摘要:随着空间探索的不断深入，人类从认识空间环境逐渐转向开发和利用空间资源，空间机械臂因其运动范围广、操作能力强等特点被广泛应用于空间探索活动。复杂的太空环境以及繁重的空间操控任务对空间机械臂的自主性与智能性提出了越来越高的要求。本文在概述空间机械臂的发展现状及其关键技术的基础上，对空间机械臂智能规划与控制技术展开综述，重点阐述国内外学者在空间机械臂任务规划、运动规划以及运动控制等方面中取得的研究成果，进而展望了后续空间机械臂规划与控制的发展方向。

摘要:在基于协作机械臂的航电联调联试系统中，为了解决机械臂在检测航电开关时存在环境复杂、需要适应不同种类开关与定位误差等问题，提出了两种基于关节力传感器的航电开关柔性检测算法，用来检测航电联试环境中主要的3大类开关。基于外力阈值检测的接触定位与操作算法，通过广义动量观测器估计末端外力，并在控制机械臂运动时设置操作力阈值，实现按钮和拨杆开关的二次定位和安全操作。基于阻抗控制的开关柔性操作算法在夹持开关时使用低阻抗模式，使末端顺应操作内力，实现旋转开关的柔性夹持操作。通过在模拟舱内和实际联试环境下进行的开关检测实验，证明了该算法具备较好的开关种类与误差适应性，能够提高开关检测的成功率和安全性。

摘要:飞行机械臂要完成自主抓取的任务，对目标物的识别与定位尤为关键。当前飞行机械臂视觉识别算法多采用传统的特征提取等方法。为提升目标物识别及定位的精度和效率，本文设计了一种基于YOLOv5深度学习目标检测算法和RGB-D传感器的视觉识别与定位算法，该算法可以实时检测目标物并对其位姿进行估计，为飞行机械臂的抓取工作服务。同时针对深度学习算法计算量庞大，在嵌入式端无法实现高性能实时检测的问题，引入了模型量化技术优化算法，大幅提升算法推理速度。本文介绍了算法的整体框架及实现过程，利用COCO数据集和动作捕捉系统分别验证了目标检测和位姿估计部分算法的有效性。

摘要:随着深空探测、在轨服务等空间技术的发展，直线传动机构在空间技术中的应用变得越来越广泛。滚珠直线导轨作为常用的直线传动机构，通常与滚珠丝杠等其他直线传动机构联合使用，用于承受直线传动过程中附加的力和力矩，从而达到简化滚珠丝杠受力情况、提高滚珠丝杠的运行平稳性和寿命的目的。直线导轨的阻力是反映其运行状态、进行在轨故障判断的重要参数。本文设计了一套直线导轨阻力测试设备，进行了直线导轨运行阻力测试，根据运行阻力与方向无关的原则，设计了合理的数据补偿方式，排除了测试过程中重力因素的影响，找到了阻力和力矩载荷的关系，对于研究滚珠直线导轨在力矩载荷下的阻力性能具有一定的指导意义。

摘要:针对机器人在动态复杂环境下的操作问题，研究机械臂跟踪运动目标及避障的运动控制方法。采用传统PID控制方法与DDPG强化学习算法相结合的方式，利用PID控制使得机械臂的工作平面快速接近目标物并与之重合，再使用DDPG算法让机械臂在平面内自主学习追踪目标物投影同时避开障碍物投影，最终在三维空间中实现跟踪与避障。该方法将机械臂作为一个智能体，智能体通过感知目标物和障碍物的距离偏差来自主学习避障跟踪策略。将本方法用于多自由度机械臂路径规划与避障任务中，对比单纯使用DDPG算法将机械臂作为智能体在空间中进行决策控制，仿真结果显示本文所提出的方法收敛效果和控制性能更好，机械臂能在训练后实现目标物的稳定跟踪和障碍物的躲避。

摘要:在进行在轨维修以及清除等任务时，需要确定航天器的姿态四元数和角速度。失效卫星常处于自由翻滚状态，通常带有柔性帆板，其运动规律相较于刚性帆板更为复杂。一方面，空间失效卫星的姿态确定常使用激光雷达、双目相机作为测量装备，其测量精度常受到光照、磁场等的影响，会对识别精度产生较大干扰。另一方面，柔性航天器的质量特性容易发生变化，导致很难对其动力学模型进行精确描述。针对柔性自由翻滚目标的状态难以获取的问题，本文提出基于无迹卡尔曼滤波的姿态估计方法，并采用神经网络补偿柔性航天器模型误差。仿真结果显示：无损卡尔曼滤波器（Unscented Kalman filter， UKF）算法对柔性航天器的姿态四元数预测误差值在10-3范围内，角速度误差值最高0.08 rad/s，采用神经网络补偿动力学模型后对四元数的预测误差稳定在9×10-4范围内，角速度误差稳定在1.5×10-3范围内。结果表明，使用神经网络补偿柔性航天器动力学模型的不确定项之后，UKF对柔性自由翻滚目标的姿态估计精度满足工程要求。

摘要:空间机械臂是在轨进行舱外巡检、航天员辅助出舱的关键活动机构，其在轨操作的运动过程需要在地面进行预先规划生成运动控制指令，再通过数字仿真与推演对运动控制指令进行验证，以确保机械臂操作全程的安全性和高效性。针对上述问题，本文主要从运动空间限制、运动速度限制和关节力矩限制等方面设计了地面仿真验证框架，提出了基于运动学与动力学建模、运动空间与碰撞关系分析的仿真验证策略，给出了关节运动、关节力矩和碰撞安全距离的计算方法以及超限检测与风险判断的准则，最后通过对关节超限检测、速度超限检测、力矩超限检测、碰撞检测与风险预估的仿真实验，证明了空间机械臂运动控制的地面仿真验证方法的有效性。

摘要:现有可维修航天器为实现可维修能力代价大，且技术发展途径不清晰，难以推广应用。本文在对国外可维修航天器技术特点分析的基础上，从可维修体系架构、可更换功能模块体系和即插即用接口体系3方面，提出了一种可维修航天器的通用设计方法。结合所提方法，设计了一种主结构可变构型的模块化可维修航天器，阐述了所涉及的关键技术。所设计的可维修航天器以开放式机械体系、分布式异构网络体系与可补加动力体系为核心架构，以两级功能模块和三级接口为可维修载体，以较小代价实现了可维修维护能力，降低了对维修操作方的能力要求，且系统功能性能可随技术的发展动态演进。所提方法与典型设计案例可为中国可维修航天器及相应技术的发展提供参考。

摘要:针对无人机飞行过程中遇到威胁需要及时安全规避的问题，本文提出一种基于经验直觉的无人机机动规避决策算法。首先将无人机威胁安全规避机动过程中所获取的态势信息，按照规避机动区域进行结构化处理并标注相应的机动决策标签，建立基于数据的无人机情景决策知识库。其次，利用无人机情景决策知识库中的数据训练长短时记忆网络以实现情景与机动决策之间的正确映射。然后，根据人类基于直觉进行行动决策的原理，设计无人机基于经验直觉的机动规避算法。最后，通过仿真分析表明所提出无人机威胁规避算法的有效性。

摘要:针对飞机导管实际装配过程中因装配应力大导致故障频发的问题，提出了一种基于导管装配特征的误差补偿方法。首先采用几何建模法进行了导管装配过程的几何建模，并提出了一种基于轴线矢量的导管装配模型建模方法。在此基础上，采用罗德里格旋转公式建立了基于实际装配工况下的导管空间位姿计算模型。然后基于导管装配要求进行了装配约束分析并识别了导管装配关键约束特征。随后分析了不同约束形式下的导管装配场景，并分别提出了单约束和关联约束下导管装配误差补偿方法。最后选用航空典型扩口导管进行试验研究，分别进行导管装配误差补偿计算和导管装机气密性试验，结果表明所提出的方法能够有效地实现导管理论空间位姿调节和参数补偿，且补偿后的导管在装机气密性上明显优于未补偿的导管。

摘要:陶瓷超材料吸波器具有耐高温、高强度、可完美吸波的特点，其结构复杂且具有周期性，是一种新兴的吸波器件。但传统成形方式在复杂结构制造上存在一定的局限性。本文提出一种基于光固化增材制造氧化铝陶瓷表面镀铁氧体的方法实现周期性复杂结构的陶瓷超材料吸波器。使用氧化铝粉末和光敏树脂，配制出可供 3D 打印的氧化铝陶瓷浆料，利用3D打印机成形氧化铝陶瓷坯体。根据 TG-DSC 热分析法，确定了陶瓷坯体的脱脂工艺参数，烧结出氧化铝陶瓷样件。再利用浸渍法在氧化铝样件表面镀铁氧体膜，并烧结使其致密化。使用SEM观察样件表面形貌，通过X 射线衍射分析物相组成，利用划痕法测试镀层的结合力。结果表明，本文提出的方法可以实现周期性复杂结构的陶瓷吸波器快速制造，为新型超材料吸波器的设计与制造提供了新的思路。

摘要:通过有限元分析对含预填块复合材料帽型单筋板弯曲承载能力和失效机制进行了预测，并完成试验验证。首先基于有限元软件ABAQUS，建立了含预填块帽型单筋板实体模型，完成了对筋条和蒙皮复合材料铺层及粘聚区界面的模拟。同时，本文根据Hashin准则和Tsai-Wu准则编写了UMAT子程序，完成了对模型的有限元仿真计算，并比较了两种准则的优劣。结果表明：有限元结果中模型的承载能力、损伤机制和失效位置和试验结果吻合，载荷-位移曲线大致一致。达到极限载荷时，共固化成型的含预填块复合材料帽型单筋板在筋条的短切纤维块与泡沫交界处发生“压断”破坏，导致结构承载能力下降，试验和仿真均未出现筋条与蒙皮脱粘现象。并且，增加筋条铺层层数和短切纤维块长度可有效提高结构承载能力。

摘要:针对某平尾中央翼与外翼前梁连接接头，设计了复合材料接头试验件。根据平尾接头实际载荷工况及试验件构型，设计了特定的试验夹具，确定了静力试验方案。通过静力试验，得到了试验件在实际载荷工况下的静力极限载荷和破坏模式。并采用ABAQUS有限元软件，对中央翼前梁接头、外翼前梁接头试验件进行静力分析，有限元预测结果和试验结果吻合较好，证明了有限元模型的准确性。数值计算结果表明：接头在静力载荷工况下，孔边产生应力集中，导致孔边纤维破坏并向周围扩展，最终失去承载能力。

摘要:为提高加筋壁板结构轻质优化效率，提出一种基于Voronoi序列采样的加筋壁板优化设计方法。建立了该结构的参数化模型，分析了加筋壁板蒙皮与桁条腹板的网格规模对结构承载能力及失稳模式的影响规律，并依据桁条腹板高厚比进行了网格划分，进而平衡后屈曲分析精度与效率；然后，提出了基于探索策略和开发策略的序列近似优化方法，其中Voronoi加点侧重全空间探索，近似最优解侧重局部开发，通过动态加点迭代至收敛，实现综合探索和开发性能的并行采样，提高了算法的收敛精度和计算效率；最后，应用该算法进行加筋壁板轻量化设计，并与传统序列近似优化方法进行对比。结果表明，本文方法利用更少的初始样本点，通过更少的迭代次数达到更高的优化精度，并获得了相对初始设计减重32.6%的优化结构。

摘要:飞机复合材料结构设计中必须确定凹坑损伤的目视检测门槛值及其影响因素。采用3种直径的冲头，通过准静态方法对平板表面引入随机分布的凹坑损伤。考察板的角度、颜色以及检测人员水平3种因素对详细目视检测结果的影响。基于累积对数正态分布模型分析对比了不同因素条件下的检出概率。结果表明，蓝色板的凹坑损伤更容易被检出；接近垂直检测角度的板的凹坑损伤更容易被检出；具有维修或目视检测相关经验的专业人员的检出概率高。

摘要:采用疲劳试验和有限元分析相结合的方法，研究了选区激光熔化增材制造316L不锈钢缺口件在多轴载荷下缺口根部塑性区及其对缺口件疲劳寿命的影响。对增材制造316L不锈钢缺口件进行了单轴、比例和90°非比例路径下的疲劳试验，研究了缺口几何尺寸、载荷水平和载荷路径等对缺口根部塑性区的影响，在此基础上提出了缺口根部塑性区的表征方法，利用缺口根部最大von Mises应力和提出的塑性区影响因子f构造疲劳损伤参量，结合光滑件的单轴S-N曲线预测缺口件的多轴疲劳寿命。试验结果证明本文所提出方法的预测疲劳寿命大多在3倍误差分散带以内。

摘要:目前我国飞机结构试验中杠杆加载系统存在着设计工作量大、效率低等问题。针对企业的实际需求，本文基于CATIA软件平台，开发了一套杠杆加载参数化快速设计系统。首先基于总体设计的全机外形数模计算了外形加载点；其次运用改进的聚合层次聚类算法生成了杠杆加载系统的拓扑结构图；最后对杠杆、连接件等实现参数化建模并完成自动装配。实例表明，本文提出的方法可方便地进行杠杆加载系统的快速建模。

摘要:以2K-V行星传动机构中齿轮为研究对象，以齿轮啮合原理、传热学等为理论依据，分析了齿轮在不同啮合位置的相对滑动速度和齿面的接触应力的变化规律。精确计算了稳态温度场边界条件，包括齿轮一个啮合周期内的平均摩擦热流量和不同齿面的对流换热系数。建立单齿三维模型并导入ANSYS Workbench进行温度场的有限元分析。通过将啮合齿面划分成多个沿齿宽方向的条形区域来实现不同啮合位置摩擦热流量的加载，得到齿轮稳态温度场分布，并分析了条形区域的数量对温度场的影响。结果表明，当条形区域数量多于50时，温度场基本趋于稳定。

摘要:由于在常温下聚二甲基硅氧烷（Polydimethylsiloxane，PDMS）是一种高弹性材料而非硬脆材料，此时利用微磨料气射流对其进行加工，加工效率很低，甚至为零，而且还会有大量的磨料颗粒嵌入PDMS表面中。当PDMS冷却不完全，即处于高弹态和玻璃态之间的过渡状态时，利用低温微磨料气射流加工PDMS仍然会发生很严重的磨料嵌入现象，致使加工效果较差。针对这一问题，本文利用ANSYS Fluent软件对PDMS进行传热仿真分析来获得PDMS内部温度的变化情况，从而能够计算得到在PDMS深度方向上的冷却速率，同时利用与传热仿真分析过程中完全相同的工艺参数在PDMS表面上加工微孔，计算出在PDMS深度方向上的最大平均冲蚀加工速率，最终发现冷却速率远大于冲蚀加工速率。根据传热仿真的分析结果，通过开展单因素实验探究进给速度v、加工距离D、冲蚀角度α以及加工压强p对PDMS加工性能的影响规律，为后续进行更深入的研究提供重要参考依据。

摘要:针对一类离散的非线性分布参数系统，提出了一种批次长度随机变化的迭代学习控制问题。该类系统由抛物型偏微分方程构成。该方法采用伯努利型随机变量来描述迭代长度随机变化的情况，并根据分布参数系统的性质以及P型分布更新控制算法设计了迭代学习控制器。基于压缩映射原理，给出了系统输出误差收敛的充分必要条件并加以证明。结果表明，所提出的控制方法在λ范数意义下跟踪误差是收敛，且相对经典迭代学习算法，所提控制算法的收敛速度更快。最后，通过数值仿真验证了所提算法的有效性。