中国空间科学技术

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航天器振动试验力限条件设计半经验方法

李正举, 马兴瑞, 韩增尧

2011 (1): 1-7. doi: 10.3780/j.issn.1000-758X.2011.01.001

摘要 ( 4710 )

PDF(372KB) ( 2779 )

力限振动试验可以缓解传统加速度控制振动试验在试验件共振频率处产生的振动“过试验”现象。计算力限条件是进行力限振动试验的前提。介绍了力限振动试验的基本原理，给出了计算力限条件的基本过程，采用二自由度系统模型详细推导了半经验系数的计算方法，基于此方法计算了某航天器有效载荷力限随机振动试验的力限条件。结果显示，该方法可合理确定力限振动试验的力限条件。

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精确动力学模型下的火星探测轨道设计

陈杨, 赵国强, 宝音贺西, 李俊峰

2011 (1): 8-15. doi: 10.3780/j.issn.1000-758X.2011.01.002

摘要 ( 5397 )

PDF(479KB) ( 3012 )

首先在二体意义下采用粒子群优化算法（PSO）求解Lambert问题，确定发射窗口和二体地火转移轨道。使用圆锥曲线拼接法设计地心停泊轨道、逃逸轨道，并作为轨道精确设计的初值，以建立在火星的B平面参数和地火转移时间为约束，在精确动力学模型下进行微分迭代修正，最终得到满足约束的精确轨道。将设计轨道在STK软件中仿真，结果吻合。

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输入受限的编队卫星分布式姿态协同控制

张保群, 宋申民, 陈兴林

2011 (1): 16-24. doi: 10.3780/j.issn.1000-758X.2011.01.003

摘要 ( 4031 )

PDF(470KB) ( 2542 )

研究了跟踪时变参考姿态情况下的编队飞行卫星协同控制问题，提出了一种非线性饱和的分布式协同控制器。在控制器中引入了一个双曲正切函数向量，保证了连续控制输入的有界性。采用Barbalat引理对姿态跟踪情况下闭环协同控制系统的稳定性进行了分析，得出了系统渐近稳定的结论。通过对各种条件下的仿真，验证了算法的有效性，并确立了编队卫星信息流图的拓扑结构和控制器增益等因素与暂态过程中相对姿态保持性能的关系。

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载人运输飞船多模式和姿态的外热流

卢威, 黄家荣, 钟奇

2011 (1): 25-32. doi: 10.3780//j.issn.1000-758X.2011.01.004

摘要 ( 3514 )

PDF(483KB) ( 2248 )

在理论分析的基础上，建立了飞船外热流分析模型，解算出不同飞行姿态和模式下的外热流，分析得到外热流变化规律，得出极端外热流工况。分析结果表明：当姿态为三轴稳定时，外热流随受晒因子增大而增加；由三轴稳定转为偏航机动后外热流突然减小，且随受晒因子增大而减小。

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空间交会目标航天器相位调整策略

张进, 黄海兵, 王为, 汤溢

2011 (1): 33-41. doi: 10.3780/j.issn.1000-758X.2011.01.005

摘要 ( 4985 )

PDF(447KB) ( 2633 )

目标航天器相位调整机动的目的是为交会对接任务做准备，是一个非固定时间交会问题。从调相的基本原理出发，分析了大气阻力、升交点赤经漂移及轨道误差对相位角的影响，并将这些参数用于改进冲量对相位角影响的估算公式。将估算公式与数值积分相结合，从摄动轨道机动参数计算、调相方向选取与机动圈次选择三个方面改进相位调整策略。仿真结果表明：提出的相位调整策略可以稳定高效地获得摄动轨道机动参数，能够满足终端精度要求，相对于直接根据相位角偏差正负来选择调相方向的策略可以节省推进剂消耗。

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椭圆轨道相对动力学状态转移矩阵

岳晓奎, 苑云霞

2011 (1): 42-47. doi: 10.3780/j.issn.1000-758X.2011.01.006

摘要 ( 4816 )

PDF(283KB) ( 3110 )

针对已有研究的不足，给出了更加便于理论分析和工程应用，并具有普遍适用性的状态转移矩阵的一种新形式。基于Lawden方程推导了以三维空间中位置-速度表示的状态转移矩阵元素的具体表达式，并将其由角域变换到时域,得到了表示真实位置速度的状态转移矩阵,通过初等变换可以从该矩阵得到任意需要的形式。仿真结果表明了状态转移矩阵的有效性，可将其用于任意偏心率椭圆轨道的三维轨道交会、轨道修正、编队队形设计及控制问题。

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基于线性协方差方法的交会对接误差分析

王大鹏, 刘育强, 陈绍龙, 刘永健

2011 (1): 48-55. doi: 10.3780/j.issn.1000-758X.2011.01.007

摘要 ( 3985 )

PDF(486KB) ( 2605 )

将线性协方差分析方法和蒙特卡罗仿真相结合，按交会任务和飞行特征把交会过程分为变轨飞行、自由飞行和中途速度修正三种特征段，研究了状态误差的传播规律和交会过程中各种误差对交会对接精度的影响。在变轨飞行段，分析了追踪航天器的姿态误差、控制系统性能状态估计误差，以及目标航天器轨道摄动对状态误差传播的影响。在自由飞行段，分析了追踪航天器估计状态误差的先验值和测轨误差对状态误差传播的影响。在中途速度修正段，分析了追踪航天器姿态误差和控制系统性能误差对状态误差传播的影响。仿真结果表明，误差分析方法设计合理，可以指导交会对接的轨道设计工作，能对已经设计好的交会策略进行误差分析和设计验证。

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载人飞船某连接分离机构的可靠性验证试验方法

刘志全, 孙国鹏, 宫颖

2011 (1): 56-61. doi: 10.3780/j.issn.1000-758X.2011.01.008

摘要 ( 4289 )

PDF(406KB) ( 2424 )

论述了载人飞船某连接分离机构的功能、工作原理和主要故障模式，确定了该连接分离机构的可靠性特征量。基于计量型可靠性试验的基本思路，提出了该连接分离机构的可靠性试验方法，包括试验方法选择、试验件状态及试验条件的确定、试验程序、故障判据和可靠性评估方法；给出了应用示例，为载人飞船连接分离机构的可靠性验证提供了技术参考途径。

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星载辐射计扫描镜太阳辐射热-结构建模与仿真

游思梁, 陈桂林, 王淦泉

2011 (1): 62-69. doi: 10.3780/j.issn.1000-758X.2011.01.009

摘要 ( 4181 )

PDF(646KB) ( 2503 )

三轴稳定卫星平台搭载的光学有效载荷都存在午夜太阳辐射干扰问题，由此产生的热变形效应对光学系统的成像品质影响显著。采用复杂外热流近似建模技术，以及多软件耦合有限元仿真方法，以FY-4卫星的扫描辐射计为应用背景，研究了昼夜太阳辐射对星载辐射计扫描镜产生的热效应，并对不同热设计条件下的工况进行了对比分析。分析结果显示：扫描镜侧面及背面的热控涂层选取对其热变形有重要影响，但是仅仅通过热设计解决温度波动和热变形的矛盾是不够的，需要通过改进扫描镜的材料和优化光机结构加以改善。

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星载GNSS确定GEO卫星轨道的积分滤波方法

柳丽, 董绪荣, 郑坤, 王威

2011 (1): 70-75. doi: 10.3780/j.issn.1000.758X.2011.01.010

摘要 ( 3967 )

PDF(315KB) ( 2767 )

采用星载全球导航卫星系统（GNSS）确定地球静止轨道（GEO），以解决目前应用星载全球定位系统(GPS)时导航卫星可见性差的问题。以风云卫星为例，分析了未来的GNSS相对于GEO卫星的可见性，针对GEO轨道上导航接收机采样间隔较长的问题，综合轨道积分和卡尔曼滤波方法的优点，提出了确定GEO卫星轨道的积分滤波方法。并利用STK软件仿真产生所需数据，用MATLAB对提出的算法编程并进行仿真验证，结果表明，提出的方法性能优越，定轨精度较高。

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绳系微小卫星的旋转编队飞行

陈志明, 刘海颖, 王惠南, 冯成涛

2011 (1): 76-83. doi: 10.3780/j.issn.1000-758X.2011.01.011

摘要 ( 4702 )

PDF(451KB) ( 2509 )

针对三星编队飞行问题，提出一种绳系控制方法，在自旋刚体卫星的平衡分析的基础上，建立了Thomson和LikinsPringle平衡构形的绳系三星编队模型，通过对编队系统的稳定性分析得到了两种构形下的稳定条件，并给出了三种控制策略用以解决Likins-Pringle构形不能满足平衡条件的问题。最后经过仿真验证了理论分析的正确性，并对三种控制策略进行了检验，结果表明Thomson构形无须辅助手段，在满足特定条件下可以稳定运行，Likins-Pringle构形采用弹簧系统和喷气辅助绳系控制时满足特定条件也可以稳定运行。

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