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采用高电压太阳电池阵供电系统的低轨道(LEO)大型航天器会收集周围空间环境电子电流,使其被充电到较高的负电位,从而对航天器交会对接和航天员出舱产生严重的危害,因此对这种航天器表面电位进行主动控制可有效降低航天器运行风险和保障航天员安全。采用地面模拟试验的方法,利用空心阴极等离子体接触器发射电子的手段,模拟太空环境下对带负电航天器表面电位进行有效控制。研究结果表明,最小工质流率大于4.0 sccm时空心阴极发射的电子电流可以抵消航天器吸收的电子电流,实现航天器电位的自适应控制,将航天器表面电位钳制在20 V之内;且随着氙气流率的增加,钳位电压会更小。这一方法将有效避免航天员出舱活动和航天器交会对接时的放电危险,对中国航天器带电效应防护具有很重要的意义。 相似文献
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针对刚体航天器存在未知惯量参数、推力器故障以及控制受限的姿态控制问题,提出了一类自适应变结构容错控制方法,显式地引入推力器输出的饱和幅值,以确保控制输出在其要求界的范围内;同时,引入控制参数在线自适应调整技术,提高了控制律对参数、干扰以及故障变化的自适应能力;对设计者而言,推力器故障信息不需要进行在线检测和分离。此外,进一步考虑存在推力偏差对系统性能的影响,设计控制器参数使得闭环系统对这类推力偏差具有L2增益稳定性。最后,将设计的控制器应用于航天器的姿态机动控制,仿真结果表明该控制器能有效地抑制外部干扰、参数不确定性和推力器各种故障的约束,在完成姿态机动的同时,保证其控制输出满足饱和受限界的要求。 相似文献
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目前各国在轨应用的对接机构属于硬碰撞式对接机构,在此构型下两航天器在空间进行碰撞接触时撞击能量较大,并且此结构下目标飞行器的对接范围较窄。随着空间探测任务的深入,需要对对接机构提出更高层次的设计要求,因此弱撞击对接机构也将成为空间探测任务中一项重要的研究方向。本文对弱撞击对接机构运动学的正解和反解进行了研究分析,得到了相应的推导公式,并通过MATLAB软件对其进行了算例校验。求解出了对接环运动速度和执行推杆伸出速度的关系,这对弱撞击对接机构的工程研制有很大的应用价值。 相似文献
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模型自由飞试验要求模型能够模拟真实飞机的质量、重心和惯量矩,而当前自由飞模型结构设计时仅考虑强度约束,通常会造成质量分布不合理,后期需要增加配重,对于小质量的缩比模型极易出现惯量矩超出限制范围的情况。利用CAE软件构建全机模型,以缩比模型的强度、质量、惯量矩等为约束条件进行多约束优化,可以得到合理的结构设计,满足惯量矩要求,节省后续工作时间,具有较强的工程实用价值,并在实际应用中得到了验证。 相似文献
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空间非合作目标惯性参数的Adaline网络辨识方法 总被引:1,自引:1,他引:0
空间在轨操作中,航天器在对空间非合作目标的抓捕行动常常导致航天器本体的姿态和空间轨迹发生变化。为克服空间非合作目标对航天器本体动力学、运动学的影响,使控制系统做出精准及时的姿控策略调整,确保航天器正常在轨工作和轨迹姿态的高精度,需对抓捕的非合作目标的惯性参数进行辨识。针对传统辨识方法依赖广义逆求解导致的辨识过程运算量大,且数值容易产生剧烈振荡,造成辨识结果不稳定等不足,采用基于归一化最小均方(NLMS)准则的Adaline神经网络方法进行空间非合作目标惯性参数的辨识。首先,基于动量守恒理论建立抓捕后的航天器-机械臂-空间非合作目标系统模型;然后将辨识方程的系数矩阵作为网络的输入和输出,空间非合作目标的惯性参数作为神经网络的训练权重,基于迭代步长可变的NLMS准则实现对目标惯量参数的快速、准确辨识;最后,在构造的ADAMS/MATLAB联合仿真平台上进行了验证。仿真结果表明,基于NLMS准则的Adaline神经网络是一种快速、准确辨识目标惯量参数的有效方法。 相似文献
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卫星自动对接技术研究 总被引:2,自引:0,他引:2
随着卫星总装工艺技术的复杂性越来越高,其对功能和性能指标的要求不断提高,先进制造技术在复杂航天器装配中的作用越来越重要.卫星装配是制造过程中的最后一个环节,也是一个重要环节.卫星的装配,通常先分舱段装配,再进行姿态调整和对接.在此装配过程中,传统的对接装配方法需要采用专用的装配工装,用于定位、支撑各个部件,然后通过人工辅助进行对接装配,这种方法对不同产品的适应性差,降低了装配的质量、柔性和效率. 相似文献
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航天器交会对接地面模拟系统用于研究航天器交会对接过程的动力学、导航与控制等方面的相关问题。模拟器通过气浮轴承悬浮在大理石平台上来模拟太空的无摩擦微重力环境。通常情况下要保证大理石平台足够水平,由于实际平台不可能完全水平,模拟器的重力分量会使模拟器产生下滑现象,这种现象对大型地面模拟器设备尤为严重。针对模拟器的逼近过程设计了轨迹规划。为了减小测量信号噪声的影响,采用跟踪微分器(TD)对整个逼近过程中的测量信号进行滤波。针对逼近过程中模拟器存在下滑力等干扰问题设计控制器,通过扩张状态观测器(ESO)实时估计干扰量,进而对干扰量进行补偿。对模拟器冷喷气推力系统制定了推力器分配策略,采用脉冲宽度调制(PWM)技术实现对推力的近似等效。提出的控制方法应用于航天器交会对接地面模拟系统,实验结果表明所提出的控制方法能有效消除下滑力等干扰的影响。 相似文献
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空间对接地面半物理仿真台系统仿真研究 总被引:3,自引:0,他引:3
飞行器空间对接地面半物理(HIL)仿真台是进行空间对接技术研究、对接机构地面检测以及对接过程的故障复现等多种用途的关键设备。论文阐述了飞行器空间对接地面半物理仿真台系统建构思想。在此基础上推导出空间对接地面半物理仿真台的空间对接动力学模型。基于物理建模的思想,用SimMechanics工具箱建立了空间对接地面半物理仿真台的机械系统,用Matlab/Simulink建立了控制系统模型,建构了虚拟空间对接地面半物理仿真台。采用滞后补偿等使系统的闭环动态性能达到要求。在空间对接地面半物理仿真台虚拟样机上,采用无阻尼振荡模型对空间对接动力学模型等进行了验证,对空间对接的缓冲过程进行了仿真。仿真结果表明空间对接动力学模型是正确的,空间对接地面半物理仿真台系统的建构思想是可行的。 相似文献
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串联式TBCC进气道模态转换模拟器设计及其特性分析 总被引:2,自引:2,他引:0
为了实现涡轮基组合循环(TBCC)推进系统平稳模态转换过程的模拟,在前期风洞试验研究的基础上对串联式TBCC进气道模态转换模拟器进行重新设计。采用线性化及非对称的思路对该模拟器进行设计并对其特性展开数值仿真研究。结果表明:该模拟器不仅需要模拟发动机工况改变引起的背压变化,而且能通过流通截面面积线性变化,实现两个通道的流量分配。该装置的特点是能保证模态转换过程中每一点的涡轮/冲压通道的总堵塞比不变,使本文所研究的进气道在总堵塞比保持为65%时进行模态转换,结尾激波基本维持在喉道等直段内且进气道出口马赫数基本维持在0.30,流量系数基本为0.45,涡轮/冲压通道流量呈线性变化,与预期目标一致。 相似文献
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在介绍飞机任务系统训练模拟器原理的基础上,阐述了基于PC/104嵌入式计算机的飞机惯导模拟器的研制方案,给出了模拟系统的硬件电路框图和软件程序结构图,并与飞机任务系统训练模拟器进行了组网导航训练测试,测试结果显示该模拟系统性能稳定,简单可靠,满足设计要求。 相似文献
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进气道旋流模拟及测量地面试车台试验研究 总被引:3,自引:0,他引:3
在地面试车台上,利用叶片式旋流发生器和五孔探针,对进气道旋流模拟和测量进行了试验研究。试验验证了旋流模拟方法、测量方法的有效性及旋流评定指标的可行性,结果表明:叶片式旋流发生器能有效地模拟出典型的整体涡、局部涡及对涡结构,其中整体涡强度可达15°;旋流测量方法行之有效且精度较高;旋流评定指标合理可行,能较为直观地反映旋流流场的强弱和结构。 相似文献
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大型客机涡扇发动机动力特性模拟 总被引:1,自引:0,他引:1
机体/发动机干扰问题是现代大型客机设计中必须考虑和解决的核心问题之一。长期以来,商用和in-house计算流体力学(CFD)软件,都是通过在发动机进气口设置质量流量比,排气口和外涵道设置总温比/总压比,建立动力特性模型来等效模拟机体/发动机干扰流场。在现有动力特性模型基础上,借鉴特征边界思想,将外涵道指定为特征边界,建立了一种新的发动机动力特性模型。采用轴对称超高涵道比涡扇发动机模型、轴对称涡轮动力模型以及某型客机带发动机模型对两种动力特性模型进行了系统的验证和确认,结果表明:两种发动机动力特性模型均能很好地模拟涡扇发动机动力效应,且计算结果与试验数据吻合较好,说明了两种动力特性模型的正确性、可靠性以及工程适用性。此外,所建立的新动力特性模型特别适合于大涵道比涡扇发动机的动力效应模拟,且可以在外涵道总温比、总压比等参数未知的情形下,评估发动机的动力特性,在实际工程中应用更广泛。 相似文献