导读:本文包含了在轨分离论文开题报告文献综述及选题提纲参考文献，主要关键词:航天器,在轨分离,通用性设计
在轨分离论文文献综述
盛瑞卿,陈春亮,邢卓异,白崇延[1]（2018）在《一种通用的航天器在轨分离设计方法》一文中研究指出随着空间探测任务的多样化和复杂化,利用单个航天器的多舱段实现多任务、多目标探测已成为航天技术的发展趋势。通常情况下,舱段分离信号将触发航天器的后续自主控制,直接影响航天器的自身安全和后续任务执行。本文从保证分离信号可靠和分离过程安全的角度提出了一种典型的分离信号配置与通用的分离信号触发控制逻辑,并建立了航天器在轨分离安全性数学模型。该模型和逻辑控制方法经过仿真分析和实际在轨飞行任务验证,确认了方法的可行性和正确性,可以作为后续航天任务的参考。(本文来源于《深空探测学报》期刊2018年04期）
蒋青锋[2]（2018）在《飞行器在轨分离特性气浮式地面验证系统研制》一文中研究指出随着航天技术的快速发展,航天任务的类型日益复杂,飞行器在轨分离方式呈现多样化,飞行器在轨分离特性直接影响着航天任务的成败。飞行器在轨分离试验不仅效率低,而且成本极高。因此在地面开展飞行器在轨分离特性分析与评价有着重要意义。本文以某型飞行器在轨分离为工程背景,以飞行器在轨分离特性为研究对象。针对飞行器在轨分离特性分析与评价问题,运用理论分析与试验研究相结合的方法展开了系统的研究。首先针对飞行器在轨分离特性分析与评价问题,提出了一套完善的评价指标。对飞行器在轨分离特性展开分析,建立了分离特性评价指标与飞行器受力状态之间的联系。以飞行器在轨分离特性地面验证系统的功能需求为线索,寻求能实现其功能需求的方案,并开展多方案设计。根据方案优选的评价指标对多方案展开分析,最后优选获得能满足功能需求的最优方案。其次针对飞行器在轨分离特性地面验证系统的研制问题展开。通过飞行器模拟系统研制,实现了对10kg~25kg典型飞行器质量特性的模拟功能。通过气浮支撑系统研制,实现了对微重力环境与低阻力环境的模拟功能。通过检测与分析系统研制,实现了对飞行器模拟系统运动状态检测的功能,并建立了观测量与分离特性评价指标的联系。通过辅助系统研制,实现了对飞行器模拟系统连接与缓冲的功能。最后运用ADAMS软件对飞行器在轨分离特性气浮式地面验证系统展开了动力学仿真分析,为试验研究中参数设置提供了依据。运用叁点支撑法、叁线摆法对飞行器模拟系统的质量、质心位置、绕指定轴的转动惯量特性进行检测,检测结果表明飞行器模拟系统各项指标均满足设计要求。开展飞行器在轨分离特性气浮式地面验证试验研究,完成了对飞行器模拟系统分离特性的检测与评价,实现了对压紧释放系统与气浮支撑系统性能的评价,达到了通过地面验证试验分析飞行器在轨分离特性的研究目标。(本文来源于《哈尔滨工业大学》期刊2018-06-01）
蒋超,王兆魁,张育林[3]（2015）在《筒式偏心在轨分离角速度抑制方法》一文中研究指出筒式偏心在轨分离是一类特殊的在轨分离问题,小卫星偏心安装而产生的分离力矩将导致分离角速度,进而影响小卫星的分离指向精度,甚至导致释放平台姿态失稳。而常规的姿态大角速度机动、姿态快速稳定控制方法难以在小卫星出筒前的极短时间内完成分离角速度抑制。因此,进行了卫星筒式偏心在轨分离动力学分析,基于分离角速度的产生,提出了抑制分离姿态干扰的前馈控制力矩法和角速度预偏置法。在此基础上,推导了关键控制参数的近似计算公式,给出了控制量的优化求解方法,并分析了控制干扰因素对抑制结果的影响。最后,通过仿真算例分析,对比验证了两种抑制方法的有效性,并给出了其工程应用的建议。(本文来源于《航空学报》期刊2015年10期）
周伟,杨萱,杨华[4]（2015）在《一种用于纳型卫星在轨分离释放装置的设计》一文中研究指出针对纳型卫星分离载荷的在轨分离释放需求,给出弹簧式分离释放装置的设计方案,解决国际上的商用现货产品不适用于这种非标准质量体积比的纳型卫星的问题.设计的分离释放装置能承载体积6 U(1 Unit即1 dm3体积),质量10 kg的分离载荷.由设计要求出发,给出包括中心承力构架、分离释放机构和对接环的方案,进行结构模态分析和过载分析.最后给出两两对称分离的在轨分离释放过程.结构设计结果表明该方案能满足一般的运载发射要求.该设计为任务的实施提供了有效可行的解决方案.(本文来源于《空间控制技术与应用》期刊2015年01期）
张鹏,王文博,韩景龙[5]（2014）在《空空导弹发射在轨段分离安全性研究》一文中研究指出对于载机机动环境中顺序离轨分离的空空导弹,导弹发射中在轨段弹架分离涉及导弹发动机和载机安全,其分离安全分析是导弹结构强度设计中必须解决的关键技术问题。本文采用MSC.Dytran软件,对导弹的轨上运动过程以及导弹结构动力强度进行了系统建模和仿真分析,为导弹发射中在轨段分离安全提供了一种有效的解决途径。(本文来源于《航空兵器》期刊2014年06期）
张华,肖余之[6]（2014）在《空间对接机构在轨连接分离动力学仿真研究》一文中研究指出两空间飞行器在空间零重力环境下需要实现空间的多次对接和分离,为保证空间飞行器的下一次再次成功对接,需要空间飞行器在上一次分离时满足一定的分离速度、姿态角和姿态角速度。空间飞行器在空间零重力状态下具备六个自由度,在地面上由于重力的存在无法释放垂直于地面的平动自由度,因此难以通过地面全物理模型来模拟空间实际的分离过程。为此,建立了空间对接机构的分离动力学仿真数字模型,通过该动力学模型来研究两飞行器在零重力空间环境下的分离过程和运行规律,辨识空间对接机构的主要设计参数对两飞行器分离过程中运动特性的影响,为参数设计提供创新性指导和理论支撑,解决在轨分离过程中飞行器角速度及姿态过大等设计难题。同时依据仿真确定的设计参数开展工况覆盖性分析,验证设计参数的有效性和合理性,为后续工程实践奠定有力基础。(本文来源于《系统仿真学报》期刊2014年04期）
赵刚练,姜毅,陈余军,刘冬[7]（2014）在《挠性航天器在轨分离冲击缓冲模糊滑模控制研究》一文中研究指出为降低在轨分离冲击载荷对挠性航天器的影响,进行了基于磁流变阻尼缓冲器(Magneto-rheological)的减振研究,将磁流变阻尼缓冲器应用于航天器冲击减振。基于有限元和Lagrange方法,建立了发生大范围运动的挠性航天器状态模型,采用趋近律滑模控制算法控制阻尼器输出,并提出一种二维模糊控制方法控制趋近系数来提高系统的动态品质,同时抑制趋近律中切换项导致的抖振现象。数值计算表明,采用此方法控制的磁流变阻尼缓冲装置显着降低了冲击载荷对基座的影响,并有效抑制了抖振现象,减弱了基座与挠性附件之间的运动耦合,使挠性附件的速度、加速度变化更为平稳。此控制方法较传统滑模控制能更好地跟踪输出值,且有较好的稳态输出值。(本文来源于《固体火箭技术》期刊2014年05期）
赵刚练,姜毅,陈余军,董晓彤[8]（2013）在《考虑导轨间隙的在轨分离动力学计算方法》一文中研究指出传统在轨分离载荷动力学分析未考虑实际导轨的实时接触,无法准确分析分离时刻载荷的速度和角速度.针对半圆形双导轨,研究了空间导轨与定向器接触的特点及形式,基于分离装置的几何构型提出了一种确定发生相对轴向运动时导轨与定向器潜在接触对的方法,所提方法考虑了载荷轴线与导轨轴线的空间夹角,保证了分离后期接触检测的准确性,并可推广至多导轨接触计算.基于Lankarani与Nikravesh的连续接触力模型计算法向碰撞力,采用修正的Coulomb模型计算切向摩擦力.最后对飘浮基挠性航天器在轨分离载荷模型进行数值分析,验证了方法的有效性.结果表明导轨间隙增大了接触碰撞力,且随间隙的增大垂直于载荷分离方向的速度和角速度增大,导轨间隙使基座的转动与挠性附件强烈耦合,对航天器的稳定性造成影响.(本文来源于《力学学报》期刊2013年06期）
韩飞,梁彦,漆全,齐乃明,夏齐[9]（2013）在《航天器在轨分离运动与控制地面模拟试验系统》一文中研究指出本文主要对航天器在轨分离运动与控制地面模拟试验系统进行了设计与实现。试验系统依托于气悬浮零重力平台、卫星运动模拟器和地面测量系统等部分组成,所设计的试验方法实现了对航天器在轨分离装置的有效性和主要性能指标验证,可为组合体飞行技术、自主交会对接机构分离技术等提供地面试验技术支撑。(本文来源于《第叁十二届中国控制会议论文集（F卷）》期刊2013-07-26）
舒陶[10]（2012）在《空空导弹单吊挂在轨分离安全分析》一文中研究指出单吊挂在轨的分离安全分析是采用轨式发射的空空导弹系统总体设计的重要内容之一,其分析主要包括弹体干涉分析和吊挂阻滞分析。文中对基于允许值的空空导弹单吊挂在轨的分离安全分析方法进行了介绍,阐明影响单吊挂在轨段分离安全的因素,提出解决措施,最后以某型导弹为例进行了分析。文中的方法可为弹架分离安全性设计提供参考。(本文来源于《弹箭与制导学报》期刊2012年05期）
在轨分离论文开题报告
（1）论文研究背景及目的
此处内容要求：
首先简单简介论文所研究问题的基本概念和背景，再而简单明了地指出论文所要研究解决的具体问题，并提出你的论文准备的观点或解决方法。
写法范例：
随着航天技术的快速发展,航天任务的类型日益复杂,飞行器在轨分离方式呈现多样化,飞行器在轨分离特性直接影响着航天任务的成败。飞行器在轨分离试验不仅效率低,而且成本极高。因此在地面开展飞行器在轨分离特性分析与评价有着重要意义。本文以某型飞行器在轨分离为工程背景,以飞行器在轨分离特性为研究对象。针对飞行器在轨分离特性分析与评价问题,运用理论分析与试验研究相结合的方法展开了系统的研究。首先针对飞行器在轨分离特性分析与评价问题,提出了一套完善的评价指标。对飞行器在轨分离特性展开分析,建立了分离特性评价指标与飞行器受力状态之间的联系。以飞行器在轨分离特性地面验证系统的功能需求为线索,寻求能实现其功能需求的方案,并开展多方案设计。根据方案优选的评价指标对多方案展开分析,最后优选获得能满足功能需求的最优方案。其次针对飞行器在轨分离特性地面验证系统的研制问题展开。通过飞行器模拟系统研制,实现了对10kg~25kg典型飞行器质量特性的模拟功能。通过气浮支撑系统研制,实现了对微重力环境与低阻力环境的模拟功能。通过检测与分析系统研制,实现了对飞行器模拟系统运动状态检测的功能,并建立了观测量与分离特性评价指标的联系。通过辅助系统研制,实现了对飞行器模拟系统连接与缓冲的功能。最后运用ADAMS软件对飞行器在轨分离特性气浮式地面验证系统展开了动力学仿真分析,为试验研究中参数设置提供了依据。运用叁点支撑法、叁线摆法对飞行器模拟系统的质量、质心位置、绕指定轴的转动惯量特性进行检测,检测结果表明飞行器模拟系统各项指标均满足设计要求。开展飞行器在轨分离特性气浮式地面验证试验研究,完成了对飞行器模拟系统分离特性的检测与评价,实现了对压紧释放系统与气浮支撑系统性能的评价,达到了通过地面验证试验分析飞行器在轨分离特性的研究目标。
（2）本文研究方法
调查法：该方法是有目的、有系统的搜集有关研究对象的具体信息。
观察法：用自己的感官和辅助工具直接观察研究对象从而得到有关信息。
实验法：通过主支变革、控制研究对象来发现与确认事物间的因果关系。
文献研究法：通过调查文献来获得资料，从而全面的、正确的了解掌握研究方法。
实证研究法：依据现有的科学理论和实践的需要提出设计。
定性分析法：对研究对象进行“质”的方面的研究，这个方法需要计算的数据较少。
定量分析法：通过具体的数字，使人们对研究对象的认识进一步精确化。
跨学科研究法：运用多学科的理论、方法和成果从整体上对某一课题进行研究。
功能分析法：这是社会科学用来分析社会现象的一种方法，从某一功能出发研究多个方面的影响。
模拟法：通过创设一个与原型相似的模型来间接研究原型某种特性的一种形容方法。
在轨分离论文参考文献
[1].盛瑞卿,陈春亮,邢卓异,白崇延.一种通用的航天器在轨分离设计方法[J].深空探测学报.2018
[2].蒋青锋.飞行器在轨分离特性气浮式地面验证系统研制[D].哈尔滨工业大学.2018
[3].蒋超,王兆魁,张育林.筒式偏心在轨分离角速度抑制方法[J].航空学报.2015
[4].周伟,杨萱,杨华.一种用于纳型卫星在轨分离释放装置的设计[J].空间控制技术与应用.2015
[5].张鹏,王文博,韩景龙.空空导弹发射在轨段分离安全性研究[J].航空兵器.2014
[6].张华,肖余之.空间对接机构在轨连接分离动力学仿真研究[J].系统仿真学报.2014
[7].赵刚练,姜毅,陈余军,刘冬.挠性航天器在轨分离冲击缓冲模糊滑模控制研究[J].固体火箭技术.2014
[8].赵刚练,姜毅,陈余军,董晓彤.考虑导轨间隙的在轨分离动力学计算方法[J].力学学报.2013
[9].韩飞,梁彦,漆全,齐乃明,夏齐.航天器在轨分离运动与控制地面模拟试验系统[C].第叁十二届中国控制会议论文集（F卷）.2013
[10].舒陶.空空导弹单吊挂在轨分离安全分析[J].弹箭与制导学报.2012