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991.
导出了带有“拍打”运动的挠性卫星数学模型 ,并指出模型的不确定性 ;给出了卫星姿态控制器的基本形式 ,并分析了控制器参数的选取准则以保证姿态控制系统的稳定性 ;进而利用在轨辨识在线修正控制器参数形成了卫星姿态的自适应内模控制器。分析和仿真结果表明 ,所提出的自适应内模控制器能够有效提高大型卫星的姿态指向精度和稳定度 相似文献
992.
针对空间光学遥感器在空间环境地面模拟试验中舱板温度分布不均的问题,运用模块化思想对某型号空间光学遥感器工装的舱板结构开展了优化设计。将舱板按照温度分布进行分块,提出模块化拼装和模块化热控2种设计方案,模块化拼装是对舱板及其表面加热片进行独立分块划分,模块化热控则是将舱板视为整体,仅对其表面的加热片进行分块设计。结果表明:模块化热控的舱板平均温度偏差为0.205 K,低于未模块化设计的0.87 K和模块化拼装的0.30 K,提高了舱板的温度均匀性。同时,模块化拼装改善了舱板温度分布,使得符合热控要求的测点比例由34.8%提高到96.7%,但独立划分的模块之间仍存在一定温差;模块化热控则消除了模块间的温差,将符合热控要求的测点比例进一步提高到100%,完全满足热控要求。 相似文献
993.
994.
针对单曲形蒙皮零件,建立了有限元数值模拟的离散模型和等效模型,通过对成形计算时间、垫层变形量和成形零件外形的比较,验证了等效模型的高效性和可靠性.为了消除垫层变形和板料回弹对成形精度的影响,采用有限元等效模型技术,基于位移调整法,提出了先进行板料回弹补偿再进行垫层变形补偿的模面补偿算法,并应用该算法分别对单曲形和双曲形蒙皮零件进行了拉形模面补偿分析.在得到的补偿模面上进行了单曲形和双曲形蒙皮零件成形试验,采用非接触光学测量系统进行数字化测量后,发现成形零件外形误差均在允许范围(±0.5 mm)之内,满足精度要求,验证了该模面补偿算法的有效性. 相似文献
995.
996.
997.
针对柔性卫星大角度机动过程中多种模态的强耦合非线性动力学控制问题,提出了一种自适应模糊变结构姿态控制方法.首先利用拉格朗日方程建立了带柔性附件卫星的动力学模型,然后设计变结构控制器使得系统状态能在有限时间内到达滑模面,并采用自适应模糊系统逼近系统所存在的耦合非线性项.为了削弱变结构控制项所带来的抖动,避免激发柔性附件的高频模态,采用边界层方法来代替开关项,并通过模糊规则表的方法确定边界层的厚度.仿真结果表明,所提出的控制方法既实现了柔性卫星高精度姿态控制,也保证了卫星大角度机动过程中柔性附件弹性模态的有效抑制,系统对各种干扰具有一定的鲁棒性. 相似文献
998.
文章简略介绍太空梯的概念,概述了目前世界上太空梯系统的状况和研制遇到的普遍困难.由于现有的纳米技术和材料以及加工水平还不能满足缆绳式太空梯的要求,因此文章提出建造一种非柔性结构的太空梯的构想,这样的太空梯虽然运行效率不及缆绳式太空梯,但所要求的材料相对容易得到. 相似文献
999.
空间充气展开结构的材料成型固化技术综述 总被引:1,自引:0,他引:1
空间充气展开结构的体积小,质量轻,可用于构建大型空间结构,在航天领域具有广阔的应用前景。空间充气展开结构需要采用柔性材料,通过充气展开成型固化使柔性材料具有足够的强度和刚度。成型固化是研制空间充气展开结构的关键技术之一,文章介绍了四种成型固化技术:铝/聚合物薄膜成型固化技术、热成型固化技术、热塑性/形状记忆成型固化技术和紫外线成型固化技术。通过分析,认为在目前条件下铝/聚合物薄膜成型固化技术更接近于空间充气展开结构的实际应用。 相似文献
1000.