CORS基站周跳探测与修复方法

针对在CORS系统初始化后,周跳的出现将严重影响移动用户定位精度,CORS网中基站坐标已知,可精确预报对流层、电离层等系统误差,以及整周模糊度确定的特点,分析了周跳对双差模型的影响,通过分析普通卫星产生的周跳仅对一个双差观测方程产生影响,可以作为粗差,参考卫星的周跳会引入所有观测方程,从而对模型产生系统性误差,进而提出了使用附有系统参数的抗差估计方法,对CORS基站中的载波观测值进行整体平差,根据改正数V判断普通卫星的周跳,根据系统参数x2判断参考卫星的周跳。实验表明,该方法能将所有可见卫星进行整体的周跳探测,并且能实现高度角低于10°时的周跳探测和修复。     

绳系子星推力分析及优化

讨论释放、回收子星中间阶段动力学。针对此段重力梯度小，开 子星在线推力器，本文首先建立系统力学模型，对非线性运动方程运用现代控制理论得到减少卫星摆动的推力变化规律，算例表明所提方法的有效性。     

飞机网式拦阻系统动力学分析

介绍了飞机拦阻网系统的工作原理,并通过对系统各构件的受力特点分析,建 立了飞机在拦阻过程中的动力学模型,从理论上得出了在拦阻网工作过程中飞机速度随位 移衰减的关系式,同时可估算飞机滑行距离和网绳拉力.     

黎曼位形空间中约束多体系统的动力学分析

在黎曼位形空间中研究了约束多体系统的动力学问题．通过对约束矩阵的奇异值分解和修正的Ｇｒａｍ Ｓｃｈｍｉｄｔ过程构造了系统流形的法向和切向子空间的正交归一化基，将系统的动力学方程沿这双基进行投影，得到了求系统动力学响应的新型公式，给出了其数值分析的一种方法，并举了算例．     

飞网抛射过程母卫星姿态干扰分析与姿态控制

空间飞网是一种新型的空间碎片或漂浮物回收装置. 飞网抛射过程会对母体卫星产生较大的干扰,影响卫星的姿态稳定,因此需要设计具有抗干扰能力的控制律来保证卫星姿态的稳定. 针对空间飞网直接抛射展开过程,分析了影响飞网抛射效果的主要因素,并建立了飞网发射所产生的干扰力矩模型. 针对卫星的控制要求,建立了卫星姿态控制系统的模型,设计了滑模变结构控制器,并给出数学推导过程. 最后,通过仿真对姿态干扰及控制器控制性能进行了分析研究,结果表明,设计的控制器能够保证卫星的稳定,满足设计指标要求.     

THE CONTROL OF MEGA-CONSTELLATION AT LOW EARTH ORBIT BASED ON TLE

近几年来,美国SpaceX, OneWeb等创新型企业纷纷计划打造低轨巨型卫星星座,引发卫星互联网的发展热潮。本文利用公开的两行轨道根数(two-line element, TLE)对国外星座控制策略进行分析,重点分析了铱星、一网、星链星座的控制规律。通过相对相位偏差分析,反演得到星座中不同卫星之间的平半长轴差,避免了小控制量条件下难以通过平半长轴判断卫星是否进行了轨控的问题。获得了国外星座控制频次和控制精度等重要信息,所得结论能够为我国未来互联网星座的建设提供参考。     

基于TLE的低轨巨星座控制研究

近几年来,美国SpaceX, OneWeb等创新型企业纷纷计划打造低轨巨型卫星星座,引发卫星互联网的发展热潮。本文利用公开的两行轨道根数(two-line element, TLE)对国外星座控制策略进行分析,重点分析了铱星、一网、星链星座的控制规律。通过相对相位偏差分析,反演得到星座中不同卫星之间的平半长轴差,避免了小控制量条件下难以通过平半长轴判断卫星是否进行了轨控的问题。获得了国外星座控制频次和控制精度等重要信息,所得结论能够为我国未来互联网星座的建设提供参考。     

航天器动力学与控制的研究进展与展望

开展航天器动力学与控制的研究在航天技术的发展中起到举足轻重的作用, 其目的在于发展有效的方法促使航天器在各阶段平稳可靠地运行. 航天器技术发展迅速, 其形式日趋多样化, 功能与构造日趋复杂,已经向大型空间站、微小卫星、深空探测等方向发展. 航天器结构表现出多耦合、非线性、极端外界环境, 以及大尺度柔性结构等特征, 由此激发起航天器动力学与控制领域各方向的深入研究. 航天器动力学与控制的研究方法覆盖理论分析、数值仿真, 以及实验模拟等诸多方面, 研究内容十分丰富. 本文概括介绍了近年来航天器动力学与控制研究方面的发展状况, 综述了跨航天器动力学与控制、航天器系统级动力学与振动控制、航天器部件级动力学与振动控制等航天领域中的若干基础问题. 内容主要集中于航天领域中不同应用范围、不同层次结构的航天器动力学模型的建立和动力学响应与振动控制的研究方法及已取得的成果. 最后, 提出了该领域中值得进一步考虑的科学问题及未来的发展方向.      

DGPS车载导航系统中基准站坐标的测定

在简要介绍了DGPS基准站控制网建立的特点及作业流程后，着重讨论了此类GPS控制网建立过程中几个主要技术问题的解决方法，即用坐标转移法进行偏心观测、用尺度强制约束法或投影面重新选择法处理投影变形和内业平差。工程实践表明，上述问题的有效解决对DGPS基准站坐标的准确测定发挥了良好的技术支撑作用。     

万有引力场中带弹性轴双自旋卫星的姿态稳定性

本文研究由主刚体、转子及以弹性轴连接的刚性矩形平板组成的带弹性轴双自旋卫星在万有引力场中的姿态运动。用Ｌｉａｐｕｎｏｖ直接方法判断双自旋卫星在轨道坐标系内相对平衡的稳定性，导出稳定性充分条件。讨论弹性轴及刚性平板的几何和质量几何、弹性轴扭转刚度、转子转速等因素对卫星姿态稳定性的影响。     

The study of surface dust concentration of satellite in fairing separation

The explosion process is usually used for satellite releasing during fairing separation.Explosion products are not allowed to be leaked from the detonating tube connecting two parts of the fairing during the fairing separation process.This paper predicts the contamination of the explosion products falling on the satellite surface during fairing separation on the ground and in space in case of the computer simulation by using the theory of explosion gaseous dynamics and the basic theory of aerosol mechanics.     

Dynamic loading and stress life analysis of permanent space station modules

Some methodological approaches to solving several key problems of dynamic loading and structural strength analysis of Permanent Space Station (PSS)modules developed on the basis of the working experience of Soviet and Russian PSS and the International Space station (ISS) are presented. The solutions of the direct and semi-inverse problems of PSS structure dynamics are mathematically stated. Special attention is paid to the use of the results of ground structural strength tests of space station modules and the data on the actual flight actions on the station and its dynamic responses in the orbital operation regime. The procedure of determining the dynamics and operation life parameters of elements of the PSS modules is described.     

Orbit and attitude control of spacecraft formation flying

Formation flying is a novel concept of distributing the functionality of large spacecraft among several smaller, less expensive, cooperative satellites. Some applications require that a controllable satellite keeps relative position and attitude to observe a specific surface of another satellite among the cluster. Specially, the target space vehicle is malfunctioning. The present paper focuses on the problem that how to control a chaser satellite to fly around an out-of-work target satellite closely in earth orbit and to track a specific surface. Relative attitude and first approximate relative orbital dynamics equations are presented. Control strategy is derived based on feedback linearization and Lyapunov theory of stability. Further, considering the uncertainty of inertia, an adaptive control method is developed to obtain the correct inertial ratio. The numerical simulation is given to verify the validity of proposed control scheme.     

带有姿态的绳系航天器混沌运动实验研究

利用地面物理仿真平台研究了绳系航天器的混沌动力学行为. 首先, 根据天地动力学相似原理, 通过对卫星仿真器施加喷气力和动量轮力矩来模拟空间动力学环境, 提出了两种等效方案, 给出了它们各自适用的实验工况. 数值结果表明, 在轨绳系航天器在一定的参数条件下系绳摆动为周期或概周期运动、航天器姿态发生混沌运动. 物理仿真验证了等效方案的有效性, 揭示了绳系航天器的混沌运动特征, 表明在阻尼力矩的作用下可以避免绳系航天器混沌运动的发生.      

广义双剪粘弹塑性本构模型在渤海海冰动力学中的应用

在连续介质力学基础上建立了一个广义双剪粘弹塑性海冰动力学本构模型。该模型在海冰屈服前采用Kelvin-Vogit粘弹性模型,考虑中间主应力和静水压力对海冰屈服的影响选用广义双剪应力屈服准则作为海冰屈服判据,屈服后采用相关联的正则流动法则。采用该本构模型对渤海海冰动力过程进行了48小时数值模拟,讨论了辽东湾海冰的厚度、密集度、冰速和主应力的分布规律,其中海冰厚度分布与卫星遥感资料符合良好,从而有效地验证了该广义双剪粘弹塑性本构模型在海冰动力学中的可靠性。     

空间机械臂捕获卫星过程的碰撞动力学模拟及镇定运动的鲁棒控制

讨论了漂浮基空间机械臂捕获未知运动目标卫星的接触碰撞动力学建模和接触碰撞后系统镇定运动的控制问题。利用第二类拉格朗日方法和牛顿-欧拉法分别建立了接触碰撞前漂浮基空间机械臂和目标卫星两分体系统的动力学模型;以此为基础借助于空间机械臂与目标卫星接触点间的运动几何关系、力传递关系,计算了接触碰撞所产生的影响效应;捕获卫星后,联立空间机械臂与卫星接触碰撞前的动力学模型,建立了接触碰撞后两系统组合体动力学模型;并设计了增广鲁棒控制算法,以对受碰撞冲击后处于不稳定的组合体系统进行镇定运动控制。上述控制方法能应用于空间机械臂载体位置不受控情况,并能使组合体系统控制方程关于卫星不确定参数呈线性化关系。最后,利用数值仿真模拟捕获过程系统运动状态,验证了上述鲁棒控制镇定运动的效果。     

Optimal control of the deployment (and retrieval) of a tethered satellite under small initial disturbances

The deployment and retrieval processes of satellites from a space station are demanding tasks during the operations of tethered satellite systems. The satellite should be steered into its working state within a reasonable amount of time and without too much control efforts. For the pure in-plane oscillation we have found time-optimal solutions with bang–bang control strategy for the deployment and retrieval process. In our working group we have also investigated different stabilization methods of the vertical equilibrium configuration, for example parametric swing control and chaotic control. In this article we concentrate on the final stage of the operation, when the oscillations around the vertical configuration should be brought to halt. While this task is quite simple for a motion of the satellite in the orbital plane, it is considerably more difficult, if the satellite has been perturbed out of that plane. We first analyze the control for a purely out-of-plane oscillation, which is governed by a Hamiltonian Hopf bifurcation, and then investigate the combined control for the spatial dynamics. Using a center manifold ansatz for the in-plane oscillations, we can show, that it is possible to diminish the oscillations of the tethered satellite in both directions, but the decay is extremely slow.     

Impact dynamics analysis of free-floating space manipulator capturingsatellite on orbit and robust adaptive compound controlalgorithm design for suppressing motion

The impact dynamics, impact effect, and post-impact unstable motion sup- pression of free-floating space manipulator capturing a satellite on orbit are analyzed. Firstly, the dynamics equation of free-floating space manipulator is derived using the sec- ond Lagrangian equation. Combining the momentum conservation principle, the impact dynamics and effect between the space manipulator end-effector and satellite of the cap- ture process are analyzed with the momentum impulse method. Focusing on the unstable motion of space manipulator due to the above impact effect, a robust adaptive compound control algorithm is designed to suppress the above unstable motion. There is no need to control the free-floating base position to save the jet fuel. Finally, the simulation is proposed to show the impact effect and verify the validity of the control algorithm.     

镁单晶变形行为的原子模拟

应用分子动力学方法模拟镁单晶在单向拉伸作用下的力学性能和微观结构演化过程.不同应变和不同温度下的模拟结果中都观测到{1011},{1012}型李晶.表明这两种孪晶是镁单晶拉伸变形的主要机制.其中{1012}型挛晶的产生伴随新晶粒生成,并且随应变增加孪晶的数量增加.此外,随着温度的增加,原子热激活效应显著.镁单晶的最大弹性形变减小,最大应力值亦变小.     

深空探测自主导航技术综述

深空探测自主导航技术在减少地面测控负担, 提高探测器的生存能力和扩展探测器的特殊应用潜力等方面具有独特的优势, 自主导航在国外的深空探测活动中已经成功验证并逐步开始在实际任务中应用, 未来的自主导航技术将成为深空探测技术发展的一种必然趋势. 由于我国测控资源有限, 在我国的深空探测规划中, 发展自主导航技术将显得更为重要. 在我国即将开展火星和小行星探测计划的背景下, 本文综述了国外深空探测自主导航技术研究状况, 以及在一些探测任务中的试验和应用情况, 并对每个探测活动进行了简要概括;其次, 本文调研了国外自主导航系统中所采用的光学敏感器设备;最后, 结合"深空1号"任务巡航段基于小行星的光学自主导航, 分析提出了深空探测自主导航中需要掌握的关键技术, 并对相应的技术在国内外研究情况进行了总结.