一、适用于热真空环境的太阳翼铰链组件测试系统（论文文献综述）
魏强,廖瑛,石明,刘建功,周颖,刘忠汉[1]（2022）在《亚太6D通信卫星方案设计与技术特点》文中研究指明亚太6D（APSTAR-6D）通信卫星是我国研制的首颗Ku/Ka频段全球高通量宽带商业通信卫星,也是首颗东方红四号增强型（DFH-4E）公用平台全配置的卫星,其通信容量达到50 Gbit/s,并具有90个用户波束实现可视范围下全球覆盖。文章概述了亚太6D卫星的方案设计,并总结了卫星系统减重、布局优化、高性能有效载荷、全生命期电推进应用、高效载荷测试、流程优化、在轨自主运行管理等技术特点,并给出了在轨使用效能以及对后续高通量卫星的发展建议。卫星的成功发射和在轨应用,实现了我国高通量卫星技术水平的大幅提升,可以有效地促进我国高通量卫星的研制及应用。
王跃,范立佳,李雨廷[2]（2021）在《高分多模卫星敏捷遥感技术研究及应用》文中认为敏捷机动技术是提升高分辨率遥感卫星成像能力的一项核心技术。文章分析了高分辨率遥感卫星发展趋势,提出了基于多种敏捷成像模式的新型观测需求,进而提出卫星平台敏捷机动技术的系统要求。结合中型敏捷遥感卫星公用平台（ZY2000 Remote Sensing Satellite Platform）研制,定义敏捷成像模式,分析平台机动能力,提出了卫星敏捷机动指标要求。针对敏捷机动技术的实现,系统性开展了工作,设计了小惯量的星体结构,开发了基于控制力矩陀螺（CMG）的控制系统和控制算法,采用了敏捷任务规划和管理方案,研制了高刚度太阳翼、大量程陀螺、125 Nms控制力矩陀螺等核心产品,开展了数学和半物理仿真验证。高分多模卫星（GFDM-1）作为中型敏捷遥感卫星公用平台的首发星,实现了敏捷机动技术的应用,验证了多种敏捷成像模式下成像质量满足需求。在轨结果表明:高分多模卫星的敏捷机动能力和成像质量满足设计要求,达到国际先进水平。
罗欣孛[3]（2021）在《太阳翼振动在轨视觉测量技术研究》文中提出测量技术作为现代工业的基础技术之一,测量的准确性和效率也可以体现出科学技术的发展水准。近年来航天技术不断发展,对于大型航天器在轨太阳翼的振动或形变参数测量也逐渐加重。掌握有效的形变/振动检测技术,将对于科学地研究太阳翼的变形和动力学特征,评价其在轨运行中的工作性能和偏差都具有重要意义,同时对于其结构的改进、优化和设计都具有推动指导意义,进而为高精度、长使用寿命、高可靠性飞行器的开发和研制提供了辅助性技术的支持。由成像探头、图像和数据处理单元、照明光源、光学系统、特征标靶组成的视觉测量系统就是解决这种需求的很好的一种手段。视觉测量系统主要特点有:测量方式采用间接式,不用直接接触被测体,较大的可测范围,良好的动态性能,测量结果精确,检测效率高,不容易被干扰等,特别适合于天线面形和太阳帆板振动或形变参数的快速检测。视觉测量由模拟方法发展到了到数字方法阶段,硬件也从胶片相机更新到数字相机。将以数字相机为图像采集传感器、并对所摄图像进行数字处理的为数字视觉测量技术。本文介绍了一套经过模拟空间环境和试验验证的视觉测量系统各部分的设计方案和试验内容。
吴思杰[4]（2020）在《形状记忆伸杆及其驱动的卷轴式太阳电池阵研究》文中指出随着人类太空活动的日益增多,对大功率、低成本的大型空间太阳电池阵的需求随之不断增加,为了适应空间任务的需求,亟需研究新型太阳电池阵技术。卷轴式薄膜太阳电池阵作为一种新型结构,具有结构简单、驱动方便、收纳比高等优点,在深空探测及近地小行星探测等领域有着广泛的应用前景。国外对于卷轴式薄膜太阳电池阵的研究已经较为深入,成功实现了相关技术的突破与在轨验证。国内在卷轴式薄膜太阳电池阵的研究设计尚停留在方案设计阶段,与国际先进水平存在着一定的差距,因此相关方面的研究工作亟需展开。本文对一种新型环氧形状记忆聚合物基复合材料（Shape Memory Polymer Composite,SMPC）展开分析,采用热真空袋成型的工艺进行制备,通过相关试验测试表征了其基本力学性能,包括动态热力学性能、静态力学性能及高低温环境下的材料力学性能。基于经典层合板理论推导了SMPC的刚度矩阵。利用SMPC材料研制薄膜太阳电池阵展开机构的核心元件——形状记忆伸杆,明确了SMPC伸杆的工作原理。基于三维梁理论建立了伸杆结构展开状态的抗弯刚度数学模型,利用有限元仿真的方法对抗弯刚度的理论模型进行验证,确保其准确性,分析了伸杆结构参数对抗弯刚度的影响规律。考虑了展收初始阶段SMPC伸杆屈曲失稳的风险,利用ABAQUS软件对伸杆进行屈曲仿真分析。同时,考虑了空间高低温环境对伸杆结构的性能影响。确定了卷轴式薄膜太阳电池阵的的展开方案及工作原理,对太阳电池阵进行初步设计。利用ABAQUS有限元仿真方法对太阳电池阵展开状态的模态、基频、屈曲失稳及静刚度展开分析,保证各项性能满足系统设计要求,考虑了空间高低温环境对太阳电池阵系统的性能影响。最后,采用一定的工艺方法制备了SMPC伸杆,验证其形状记忆功能特性,测试了伸杆结构的抗弯刚度、驱动力大小。对卷轴式太阳电池阵的展开机构进行详细的结构设计,加工出原理样机,验证了机构可重复展收的功能。
刘磊[5]（2020）在《微纳卫星太阳能电池阵驱动系统设计与研究》文中提出近年来,微纳卫星以其体积小、功能密度高、研发周期短、成本低、发射方式灵活等诸多优势,成为世界各国航天工业的重点研究方向。随着微纳卫星功能密度的逐步提升,传统的体装固定式太阳能电池阵已经难以满足微纳卫星的能源需求。本论文提出了一套基于六单元微纳卫星的太阳能电池阵驱动装置,并根据太阳同步轨道特点设计了其对日定向方法,本学位论文主要包括以下几个方面的研究内容:（1）利用STK对典型太阳同步轨道微纳卫星进行了在轨光照条件仿真分析,根据分析结果制定了SADA系统的对日定向方案,采用正常定向模式与备选定向模式结合的方式,使系统在定向方法上实现了冗余备份,提高了系统的可靠性。（2）对SADA系统进行了整体结构设计,首先根据设计需求对驱动电机以及导电滑环等主要零部件进行了选型,进而对固定电机与电滑环的固定机构以及连接电池阵与电机的展开铰链机构进行了设计,然后对控制电池阵展开的烧线机构以及对日定向机构进行了设计,最后对装备SADA系统的6U微纳卫星进行了模态分析,验证了结构设计的可靠性。（3）对SADA系统进行了控制电路的设计,选用低功耗STM32L151C8T6芯片为控制电路的核心,进而对芯片的复位电路、时钟电路、转压电路、光电检测电路、烧线及展开状态检测电路、RS422通信电路、AD7490电压采集电路等进行了设计,然后分析了步进电机的控制方法及原理,最后对PCB电路板进行了元器件布局和布线设计。（4）根据所选SADA系统的内核进行了软件开发环境的搭建,然后详细介绍了两种主要定向模式的软件控制流程,并进行了C语言控制程序的编写。进而搭建了实验平台,对模拟太阳光源进行了选择。最终通过整体试验测试,确定了SADA系统的整体工作可行性,并对SADA系统的重要功能参数进行了测试试验与分析。
李媛媛[6]（2019）在《考虑铰链间隙的太阳翼刚柔耦合多体动力学特性研究》文中进行了进一步梳理航天器附件大尺度、大挠性的发展趋势对在轨空间结构的展开、刚柔耦合控制提出新的要求;而高精度、高分辨率的观测需求为航天器在轨运行时的微振动、热致振动等研究带来了新的课题。普遍存在的铰链间隙会引发系统复杂的非线性力学行为,给运行环境恶劣且呈现出多耦合、非线性特性的空间可展开结构的研究带来了新的挑战。太阳翼作为航天领域几乎必不可少的空间可展机构,呈现出典型的刚柔耦合特性。太阳翼系统能否在入轨后顺利地展开并迅速地达到平衡状态,并且正常、稳定、可靠地在轨运行,直接关系到航天任务的成败。本文建立了含间隙铰机构的刚柔耦合动力学模型并将其应用于可展开太阳翼的动力学分析中,研究了含间隙的太阳翼系统在展开阶段的动力学特性和在轨运行阶段的热致振动特性。主要研究内容和成果如下:建立了考虑铰链间隙及磨损的机构刚柔耦合多体动力学模型。分别采用自然坐标法（NCF）和绝对节点坐标法（ANCF）描述系统中刚体和柔体的运动;选取两状态模型描述间隙铰链,分别采用非线性Lankarani-Nikravesh接触力模型和改进的Coulomb摩擦模型描述间隙处的法向接触力和切向摩擦力;采用Archard磨损模型描述间隙磨损。利用广义?方法对含铰链间隙的多体动力学方程进行求解,并且验证了所建立模型的有效性。基于ADAMS软件建立了考虑铰链间隙的刚性太阳翼动力学模型。着重分析了扭簧机构、绳索联动机构和锁定机构的关键参数对含间隙太阳翼系统展开稳定性及可靠性的影响。得出了机构参数的选取依据:在满足各机构基本功能的参数范围内,扭簧机构采用较小的等效刚度系数和较大的预载荷、绳索联动机构采用较小的等效刚度系数以及锁定机构采用较小的等效刚度系数,更有助于提高系统锁定后的稳定性和连接机构的可靠性。针对展开阶段的太阳翼系统,对考虑铰链间隙和翼板柔性的平面刚柔耦合可展开太阳翼系统进行动力学分析。并采用ADAMS和有限元软件联合仿真验证基于NCF-ANCF方法所建的太阳翼刚柔耦合动力学模型的有效性。对含间隙铰可展开太阳翼模型的航天器姿态进行分析,结果表明铰链间隙对柔性太阳翼系统的影响比刚性系统要大。研究铰链间隙的数量、大小和间隙铰材料特性对航天器姿态的影响,并设计了航天器姿态控制器。揭示了太阳翼系统展开过程中间隙铰链销轴的运动行为及铰链间隙和太阳翼柔性二者耦合对太阳翼系统动力学特性的作用机理:在初始阶段和锁定后阶段销轴呈现碰撞特性,间隙铰连接太阳翼系统的弹性振动特性起主导作用会加剧太阳翼系统的振动;在展开阶段销轴呈现接触特性,系统的悬浮阻尼特性起主要作用会抑制太阳翼系统的振动。针对在轨运行阶段的太阳翼系统,基于ANCF建立了复合太阳翼的热-结构动力学方程,对受日出热载荷的间隙铰连接柔性太阳翼系统进行刚-柔-热耦合动力学分析。对比研究了太阳翼系统采用铰链连接形式与以往研究中常采用固定连接形式时系统热致振动特性的差异。研究了受日出热载荷或机动力载荷或热-力载荷共同作用的铰连接柔性太阳翼系统的航天器姿态和翼板动响应。发现考虑铰链间隙时,受热-力载荷共同作用的太阳翼系统的振动幅度和振动持续时间远高于单独考虑某种载荷作用时的情况。对运动中的航天器系统而言,太阳辐射热对铰链磨损的影响不容忽视。
吕红强[7]（2019）在《适用于微小卫星的高性能一体化电源控制器研究》文中进行了进一步梳理近几年来,微小卫星技术发展迅速,突出的特点有以下几个方面:体积小、重量轻、功率密度高、集成度高、研制成本较低、运输方便、发射灵活、组网快,而且由于微小卫星研制周期较短,在轨寿命相对较短,可以采用新的技术流程、新的研制方法、新技术和新材料,以实现任务的需要。目前,很多研究机构、私人公司、大学等都在开展微小卫星技术的研究,加大研发的投入力度,微小卫星已经成为卫星未来发展的重要方向。深圳航天东方红海特卫星有限公司已发射和即将发射的微小卫星共有14颗,电源控制器都为定制产品,还未实现模块化和通用化设计,研制周期长,成本较高。开拓一号B星电源控制器开始尝试采用工业成熟的MPPT控制芯片,但跟踪精度和控制效率还有待进一步提高,其他卫星都采用S3R调节方式,太阳电池阵输出电压受到蓄电池组电压的钳位,无法输出最大功率,能源利用率不高,功率密度和集成度都较低。二次电源变换多采用Interpoint公司和VPT公司生产的隔离式DC/DC模块,效率较低,热耗大,从而导致热设计代价较高。开拓一号A星电源控制器首次使用了国产厚膜SHLCL-28型固态功率控制器,具备初步的故障诊断和处理能力,但还无法覆盖设备的所有关键电路,无法对故障进行预测。另外,卫星在轨运行期间受到空间辐射环境的影响,会导致器件参数漂移、加速老化,甚至损坏。太阳电池阵输入功率调节电路是卫星的能源命脉,导通和关断损耗较大,使得在轨工作温度一般较高,有些卫星的分流管因为热设计不合理而失效。碳化硅器件具有优异的抗辐照性能,而且导通和关断速度快,可以在更高的频率下工作,可以探索碳化硅器件在电源控制器中的应用。本文从公司微小卫星研制过程中存在的问题入手,采用MPPT拓扑结构和高集成度芯片构建电源控制器,集成下位机、二次电源变换和配电功能,并且优化健康检测及故障诊断的处理能力,提高电源控制器的集成度和可靠性,研究碳化硅器件应用于电源控制器的可行性,研制出模块化的工程样机,并开展环境适应性试验,为后续的飞行验证奠定基础。
王杰[8]（2017）在《变参数挠性航天器动力学与控制研究》文中提出航天器太阳翼、天线等大型挠性结构相对于航天器本体通常存在旋转运动,将导致航天器系统的动力学参数发生变化,这种参数变化将对挠性航天器的高精度姿态控制系统设计带来严峻挑战。本文以存在动力学参数变化的挠性航天器系统为研究对象,从理论推导、数值仿真和地面实验三个方面,深入系统地研究了变参数挠性航天器系统的耦合动力学建模与分析、挠性结构振动控制方法、航天器系统姿态控制方法等问题。论文主要工作如下:1.建立了变参数挠性航天器系统的刚柔耦合一阶动力学模型,分析了挠性附件的复模态属性以及与航天器系统的耦合动力学特性。（1）建立了含旋转运动挠性梁/板的附件动力学模型、含压电控制单元的旋转挠性梁的机电耦合动力学模型,分析了旋转运动、质量偏心、结构翘曲等因素对挠性附件固有特性的影响,揭示了轴向扭转导致系统模态由实模态转变为复模态的规律。（2）考虑挠性附件对航天器本体的相对旋转运动,建立了变参数挠性航天器系统的刚柔耦合一阶动力学模型,分析了航天器系统的动力学特性、挠性附件旋转运动对航天器动力学参数的影响。结果表明:当挠性附件相对转动角速率较大或变化率较明显时,航天器本体坐标与挠性附件本体坐标之间的转换矩阵的一阶导数项不可忽略。2.针对航天器旋转挠性附件的结构振动问题,分别提出了复模态空间下的状态反馈、正位置反馈和滑模变结构等振动主动控制方法。（1）针对挠性附件旋转运动产生复模态的问题,提出了在复模态空间下设计基于状态反馈的结构振动控制方法。同时考虑到控制器饱和的情况,设计了具有增益调度的复模态状态反馈控制器。通过数值仿真,验证了该控制器的有效性。（2）结合线性二次型调节器,提出了复模态空间下的变增益正位置反馈振动控制方法。数值仿真表明:在脉冲激励、随机激励和初位移激励等多种工况下,该控制器都能得到较好的控制效果。（3）考虑挠性结构参数的不确定性以及输入饱和问题,提出了复模态空间下的滑模变结构振动控制方法。通过对含压电控制单元的挠性梁的振动控制仿真,验证了该控制方法的有效性。3.针对变参数挠性航天器的高精度姿态控制问题,提出了变幅值输入成型和滑模变结构姿态控制方法、姿态/结构振动耦合的自适应滑模控制方法。（1）针对定参数航天器姿态机动引起挠性振动的问题,提出了基于输入成型的姿态机动路径规划方法,该方法以bang-bang机动为参考路径,与输入成型器进行卷积得到最优机动路径,可有效降低甚至消除机动后挠性结构的残余振动。（2）针对变参数挠性航天器姿态机动中的挠性控制问题,以控制输入平滑性为目标函数,以挠性结构残余振动等于零为约束条件,提出了一种变幅值零振动（zero vibration,ZV）最优成型器设计方法;在此基础上,为解决成型器对挠性结构固有频率和结构阻尼等参数精确性的依赖问题,提出了变幅值零振动零微分（ZVD）成型器和变幅值零振动零二阶微分（ZVDD）成型器的设计方法,该方法对挠性结构固有频率和阻尼比的变化和不确定性具有较强鲁棒性。（3）考虑航天器参数变化、挠性结构振动的影响,提出了变参数挠性航天器的鲁棒H∞姿态控制方法和自适应滑模姿态控制方法。仿真结果表明:上述控制方法对具有时变参数、强非线性特征的变参数挠性航天器系统具有良好的控制效果。（4）结合自适应滑模姿态控制方法和正位置反馈结构振动控制方法,提出了变参数挠性航天器姿态与振动的耦合控制方法。仿真结果表明:相对于单独的姿态控制,姿态与振动的耦合控制方法缩短了姿态稳定时间,提高了航天器的指向稳定度。4.建立了挠性航天器耦合控制实验系统,开展了姿态控制、姿态与结构振动耦合控制的地面实验。（1）建立了基于单轴气浮台的挠性航天器姿态与振动耦合控制实验系统,具备开展单独姿态控制、挠性结构振动控制和姿态与结构振动耦合控制的能力。（2）开展了挠性航天器姿态机动策略验证实验,验证了基于输入成型的姿态机动路径规划方法在抑制挠性附件残余振动、改善航天器姿态性能指标方面的有效性。（3）开展了挠性航天器姿态控制实验,实验结果与仿真结果吻合较好,通过与经典PID控制方法的对比,验证了自适应滑模姿态控制方法的有效性。（4）开展了挠性航天器耦合控制验证实验,通过对比单独姿态控制和耦合控制时的系统动力学响应,验证了耦合控制方法的优越性。通过本文的研究,解决了变参数挠性航天器动力学建模与控制的难题,为现代航天器实现高精度和高稳定度提供了理论支撑。
王春龙[9]（2017）在《空间大口径可折展薄膜相机机构设计与分析》文中进行了进一步梳理随着空间高精度对地成像探测任务需求的不断提升,大口径、高分辨率及高刚度的空间光学成像系统将发挥重要作用。传统折反式空间成像系统重量大,难以实现大口径,膜基衍射光学成像成为一种新的技术途径。本文针对空间薄膜成像对大型折展机构系统的需求,以“大口径、可折展、高精度”为目标,开展空间大口径可折展薄膜成像相机机构的总体设计与分析。提出了一种由铰接三角形桁架式伸展臂支撑薄膜光学主镜的可折展成像系统机构总体方案。设计了铰接三角形桁架式伸展臂,提出了以恒力矩弹簧为驱动源的高精度关节铰链;对伸展臂单元运动进行仿真分析,设计了缓释限速机构以控制系统伸展速度;并依据地面试验条件,设计了微重力试验系统。针对光学主镜姿态调节机构的大口径、高精度、大径高比等限制条件,深入分析了Stewart并联机构与新型3-RRPS六自由度并联机构在主镜姿态调节中的适用性。提出了以可控性和调节量为判断依据的参数评价方法,分别对Stewart并联机构各结构参数进行了分析;提出了适用于相机光学主镜姿态调节的3-RRPS并联机构,并分析其位置关系;设计了基于Stewart并联机构的光学主镜姿态调节机构并进行了运动仿真验证。提出了铰接三角形桁架式伸展臂等效连续介质梁模型的建模方法,并利用研制的单元样机验证了模型的正确性。建立了相机系统的等效分析模型,推导了系统静力学特性与结构参数间的关系表达式,并利用仿真分析验证了等效分析模型的正确性。建立了相机系统的有限元仿真模型,分析了单个伸展臂与多个伸展臂并联系统间的动力学差异,对系统进行了谐响应与随机振动分析。建立了考虑构件原始尺寸误差与铰链回转间隙的伸展臂单元精度分析模型,根据工程参数进行了误差计算。对伸展臂单元样机进行了伸展距离精度与重复展收精度试验测试,验证了理论计算的正确性;针对光学主镜姿态调节机构的误差,建立调节机构正解算法,分析了驱动电机精度对调节机构工作位置的精度影响,给出光学主镜姿态偏差;对相机系统轴向精度进行了分析,为相机系统的研制与试验提供分析依据。
闫文民[10]（2014）在《月面钻取采样器避让机构研制及试验研究》文中研究表明月球探测是我国的重大航天战略工程，具有巨大的经济、社会和科学意义，是迈向深空探测的重要一步。我国目前已经完成了探月工程（一期）、探月工程（二期）两个阶段的任务。探月工程（三期）预计将于2017年前后完成月面无人采样返回阶段。迄今为止，成功进行月面无人采样返回的的只有前苏联，他们采取钻进式深层取样策略，月面钻取采样结束后，需要避让机构可靠解锁、展开为上升器起飞提供避让空间。本课题针对我国探月工程（三期）任务要求，研制具有轻量化、高可靠性的新型避让机构；同时，研制月面低重力模拟测试设备对避让机构进行综合性能测试，以期获取月面钻取采样器避让机构的真实月面综合特性，为后续的工程实践提供技术支持。通过查阅相关资料，开展月面钻取采样器避让机构的多方案设计。开展了直驱式、倾斜摆转式、绳驱式避让机构的方案设计与比较分析，确定了绳驱式避让机构的优选方案。绳驱式避让机构分为驱动组件、回转铰链组件、展开臂杆组件三个部分，实现避让机构的解锁、展开及锁定功能。根据月面环境参数，对因着陆器着陆姿态变化引起的避让机构工作环境变化进行分析，确定避让机构的设计约束条件，进行关键参数计算；详细设计驱动组件、回转铰链组件、展开臂杆组件。基于ADAMS进行避让机构运动学分析，获取避让机构的全程展开时间、角速度等；基于LS-DYNA进行锁定冲击分析，获取因末速度带来的冲击对相关结构件的影响情况。月面钻取采样器避让机构必须具有高可靠性，现有的仿真手段并不能全面的评估避让机构在月面环境下的真实综合特性。基于斜面力等效的方法，研制月面低重力模拟测试设备，在地面模拟月面的1/6g环境，通过调节测试设备参数模拟着陆器在月面的着陆姿态，营造避让机构的月面工作环境。进行测试设备详细结构设计，完成机械系统集成。设计并搭建避让机构综合性能测试系统，实现避让解锁的运动控制和相关传感器的数据采集和分析处理。借助低重力模拟测试设备，开展月面钻取采样器避让机构的综合性能测试分析。进行避让机构全过程展开运动特性测试分析、功能组件力学特性测试分析、锁定冲击特性分析，完成了避让机构的设计验证，为探月工程的实施提供参考。
二、适用于热真空环境的太阳翼铰链组件测试系统（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：
本文主要提出一款精简64位RISC处理器存储管理单元结构并详细分析其设计过程。在该MMU结构中,TLB采用叁个分离的TLB,TLB采用基于内容查找的相联存储器并行查找,支持粗粒度为64KB和细粒度为4KB两种页面大小,采用多级分层页表结构映射地址空间,并详细论述了四级页表转换过程,TLB结构组织等。该MMU结构将作为该处理器存储系统实现的一个重要组成部分。
（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。
三、适用于热真空环境的太阳翼铰链组件测试系统（论文提纲范文）
（1）亚太6D通信卫星方案设计与技术特点（论文提纲范文）
| 1 卫星方案设计 |
| 1.1 卫星方案概述 |
| 1.2 卫星主要技术指标 |
| 2 卫星技术特点 |
| 2.1 总体设计统筹系统减重及布局优化 |
| 1)系统层面减重设计技术 |
| 2)单机层面减重设计技术 |
| 3)构型布局设计 |
| 2.2 有效载荷多项技术突破实现产品能力提升 |
| 1)超宽带Ku频段MPA技术 |
| 2)关口站灵活切换技术 |
| 3)无法兰波导技术 |
| 4)非均匀覆盖多波束天线技术 |
| 5)超大规模高精度馈源阵 |
| 6)高精度波束指向控制技术 |
| 2.3 混合推进技术兼具大推力和高比冲特点 |
| 2.4 高效载荷测试技术优化整星研制流程 |
| 2.5 在轨自主运行管理技术提高可靠性和稳定性 |
| 3 在轨使用效能 |
| 4 发展建议 |
| (1)进一步提升平台承载能力。 |
| (2)进一步提升有效载荷容量和灵活性。 |
| (3)进一步提升整星总装测试能力和效率。 |
| 5 结束语 |
（2）高分多模卫星敏捷遥感技术研究及应用（论文提纲范文）
| 1 敏捷机动工作模式及能力分析 |
| 1.1 面向应用的敏捷成像模式 |
| 1)同轨多点目标成像模式 |
| 2)同轨多条带拼幅成像模式 |
| 3)同轨多角度成像模式 |
| 4)同轨立体成像模式 |
| 5)任意向主动推扫成像模式 |
| 1.2 敏捷机动能力分析 |
| 1.3 敏捷模式下成像质量分析 |
| 2 敏捷机动技术实现途径 |
| 2.1 敏捷任务规划及管理技术 |
| 2.2 高刚度小惯量星体结构设计 |
| 2.3 控制方案设计 |
| 1)姿态确定方案 |
| 2)目标姿态确定算法 |
| 3)姿态控制方案 |
| 4)姿态机动仿真 |
| 2.4 关键单机研制 |
| 2.4.1 高刚度太阳翼 |
| 2.4.2 大量程三浮陀螺组件 |
| 2.4.3 125 Nms控制力矩陀螺 |
| 3 在轨验证 |
| 1)同轨多点目标成像 |
| 2)同轨拼幅成像 |
| 3)单轨多角度(立体)成像： |
| 4)非沿迹主动成像 |
| 5)快速重访成像 |
| 4 结束语 |
（3）太阳翼振动在轨视觉测量技术研究（论文提纲范文）
| 摘要 |
| Abstract |
| 第1章 绪论 |
| 1.1 课题研究的背景及意义 |
| 1.2 国内外研究现状 |
| 1.2.1 视觉测量研究概述 |
| 1.2.2 空间机构视觉测量国内外研究现状 |
| 1.2.3 空间机构振动视觉测量的主要问题 |
| 1.3 本文主要研究内容 |
| 第2章 双目视觉振动测量系统的构建 |
| 2.1 引言 |
| 2.2 双目视觉振动测量系统要求 |
| 2.2.1 测量能力要求 |
| 2.2.2 测量精度要求 |
| 2.2.3 功能性要求 |
| 2.3 双目视觉振动测量系统组成 |
| 1.系统组成框图 |
| 2.相机和特征靶标组成 |
| 3.测量及标定原理 |
| 2.4 本章小结 |
| 第3章 双目视觉振动测量系统的相机设计 |
| 3.1 引言 |
| 3.2 相机电路设计 |
| 3.2.1 电路框架介绍 |
| 3.2.2 成像系统设计 |
| 3.2.3 照明光源及其驱动电路 |
| 3.2.4 图像处理DSP电路 |
| 3.2.5 供电组件 |
| 3.2.6 温控电路设计 |
| 3.3 相机光机结构设计 |
| 3.3.1 结构设计 |
| 3.3.2 光学系统设计 |
| 3.4 本章小结 |
| 第4章 测量靶标的研制 |
| 4.1 引言 |
| 4.2 测量靶标概述 |
| 4.3 测量靶标的组成 |
| 4.3.1 基本组成 |
| 4.3.2 基材选择 |
| 4.3.3 基底与背胶 |
| 4.3.4 玻璃微珠颗粒 |
| 4.4 研制结果 |
| 4.5 本章小结 |
| 第5章 双目视觉振动测量系统的实验验证 |
| 5.1 引言 |
| 5.2 测量靶标照明成像试验 |
| 5.3 相机标定和精度验证实验 |
| 5.3.1 单相机参数标定实验 |
| 5.3.2 精度验证实验 |
| 5.4 测量标靶和相机空间环境模拟试验 |
| 5.4.1 试验目标 |
| 5.4.2 试验样品 |
| 5.4.3 试验矩阵 |
| 5.4.4 试验结果 |
| 5.5 试验结论 |
| 5.6 本章小结 |
| 结论 |
| 参考文献 |
| 致谢 |
| 个人简历 |
（4）形状记忆伸杆及其驱动的卷轴式太阳电池阵研究（论文提纲范文）
| 摘要 |
| ABSTRACT |
| 第1章 绪论 |
| 1.1 课题的来源背景与研究意义 |
| 1.1.1 课题来源 |
| 1.1.2 课题研究背景与意义 |
| 1.2 国内外研究现状 |
| 1.2.1 卷轴式薄膜太阳电池阵研究现状 |
| 1.2.2 SMPC在空间可展开结构中的应用研究现状 |
| 1.2.3 国内外文献综述简析 |
| 1.3 本课题主要研究内容 |
| 第2章 SMPC的制备及其性能研究 |
| 2.1 引言 |
| 2.2 SMP及 SMPC的变形机理 |
| 2.3 SMPC的制备 |
| 2.4 SMPC力学性能测试 |
| 2.4.1 动态热力学性能测试 |
| 2.4.2 静态力学性能测试 |
| 2.4.3 空间高低温环境对材料力学性能的影响 |
| 2.5 SMPC刚度矩阵理论推导 |
| 2.6 本章小结 |
| 第3章 SMPC伸杆的力学性能研究 |
| 3.1 引言 |
| 3.2 SMPC伸杆工作原理 |
| 3.3 SMPC伸杆抗弯刚度研究 |
| 3.3.1 抗弯刚度理论推导 |
| 3.3.2 抗弯刚度仿真验证 |
| 3.3.3 抗弯刚度影响因素分析 |
| 3.4 SMPC伸杆屈曲失稳分析 |
| 3.4.1 轴压屈曲分析 |
| 3.4.2 扭转屈曲分析 |
| 3.5 空间高低温环境对SMPC伸杆性能影响分析 |
| 3.6 本章小结 |
| 第4章 基于SMPC伸杆展开的卷轴式太阳电池阵及其动力学分析 |
| 4.1 引言 |
| 4.2 卷轴式薄膜太阳电池阵展开原理 |
| 4.3 太阳电池阵展开状态建模及仿真分析 |
| 4.3.1 展开状态动力学建模 |
| 4.3.2 展开状态动力学模态分析 |
| 4.3.3 屈曲及静刚度分析 |
| 4.4 空间环境对太阳电池阵系统性能影响分析 |
| 4.5 本章小结 |
| 第5章 SMPC伸杆及卷轴式太阳电池阵样机研制与试验分析 |
| 5.1 引言 |
| 5.2 SMPC伸杆的制备及展开功能验证 |
| 5.3 SMPC层合管抗弯刚度测试 |
| 5.4 SMPC伸杆的驱动力测试 |
| 5.5 太阳电池阵展开机构结构设计 |
| 5.5.1 功能概述 |
| 5.5.2 结构详细设计 |
| 5.6 太阳电池阵样机研制及展收功能验证 |
| 5.7 本章小结 |
| 结论 |
| 参考文献 |
| 致谢 |
（5）微纳卫星太阳能电池阵驱动系统设计与研究（论文提纲范文）
| 摘要 |
| Abstract |
| 1 绪论 |
| 1.1 课题研究背景 |
| 1.2 课题研究现状 |
| 1.2.1 微纳卫星太阳能电池阵技术研究现状 |
| 1.2.2 微纳卫星太阳能电池阵驱动系统国内外研究现状 |
| 1.3 本论文研究意义 |
| 1.4 本论文研究内容 |
| 2 对日定向方法的研究 |
| 2.1 太阳电池阵驱动系统基础理论 |
| 2.1.1 太阳同步轨道概述 |
| 2.1.2 卫星相关坐标系概述 |
| 2.2 微纳卫星光照条件仿真分析 |
| 2.2.1 微纳卫星光照条件仿真基础 |
| 2.2.2 光照条件仿真分析 |
| 2.3 驱动系统对日定向方法 |
| 2.3.1 传统对日定向方法分析 |
| 2.3.2 对日定向优化方案的确定 |
| 2.4 本章小结 |
| 3 太阳能电池阵对日定向驱动系统结构设计 |
| 3.1 设计要求与原则 |
| 3.1.1 功能要求 |
| 3.1.2 技术指标要求 |
| 3.1.3 设计原则 |
| 3.2 结构材料的选择 |
| 3.3 结构设计 |
| 3.3.1 电机与滑环的选型 |
| 3.3.2 展开传动机构的设计 |
| 3.3.3 烧线机构的设计 |
| 3.3.4 对日定向机构的设计 |
| 3.4 模态分析 |
| 3.4.1 有限元模型的建立 |
| 3.4.2 特征值求解模态问题 |
| 3.4.3 模态分析结果 |
| 3.5 本章小结 |
| 4 太阳能电池阵对日定向驱动系统硬件设计 |
| 4.1 控制系统整体设计 |
| 4.2 系统控制电路设计 |
| 4.2.1 主芯片选型及其电路 |
| 4.2.2 光电检测电路 |
| 4.2.3 转压电路 |
| 4.2.4 烧线及展开状态检测电路设计 |
| 4.2.5 RS422 通信接口电路 |
| 4.2.6 AD7490 电压采集电路 |
| 4.3 步进电机驱动电路与原理 |
| 4.3.1 步进电机PI控制 |
| 4.3.2 步进电机转速与角度控制 |
| 4.3.3 步进电机驱动电路 |
| 4.4 PCB设计 |
| 4.4.1 PCB布局及布线设计原则 |
| 4.4.2 PCB最终设计 |
| 4.5 本章小结 |
| 5 太阳能电池阵对日定向驱动系统软件调试与地面测试 |
| 5.1 软件调试 |
| 5.1.1 软件开发环境与开发流程 |
| 5.1.2 对日定向软件控制整体流程 |
| 5.1.3 两种主要定向方法软件控制流程 |
| 5.2 实验平台搭建 |
| 5.2.1 吊架的设计 |
| 5.2.2 模拟太阳光源 |
| 5.2.3 试验平台整体安装及接线 |
| 5.3 步进电机转速及系统功耗检测试验 |
| 5.4 对日定向指向精度测量试验 |
| 5.5 本章小结 |
| 6 结论与展望 |
| 6.1 工作总结 |
| 6.2 工作展望 |
| 致谢 |
| 参考文献 |
| 附录 |
（6）考虑铰链间隙的太阳翼刚柔耦合多体动力学特性研究（论文提纲范文）
| 摘要 |
| ABSTRACT |
| 符号表 |
| 第1章 绪论 |
| 1.1 课题背景及研究目的和意义 |
| 1.2 含间隙铰链的多体系统动力学研究现状 |
| 1.2.1 刚柔耦合多体动力学建模 |
| 1.2.2 间隙铰链建模方法 |
| 1.2.3 含间隙机构的动力学研究 |
| 1.3 太阳翼动力学特性的研究现状 |
| 1.3.1 太阳翼的展开动力学研究 |
| 1.3.2 太阳翼的热致振动性能研究 |
| 1.4 本文的主要研究内容 |
| 第2章 考虑铰链间隙及磨损的机构刚柔耦合多体动力学模型 |
| 2.1 引言 |
| 2.2 基于NCF-ANCF的刚柔耦合结构模型 |
| 2.2.1 自然坐标法 |
| 2.2.2 绝对节点坐标法 |
| 2.3 间隙铰链处接触碰撞力模型 |
| 2.3.1 法向接触力模型 |
| 2.3.2 切向摩擦力模型 |
| 2.3.3 磨损模型 |
| 2.3.4 基于NCF-ANCF的间隙铰链模型 |
| 2.4 含间隙铰链机构的多体系统动力学模型 |
| 2.4.1 考虑铰链间隙的多体系统动力学方程求解 |
| 2.4.2 模型验证 |
| 2.5 本章小结 |
| 第3章 含间隙铰可展开太阳翼模型及机构参数分析 |
| 3.1 引言 |
| 3.2 可展开太阳翼模型描述 |
| 3.2.1 驱动机构 |
| 3.2.2 同步机构 |
| 3.2.3 锁定机构 |
| 3.3 仿真设置及模型参数 |
| 3.4 含间隙铰太阳翼展开动力学特性 |
| 3.5 含间隙铰太阳翼模型机构参数分析 |
| 3.5.1 驱动机构刚度系数和预载荷 |
| 3.5.2 同步机构等效刚度系数 |
| 3.5.3 锁定机构刚度系数和阻尼系数 |
| 3.6 本章小结 |
| 第4章 含间隙铰太阳翼展开过程刚-柔耦合动力学分析 |
| 4.1 引言 |
| 4.2 基于NCF-ANCF的太阳翼刚柔耦合动力学模型 |
| 4.3 模型验证分析 |
| 4.4 含间隙铰可展开太阳翼模型的航天器姿态分析 |
| 4.4.1 铰链间隙和翼板柔性对航天器姿态的影响 |
| 4.4.2 间隙铰链参数对航天器姿态的影响 |
| 4.4.3 姿态控制分析 |
| 4.5 含间隙铰太阳翼模型展开过程动响应分析 |
| 4.5.1 间隙铰链的销轴行为和相互作用分析 |
| 4.5.2 铰链间隙和翼板柔性耦合作用机理 |
| 4.5.3 铰链磨损分析 |
| 4.6 本章小结 |
| 第5章 含间隙铰太阳翼在轨刚-柔-热耦合动力学分析 |
| 5.1 引言 |
| 5.2 基于NCF-ANCF的热-结构耦合动力学模型 |
| 5.2.1 考虑热效应的结构模型 |
| 5.2.2 算例验证 |
| 5.3 太阳翼刚柔热耦合动力学模型 |
| 5.3.1 复合太阳翼板热分析 |
| 5.3.2 考虑机动的太阳翼热-结构模型和参数 |
| 5.4 铰连接太阳翼热-结构耦合动力学分析 |
| 5.5 间隙铰连接太阳翼刚柔热耦合动力学分析 |
| 5.5.1 考虑机动的模型航天器姿态分析 |
| 5.5.2 考虑机动的模型翼板动响应分析 |
| 5.5.3 铰链磨损分析 |
| 5.6 本章小结 |
| 结论 |
| 参考文献 |
| 攻读博士学位期间发表的论文及其它成果 |
| 致谢 |
| 个人简历 |
（7）适用于微小卫星的高性能一体化电源控制器研究（论文提纲范文）
| 摘要 |
| ABSTRACT |
| 第1章 绪论 |
| 1.1 研究背景及目的和意义 |
| 1.1.1 研究背景 |
| 1.1.2 研究目的和意义 |
| 1.2 国内外研究现状 |
| 1.2.1 国外研究现状 |
| 1.2.2 国内研究现状 |
| 1.2.3 研究问题 |
| 1.3 研究内容与方法 |
| 1.3.1 研究内容 |
| 1.3.2 研究方法 |
| 第2章 电源控制器硬件设计 |
| 2.1 引言 |
| 2.2 MPPT功率调节模块设计 |
| 2.2.1 MPPT算法选择 |
| 2.2.2 MPPT算法硬件电路 |
| 2.2.3 太阳电池阵功率调节器(APR)电路设计 |
| 2.2.4 基于电导增量法的MPPT控制策略的仿真分析 |
| 2.3 蓄电池组放电开关控制设计 |
| 2.4 二次电源变换电路设计 |
| 2.5 过流保护电路设计 |
| 2.6 本章小结 |
| 第3章 自主供配电及能源健康管理方法研究 |
| 3.1 引言 |
| 3.2 自主供配电及能源健康管理的设计 |
| 3.3 卫星供配电在轨安全关联性建模及健康评价 |
| 3.4 供配电在线故障诊断技术 |
| 3.5 自主控制下位机的设计与研制 |
| 3.6 本章小结 |
| 第4章 电源控制器的空间环境适应性试验 |
| 4.1 引言 |
| 4.2 辐照总剂量试验 |
| 4.2.1 试验条件 |
| 4.2.2 试验状态 |
| 4.3 常压热循环试验 |
| 4.4 热真空试验 |
| 4.4.1 试验条件 |
| 4.4.2 试验状态 |
| 4.5 试验结果 |
| 4.5.1 MPPT跟踪精度测试 |
| 4.5.2 母线纹波测试 |
| 4.5.3 二次电源输出特性测试 |
| 4.6 本章小结 |
| 结论 |
| 参考文献 |
| 致谢 |
| 个人简历 |
（8）变参数挠性航天器动力学与控制研究（论文提纲范文）
| 摘要 |
| Abstract |
| 第一章 绪论 |
| 1.1 研究背景及意义 |
| 1.1.1 挠性航天器的发展特点 |
| 1.1.2 变参数挠性航天器的内涵 |
| 1.1.3 变参数挠性航天器面临的动力学与控制问题 |
| 1.1.4 本文研究的目的及意义 |
| 1.2 国内外相关研究情况 |
| 1.2.1 挠性航天器动力学建模与分析理论 |
| 1.2.2 航天器挠性结构振动控制方法 |
| 1.2.3 挠性航天器姿态控制方法 |
| 1.2.4 挠性航天器耦合控制方法 |
| 1.3 本文主要研究内容及组织结构 |
| 1.3.1 本文研究的问题 |
| 1.3.2 主要研究内容 |
| 第二章 变参数挠性航天器耦合动力学建模 |
| 2.1 引言 |
| 2.2 变参数挠性航天器动力学表征 |
| 2.2.1 物理构型和拓扑特征 |
| 2.2.2 运动描述方法 |
| 2.2.3 模型简化 |
| 2.3 变参数挠性航天器附件动力学建模 |
| 2.3.1 旋转挠性梁动力学建模 |
| 2.3.2 旋转智能挠性梁机电耦合建模 |
| 2.3.3 旋转太阳翼动力学建模 |
| 2.4 变参数挠性航天器系统动力学建模 |
| 2.4.1 坐标系定义 |
| 2.4.2 挠性附件离散化 |
| 2.4.3 能量列式 |
| 2.4.4 系统动力学方程 |
| 2.5 小结 |
| 第三章 变参数挠性航天器耦合动力学分析 |
| 3.1 引言 |
| 3.2 变参数挠性航天器附件动力学分析 |
| 3.2.1 旋转挠性梁动力学特性分析 |
| 3.2.2 旋转太阳翼动力学特性分析 |
| 3.3 变参数挠性航天器系统动力学分析 |
| 3.3.1 仿真对象和参数定义 |
| 3.3.2 太阳翼转动对系统参数的影响 |
| 3.3.3 太阳翼转动对系统固有特性的影响 |
| 3.3.4 挠性结构振动对姿态的影响 |
| 3.3.5 姿态机动对挠性结构振动的影响 |
| 3.4 小结 |
| 第四章 变参数挠性航天器振动控制方法研究 |
| 4.1 引言 |
| 4.2 复空间下状态反馈控制器设计与分析 |
| 4.2.1 状态反馈控制器 |
| 4.2.2 增益调度控制器 |
| 4.2.3 算例验证 |
| 4.3 复空间下正位置反馈控制器设计与分析 |
| 4.3.1 变增益反馈控制器 |
| 4.3.2 算例验证 |
| 4.4 复空间下滑模控制器设计与分析 |
| 4.4.1 系统状态转换 |
| 4.4.2 复滑模面设计 |
| 4.4.3 输入饱和控制器设计 |
| 4.4.4 算例验证 |
| 4.5 小结 |
| 第五章 变参数挠性航天器输入成型姿态控制方法研究 |
| 5.1 引言 |
| 5.2 定参数系统输入成型姿态控制方法 |
| 5.2.1 基于输入成型的姿态机动策略设计 |
| 5.2.2 基于输入成型的姿态机动策略仿真分析 |
| 5.3 变参数系统变幅值输入成型姿态控制方法 |
| 5.3.1 变幅值ZV成型姿态机动路径优化方法 |
| 5.3.2 变幅值ZV成型姿态机动方法仿真分析 |
| 5.4 变参数系统变幅值输入成型鲁棒姿态控制方法 |
| 5.4.1 鲁棒姿态机动路径优化方法 |
| 5.4.2 鲁棒姿态机动方法仿真分析 |
| 5.5 小结 |
| 第六章 变参数挠性航天器耦合控制方法研究 |
| 6.1 引言 |
| 6.2 变参数挠性航天器鲁棒姿态控制方法 |
| 6.2.1 H∞姿态控制器设计 |
| 6.2.2 H∞姿态控制方法仿真分析 |
| 6.3 变参数挠性航天器自适应滑模姿态控制方法 |
| 6.3.1 自适应滑模控制律设计 |
| 6.3.2 自适应滑模姿态控制方法仿真分析 |
| 6.4 变参数挠性航天器耦合控制方法 |
| 6.4.1 挠性航天器耦合控制器原理 |
| 6.4.2 挠性航天器耦合控制器设计 |
| 6.4.3 基于鲁棒控制和PPF控制的耦合控制分析 |
| 6.4.4 基于自适应滑模控制和PPF控制的耦合控制分析 |
| 6.5 小结 |
| 第七章 挠性航天器耦合控制方法实验研究 |
| 7.1 引言 |
| 7.2 挠性航天器耦合控制实验系统设计 |
| 7.2.1 实验目的与实验任务规划 |
| 7.2.2 试验系统设计与研制 |
| 7.3 挠性航天器姿态机动实验研究 |
| 7.3.1 实验方案设计 |
| 7.3.2 实验结果分析 |
| 7.3.3 实验与仿真结果对比分析 |
| 7.4 挠性航天器耦合控制实验研究 |
| 7.4.1 实验方案设计 |
| 7.4.2 实验结果分析 |
| 7.4.3 实验与仿真结果对比分析 |
| 7.5 小结 |
| 第八章 结论与展望 |
| 8.1 主要研究成果 |
| 8.2 主要创新点 |
| 8.3 进一步研究的建议 |
| 致谢 |
| 参考文献 |
| 作者在学期间取得的学术成果 |
| 附录A 航天器姿态描述方法 |
| A.1 欧拉角 |
| A.2 角参数式 |
| A.3 四元数 |
| A.4 修正的罗德里格斯参数 |
（9）空间大口径可折展薄膜相机机构设计与分析（论文提纲范文）
| 摘要 |
| Abstract |
| 第1章 绪论 |
| 1.1 课题来源及研究的背景和意义 |
| 1.1.1 课题来源 |
| 1.1.2 课题研究背景和意义 |
| 1.2 国内外研究现状及分析 |
| 1.2.1 空间可折展光学成像相机研究现状 |
| 1.2.2 空间光学相机伸展机构研究现状 |
| 1.3 本课题主要研究内容 |
| 第2章 空间可折展薄膜相机机构系统设计 |
| 2.1 引言 |
| 2.2 空间薄膜相机机构系统总体方案 |
| 2.2.1 光学衍射成像系统关键技术 |
| 2.2.2 相机机构系统总体方案设计 |
| 2.3 薄膜衍射光学主镜构型设计 |
| 2.4 主镜支撑伸展臂设计 |
| 2.4.1 伸展臂单元构型设计 |
| 2.4.2 高精度驱动铰链结构设计 |
| 2.5 缓释限速机构设计与分析 |
| 2.5.1 缓释限速机构结构设计 |
| 2.5.2 缓释电机输出单元裕度 |
| 2.6 地面试验系统设计 |
| 2.7 本章小结 |
| 第3章 光学主镜姿态调节机构分析与运动仿真 |
| 3.1 引言 |
| 3.2 基于Stewart六自由度姿态调节机构 |
| 3.2.1 机构位置与速度分析 |
| 3.2.2 结构参数对机构性能影响 |
| 3.3 基于 3-RRPS少链六自由度姿态调节机构 |
| 3.3.1 3-RRPS姿态调节机构构型设计 |
| 3.3.2 3-RRPS调节机构位置分析 |
| 3.4 主镜姿态调整机构运动仿真 |
| 3.4.1 主镜姿态调节机构结构设计 |
| 3.4.2 主镜姿态调节机构运动仿真 |
| 3.5 本章小结 |
| 第4章 可折展薄膜相机机构力学建模与仿真 |
| 4.1 引言 |
| 4.2 相机机构等效分析模型 |
| 4.2.1 铰接三角形桁架式伸展臂等效模型 |
| 4.2.2 伸展臂单元等效模型试验验证 |
| 4.2.3 机构系统等效分析模型构建 |
| 4.3 机构系统静力学分析与仿真 |
| 4.3.1 静力学参数分析 |
| 4.3.2 静力学参数仿真 |
| 4.4 机构系统动力学仿真与分析 |
| 4.4.1 系统模态分析 |
| 4.4.2 系统谐响应分析 |
| 4.4.3 系统随机振动响应分析 |
| 4.5 本章小结 |
| 第5章 可折展薄膜相机机构精度建模与分析 |
| 5.1 引言 |
| 5.2 主镜支撑伸展臂精度分析 |
| 5.2.1 考虑构件原始尺寸误差的伸展臂精度模型 |
| 5.2.2 考虑铰链回转间隙的伸展臂精度模型 |
| 5.3 伸展臂单元精度试验测试 |
| 5.3.1 伸展距离精度试验测试 |
| 5.3.2 重复展收精度试验测试 |
| 5.4 主镜姿态调节机构精度分析 |
| 5.5 相机机构系统精度分析 |
| 5.6 本章小结 |
| 结论 |
| 参考文献 |
| 致谢 |
（10）月面钻取采样器避让机构研制及试验研究（论文提纲范文）
| 摘要 |
| Abstract |
| 第1章 绪论 |
| 1.1 课题来源及研究的目的和意义 |
| 1.1.1 课题来源 |
| 1.1.2 研究的目的和意义 |
| 1.2 月球采样探测研究发展综述 |
| 1.3 国内外低重力模拟测试平台研究综述 |
| 1.3.1 国外低重力模拟测试平台研究现状 |
| 1.3.2 国内低重力模拟测试平台研究现状 |
| 1.4 课题主要研究内容 |
| 第2章 避让机构方案设计与分析 |
| 2.1 避让机构功能分析与技术要求 |
| 2.2 避让机构多方案设计与分析 |
| 2.2.1 直驱式避让机构方案设计 |
| 2.2.2 倾斜摆转式避让机构方案设计 |
| 2.2.3 绳驱式避让机构方案设计 |
| 2.3 避让机构方案对比分析 |
| 2.4 本章小结 |
| 第3章 避让机构结构设计与力学分析 |
| 3.1 避让机构着陆姿态分析 |
| 3.1.1 着陆器坐标系定义 |
| 3.1.2 极限俯仰姿态分析 |
| 3.1.3 极限侧倾姿态分析 |
| 3.1.4 极限姿态的确定 |
| 3.2 避让机构设计参数计算 |
| 3.2.1 边界约束条件分析 |
| 3.2.2 避让机构受力分析 |
| 3.3 避让机构详细结构设计 |
| 3.3.1 驱动组件设计 |
| 3.3.2 回转铰链组件设计 |
| 3.3.3 展开臂杆组件设计 |
| 3.4 避让机构运动学与力学特性分析 |
| 3.4.1 运动学特性分析 |
| 3.4.2 动力学特性分析 |
| 3.5 本章小结 |
| 第4章 避让机构综合性能测试设备研制 |
| 4.1 综合性能测试设备功能与要求 |
| 4.2 避让机构综合性能测试设备工作原理 |
| 4.3 避让机构综合性能测试设备详细设计 |
| 4.3.1 侧倾角调节装置 |
| 4.3.2 避让机构支撑平台及台架 |
| 4.3.3 避让机构支撑装置 |
| 4.3.4 压紧释放装置 |
| 4.3.5 法向支撑装置 |
| 4.3.6 控制系统设计 |
| 4.4 避让机构综合性能测试设备系统集成 |
| 4.5 本章小结 |
| 第5章 避让机构综合性能试验研究 |
| 5.1 综合性能测试设备调整方法 |
| 5.2 避让机构全过程展开运动特性测试分析 |
| 5.3 避让机构功能组件力学特性测试分析 |
| 5.4 避让机构锁定冲击特性测试分析 |
| 5.5 本章小结 |
| 结论 |
| 参考文献 |
| 致谢 |
四、适用于热真空环境的太阳翼铰链组件测试系统（论文参考文献）
- [1]亚太6D通信卫星方案设计与技术特点[J]. 魏强,廖瑛,石明,刘建功,周颖,刘忠汉. 航天器工程, 2022(01)
- [2]高分多模卫星敏捷遥感技术研究及应用[J]. 王跃,范立佳,李雨廷. 航天器工程, 2021(03)
- [3]太阳翼振动在轨视觉测量技术研究[D]. 罗欣孛. 哈尔滨工业大学, 2021
- [4]形状记忆伸杆及其驱动的卷轴式太阳电池阵研究[D]. 吴思杰. 哈尔滨工业大学, 2020(01)
- [5]微纳卫星太阳能电池阵驱动系统设计与研究[D]. 刘磊. 南京理工大学, 2020(01)
- [6]考虑铰链间隙的太阳翼刚柔耦合多体动力学特性研究[D]. 李媛媛. 哈尔滨工业大学, 2019(02)
- [7]适用于微小卫星的高性能一体化电源控制器研究[D]. 吕红强. 哈尔滨工业大学, 2019(02)
- [8]变参数挠性航天器动力学与控制研究[D]. 王杰. 国防科技大学, 2017(02)
- [9]空间大口径可折展薄膜相机机构设计与分析[D]. 王春龙. 哈尔滨工业大学, 2017(02)
- [10]月面钻取采样器避让机构研制及试验研究[D]. 闫文民. 哈尔滨工业大学, 2014(02)