponential reaching law is designed to achieve high-precision coordinated control between the spacecraft base and the robotic arm. TDE technology is used by the controller to compensate for coupling terms and uncertainties, while ASMC can augment and improve TDE’s robustness. To suppress TDE errors and eliminate chattering, a new adaptive law is created to modify gain parameters online, ensuring quick dynamic response and high tracking accuracy. The Lyapunov approach shows that the tracking errors are uniformly ultimately bounded (UUB). Finally, the on-orbit assembly process of MSRS is simulated to validate the efficacy of the proposed control scheme. The simulation results show that the proposed control method can accurately complete the target module’s on-orbit assembly, with minimal perturbations to the spacecraft’s attitude. Meanwhile, it has a high level of robustness and can effectively eliminate chattering.     

双材料界面裂纹的加料有限元方法

为解决求解双材料界面裂纹应力强度因子等断裂参量的困难,在常规单元位移模式中引入界面裂纹尖端位移场,构建加料界面裂纹单元和过渡单元的位移模式,推出了加料有限元方程。采用不同的加料单元和过渡单元配置方案,建立了方形板中心界面裂纹和矩形板单边斜界面裂纹的加料有限元模型,求解有限元方程直接得到应力强度因子,与解析解的结果对比,表明该方法具有较高的精度,可方便地推广应用于界面裂纹的计算分析中。     

基于级间设计的人机联合探月方案

基于登月飞行器的级间组合设计方法对载人登月飞行器的构造进行设计,在级间方案的论证中分析了不同组装模式对运载火箭能力的需求,建立了航天员和机器人联合探测的载人登月方案。级间组合方法可为应转移飞行器和登月飞行器设计提供另一种思路,本文根据飞行器级间的不同组合方式对登月飞行器的质量规模进行了初步估算,并对比了不同飞行方案对运载火箭能力的需求,研究可为我国首次载人登月任务方案提供参考。     

GNSS多系统联合的探月飞行器轨道定位分析*

为适应深空探测的应用需求,全球卫星导航系统对深空飞行器定位的可行性问题备受关注。针对探月飞行器月球公转轨道上的GNSS定位问题,以高轨道飞行器GNSS定位的研究为基础,采用多系统联合定位的方法进行仿真。分析了载波功率与噪声功率密度比为15dB-Hz的弱信号捕获门限下,各系统联合定位时波束主瓣和旁瓣的可用性,同时对各系统联合情况下的精度因子值进行分析。仿真结果表明：当接收到的卫星天线辐射的主瓣和旁瓣信号均高于载噪比门限时,全球卫星导航系统的三系统或四系统的联合能满足实时定位条件;而旁瓣损耗不加以补偿时,接收信号载噪比低于门限并导致任意联合方式均无法完成定位。各系统联合的精度因子分析表明：单系统或双系统联合的几何精度因子变化剧烈,四系统联合相比三系统联合的几何精度因子下降16.93%;三系统联合定位方案中,美国全球定位系统、中国的北斗卫星导航定位系统与欧洲的伽利略卫星导航定位系统联合方案的几何精度因子值变化最平稳,为最佳选择。理论分析和仿真结果为探月飞行器定位技术研究和星载多系统接收机设计提供参考。     

空间引力波探测无拖曳技术现状与趋势

航天器无拖曳控制是实现引力波空间探测科学平台超静超稳运行的核心关键技术之一。目前,国内外各研究机构对航天器系统的动力学与控制进行了深入研究,并针对不同的探测频段需求提出了不同的探测任务。根据探测任务进行了航天器编队设计与控制的详细介绍和分析,对涉及的无拖曳与姿态控制、高精度惯性传感器与执行机构等原理和理论方法进行了深入的剖析。针对现已开展的空间引力波探测无拖曳航天器在轨飞行的演示验证整体情况进行详述和分析。在此基础上,提出后续开展相关研究中亟待解决的关键问题,指出未来无拖曳航天器系统动力学与控制的研究热点和趋势。     

基于循环追踪算法的编队航天器交会控制

采用循环追踪算法解决编队航天器交会控制问题。建立并推导了线性循环追踪算法和非线性循环追踪算法数学模型,提出了绕飞平面采用循环追踪控制,绕飞平面法向采用比例微分进行振动抑制的编队交会控制律。基于脉冲推力方式,对绕飞平面分别采用线性和非线性循环追踪的三航天器编队交会控制问题进行了仿真分析。仿真结果表明,提出的基于循环追踪的控制方式可满足编队航天器交会控制要求,航天器按顺时针运行轨迹交会于初始位置决定的参考中心,三航天器间相对距离、相对运动速度变化趋势基本一致,速度增量消耗较小,为航天器编队构形控制研究提供有益参考。