低轨道太阳电池势垒效应及其对卫星绝对带电影响

针对太阳电池正偏置工作电压和玻璃盖片表面负电位产生的势垒及其对低轨道航天器绝对带电的影响。本文首先基于轴对称模型结构分析了电池间隙裸露导体尺寸对太阳电池势垒效应的影响。研究结果表明,太阳电池势垒效应随着电池裸露导体尺寸增大而减弱。并且利用航天器与等离子体相互作用分析软件,通过PIC(Particle In Cell)方法研究了低轨道等离子体环境下太阳电池间隙裸露导体尺寸和工作电压对航天器悬浮电位的影响,并将仿真分析结果与无限大平板电流收集模型计算结果进行了对比分析,对比悬浮电位仿真分析与模型计算结果表明,太阳电池产生的势垒效应阻碍了航天器对电子电流的收集。     

轨道平行栅推力器工作机理的数值研究

对于低轨(160~500 km)航天器,如果加上适当装置使其可以直接加速轨道环境中自然存在的等离子体,则航天器将受到一个反向推力。有关这个设想的基本方案是在航天器上添加一个加有电压的平行双栅结构,利用双栅之间形成的电场来加速轨道环境中的等离子体。采用二维PIC方法对轨道稀薄等离子体在加速双栅中的运动进行数值模拟,结果表明:离子在栅极间被电场加速后,到达下游,由于后栅和鞘层之间的电场作用,将被减速,离子在整个过程中并没有被加速。利用在平行栅前增加一个离子势能提升区的办法可以解决这个问题。     

空间材料二次电子发射过程的理论研究

航天器充放电效应故障大多都会引起卫星灾难性事故,对航天器在轨安全运行产生较大的影响。空间材料的二次电子发射系数是决定卫星表面带电速率和充电平衡电位水平的重要材料特征参数,对于卫星表面带电的预测及卫星带电设计选材具有重要的意义。基于蒙特卡洛方法,从理论上分析了材料二次电子的产生、转移及逃逸过程,获得了材料二次电子发射系数的计算方法。实验结果表明该方法能较好地拟合材料二次电子发射系数随入射电子能量的变化趋势,为航天器充放电效应数值模拟和防护设计提供数据支持。     

质点网格法电感耦合等离子体数学模型

建立了一个研究电感耦合等离子体源(ICPS)特性的数学模型,叙述了质点网格(PIC)法的原理.给出了PIC法的计算方法,指出PIC法必须与蒙特卡罗碰撞(MCC)模型和鞘层模型相结合,才能更准确地对ICPS进行模拟.文中讨论了不同参数(天线的位置和匝数,反应室高宽比等)对等离子体密度分布和电场强度分布的影响.根据模拟的结果,提出了改善等离子体均匀性的方法,这对高密度平面等离子体源的设计具有重要意义.     

准中性等离子体模拟中的两种渐近保持PIC算法研究

针对准中性无碰撞等离子体的Vlasov方程及与其相耦合的求解电势的Poisson方程所组成的Vlasov-Poisson系统,提出了两种渐近保持PIC算法,并将其运用到一维周期性波动等离子体模型上。与传统PIC算法相比较,两种渐近保持PIC算法解决了Vlasov-Poisson系统多尺度参数中的小量束缚问题,时间和空间步长的选取可以克服传统粒子模型中等离子体周期及德拜长度的限制,且模拟结果稳定正确,大大提高了计算效率。     

质点网格法电感耦合等离子体数学模型

建立了一个研究电感耦合等离子体源（ICPS）行性的数学模型，叙述了质点网格（PIC）法的原理，给出了PIC法的计算方法，指出PIC法必须与蒙特卡罗碰撞（MCC）模型和鞘层模型相结合，才能更准确地对ICPS进行模拟，中讨论了不同参数（天线的位置和匝数，反应室高宽比等）对等离子体密度分布和电场强度分布的影响，根据模拟的结果，提出了改善等离子体均匀性的方法，这对高密度平面等离子体源的设计具有重要意义。     

航天器热控系统的可靠性设计与分析

针对国内外航天器热控制、热管理技术的发展现状,在详细调研各种航天器热控系统组成原理与功能实现方式的基础上,从可靠性的角度出发,归纳、总结了航天器热控系统中串联、并联、表决、储备四种常见的可靠性设计模式及其相应的可靠性分析计算模型,介绍了其在空间站、月球探测系统、火星探测系统等典型航天器上的应用范例,为进一步的航天器热控系统可靠性设计方法与理论分析奠定了基础。     

航天器微振动试验方法标准研究

航天器在轨运行期间,在各种扰源作用下会产生一种加速度幅度小、频率分布广的微振动,将严重影响高精度航天器有效载荷的指向精度和姿态稳定度。本文针对规范和推广航天器微振动试验的需求,从标准化的角度研究了航天器在轨微扰动源、航天器自由边界模拟、背景噪声控制等航天器微振动试验的方法和要求,分析了国内航天器微振动试验方法的发展方向及相关标准需求,提出了航天器微振动试验标准体系。     

航天器火工作动装置流固耦合过程的数值研究

航天器上配备的火工作动装置用于完成关键程序动作与任务,具有很高的可靠性与安全性要求。针对复杂结构火工作动装置的工作过程,建立非线性流固耦合动力学模型,在推力与拉力负载两种工况下,采用有限体积法、有限元法进行数值计算,得到火工作动装置工作过程中流场变化规律与输出性能。数值模拟结果表明,航天器火工作动装置流固耦合过程的数值分析能够模拟其工作过程,火工作动装置的负载对输出性能有较大影响。     

聚合物材料表面原子氧防护技术的研究进展

聚合物材料具有质量轻、强度高等优点, 常被用作航天器表面的复合结构基材。原子氧是低地球轨道空间中成分含量最高的粒子之一, 对暴露在航天器表面的聚合物材料易形成大通量、高能量轰击, 造成其表面氧化侵蚀和质量损失, 使聚合物材料的性能发生不同程度的衰退, 也是导致航天器件可靠性降低、工作寿命缩短的主要环境因素。本文对当前国内外通用的几种聚合物材料表面原子氧防护技术进行了整理归纳, 其中表面化学改性方法结合了体材改性和常用防护涂层的优点, 得到的有机/无机复合改性防护层具有较好的综合防护性能。文中分析了近年来由计算模拟法开展原子氧与表面防护材料相关作用机理的研究, 指出采用计算模拟结合试验的研究方法, 有可能从本质上揭示复合改性层与原子氧的作用机理, 从而促进原子氧防护材料与防护技术的研究发展。     

航天器柔性附件对整器固有振动特性影响因素及规律分析

介绍快速求解含大型柔性附件航天器系统模态的结构动力学方法,通过对多个柔性结构模型缩聚大幅度缩减自由度,集成MATLAB与NASTRAN进行联合仿真分析。遍历附件所有可能工作姿态的系统模态,大幅提高系统模态计算效率。通过该快速求解方法进行仿真实例分析,阐明航天飞行器的系统构型、柔性附件转动角度、本体与柔性附件质量惯量比三方面对柔性附件约束模态与系统模态影响规律。     

大偏心率远距离航天器编队飞行设计

为寻求适用于大偏心率远距离航天器编队设计的方法,摒弃了简化航天器相对运动非线性微分方程的传统思路,致力于简化该微分方程的解析解。首先,在同周期假定前提下,由运动学得到了椭圆轨道航天器相对于圆轨道航天器运动的封闭解析解,然后将其展开成傅立叶级数,证明了在特定条件下,单倍频项是最主要的,从而导出了编队飞行设计的新公式。最后以空间圆形编队设计为例,阐明了利用新公式进行编队设计的步骤,并用精确的数值计算验证了设计结果的正确性。与C-W方法和一般轨道参数设计方法相比,推导过程中并未采用小偏心率近距离假定,因此导出的新公式可适用于大偏心率远距离航天器的编队设计。     

一种新型电涡流阻尼器及阻尼性能研究

基于电涡流原理提出一种新型的可用于航天器振动被动抑制的电涡流阻尼器。首先,依托数值仿真建立阻尼器的磁场和力学有限元分析模型,对阻尼器的性能进行分析计算。其次,在振动测试实验台上进行阻尼特性测试,获得了小位移0.1 mm、大位移1 mm下的1 Hz～50 Hz频率范围内正弦激励作用工况下的阻尼系数。然后根据Bouc-Wen滞回模型建立了阻尼器的力学模型,研究了负载、阻尼器结构、交变洛仑兹力之间的关系。研究结果表明这种新型的电涡流阻尼器在外载激励作用下能够输出与仿真结果较为接近的阻尼力,且阻尼系数随激励频率变化具有明显的规律性,根据仿真和实验结果建立的阻尼力力学模型可以很好地用于电涡流阻尼器的力学特性仿真分析。     

航天器姿态机动的自适应鲁棒控制及主动振动抑制

针对航天器在进行姿态机动时挠性附件的主动振动控制问题,提出一种基于自适应鲁棒方法和 理论相结合的控制方案。为有效地进行振动抑制,主动振动控制器采用 状态反馈理论,并且设计时充分考虑由于忽略挠性附件模型高阶模态所带来的结构不确定性,保证振动的快速衰减和方法的鲁棒性。同时,采用自适应鲁棒方法设计姿态控制器,有效地降低干扰和转动惯量不确定性对系统性能的影响,并采用Lyapunov方法分析系统的稳定性。最后,数字仿真结果说明,本文提出的方法是合理和有效的。     

基于解析模态分解和希尔伯特变换的模态参数辨识新方法

针对航天器结构低频、密频的模态参数辨识问题,提出一种将解析模态分解(AMD)与希尔伯特变换(HT)相结合的模态辨识方法(AMD+HT),根据结构上任意一点的脉冲响应信号,对系统结构的频率和模态阻尼比进行参数识别。以箱型卫星模型为例,分别对固定状态下卫星帆板和卫星整体结构的低阶模态进行模态辨识,并与LMS数据采集系统分析结果和ANSYS有限元仿真结果对比,验证了该方法对低频、密频结构模态辨识的正确性和优越性。     

一种薄膜材料电阻率测试用环形电极设计

针对航天器用高电阻率薄膜材料的电阻率测试问题进行了研究。通过对现有高阻值电阻率测试环形电极设计方法进行仿真理论分析,结合数学模型推导,提出了一种环形电极有效测试宽度及尺寸设计取值方法,并制成薄膜材料测试用环形电极装置。通过实验实现了航天器用薄膜材料表面电阻率和体电阻率测量,相对示值误差可控制在9%范围内;该装置可应用于体积电阻率在105~1018Ω·cm的航天器用复合材料电阻率的测试。     

Study on the global chaotic dynamics and control of liquid-filled spacecraft with flexible appendage

This paper investigates the global chaotic attitude dynamics and control of completely viscous liquid-filled spacecraft with flexible appendage. The focus in this paper is on the way in which the dynamics of the liquid and flexible appendage vibration are coupled. The equations of motion are derived and then transformed into a form suitable for the application of Melnikov’s method. Melnikov’s integral is used to predict the transversal intersections of the stable and unstable manifolds for the perturbed system. An analytical criterion for chaotic motion is derived in terms of the system parameters. This criterion is evaluated for its significance to the design of spacecraft. In addition, the Melnikov criterion is compared with numerical simulations of the system. Numerical solutions to these equations show that the attitude dynamics of liquid-filled flexible spacecraft possesses characteristics common to random, non-periodic solutions and chaos. This paper demonstrated that the desired final polarity control is guaranteed by using a pair of thruster impulses. The control strategy for a reorientation maneuver is designed and the numerical simulation results are presented for both the uncontrolled and controlled spin transition.     

航天器太阳帆板伸展过程最优控制的粒子群优化算法

讨论航天器太阳帆板伸展过程中航天器姿态运动的最优控制问题。利用多体动力学方法导出带太阳帆板航天器姿态运动方程。在系统角动量为零的情况下,带太阳帆板航天器系统的姿态运动控制问题可转化为无漂移系统的非完整运动规划问题。在非完整运动规划中引入粒子群优化算法,通过控制太阳帆板伸展运动可同时获得航天器姿态的期望位形。数值仿真表明,该方法对太阳帆板伸展过程中航天器主体姿态控制是有效的。