全文获取类型
收费全文 | 76篇 |
免费 | 16篇 |
国内免费 | 32篇 |
专业分类
航空 | 59篇 |
航天技术 | 17篇 |
综合类 | 10篇 |
航天 | 38篇 |
出版年
2024年 | 1篇 |
2023年 | 2篇 |
2022年 | 9篇 |
2021年 | 5篇 |
2020年 | 6篇 |
2019年 | 7篇 |
2018年 | 6篇 |
2017年 | 2篇 |
2016年 | 1篇 |
2015年 | 7篇 |
2014年 | 8篇 |
2013年 | 10篇 |
2012年 | 4篇 |
2011年 | 5篇 |
2010年 | 4篇 |
2009年 | 7篇 |
2007年 | 7篇 |
2006年 | 5篇 |
2005年 | 2篇 |
2004年 | 3篇 |
2003年 | 2篇 |
2002年 | 2篇 |
2001年 | 4篇 |
2000年 | 3篇 |
1999年 | 3篇 |
1998年 | 2篇 |
1997年 | 1篇 |
1996年 | 3篇 |
1995年 | 1篇 |
1993年 | 1篇 |
1991年 | 1篇 |
排序方式: 共有124条查询结果,搜索用时 79 毫秒
61.
在空间探测任务中,为了避免卫星平台剩磁对空间待测信息的干扰影响,需采用轻质的伸杆机构支撑各类探测载荷远离卫星本体,而伸杆的弹性振动不可避免地会耦合作用到卫星本体,从而降低卫星本体的姿态控制精度和稳定度。针对此问题,提出了一种基于伸杆最优指令整形结合本体自适应扰动抑制滤波器的复合振动控制策略,即采用指令整形技术抑制柔性伸杆的弹性振动,同时设计自适应扰动抑制滤波器进一步抵消柔性伸杆残余振动对本体的干扰影响,最后在搭建的半物理仿真实验平台上对控制方法进行了实验验证。结果表明:此方法在有效抑制柔性伸杆残余振动的基础上,通过干扰抵消和抑制的控制策略可显著提高此类航天器的姿态控制精度和稳定度。 相似文献
62.
63.
输入成型法无法消除姿态机动过程中的柔性振动,残留的柔性振动将改变大柔性太阳帆航天器的结构参数,影响姿态机动的控制精度。为此,基于两种控制手段(作用于太阳帆中心的喷气和作用于支撑杆顶端的电推进)的组合,提出复合控制方法,以消除姿态机动过程中的柔性振动。采用将帆面质量等效到支撑杆的简化方法,建立太阳帆航天器姿态运动与柔性振动的耦合动力学模型,并从减小振动模态的外加激励出发,根据简化的动力学模型,得到了两种复合控制的设计方法:消除某一阶的柔性振动方法和减小前n(n>1)阶的柔性振动方法。仿真结果表明,相比输入成型法,第二种复合控制方法不但机动时间短,还能够将姿态机动过程中的柔性振动抑制到5%,使机动角度精度优于0.003°。由于仅利用已有的控制手段,复合控制方法算法简单,适合于实际应用。 相似文献
64.
液体多模态晃动充液航天器姿态机动复合控制 总被引:1,自引:0,他引:1
主要研究多模态液体晃动时充液航天器大角度姿态机动动力学与控制问题。采用液体晃动弹簧质量等效力学模型将液体燃料前两阶液体晃动模态纳入到充液航天器耦合动力学模型中;根据动量矩守恒定律推导出充液航天器耦合系统动力学方程。针对充液航天器大角度姿态机动同时抑制燃料晃动的问题,采用自适应动态输出反馈的姿态控制方法并结合基于前馈控制的多模态ZVD输入成型器设计复合控制器。通过数值模拟给出了液体晃动响应及航天器姿态机动的时间历程图,数值仿真结果表明了本文所给出复合控制方法的有效性。 相似文献
65.
带有输入非线性的挠性航天器姿态机动变结构控制 总被引:3,自引:0,他引:3
针对挠性航天器反作用飞轮输入力矩受限情况下的姿态机动问题,提出了一种仅利用输出信息的变结构输出反馈控制方法。在基于非线性和低阶模态的动力学模型基础上,给出了滑模存在条件以及变结构输出反馈控制器设计的方法,并保证闭环系统渐近稳定;另外,为了避免确定不确定性和外干扰界函数上限的困难,又给出了一种自适应变结构输出反馈控制器的设计方法,并基于Lyapunov方法分析了滑动模态的存在性及稳定性。最后,将本文提出的两种控制方法应用于三轴稳定挠性航天器的姿态机动控制,并进行数值仿真研究。仿真结果表明:在反作用飞轮的控制受限条件下,完成姿态机动的同时,使得挠性附件的振动幅值远远小于0.001,有效地抑制挠性附件的振动。 相似文献
66.
研究了挠性航天器的姿态控制器设计问题。结合Lyapunov矩阵成形的不变椭圆,使用多目标综合技术集成干扰抑制,鲁棒稳定和控制输入约束问题。基于迭代的线性矩阵不等式(ILMI)给出了静态输出反馈控制器。仿真结果表明,该方法虽然具有一定的保守性,但可以较好的满足系统的鲁棒性能要求,对工程实现具有一定的参考价值。 相似文献
67.
This paper presents a dual-stage control system design method for the three-axis-rotational maneuver and vibration stabilization of a spacecraft with flexible appendages embedded with piezoceramics as sensors/actuators. In this design approach, attitude control system and vibration suppression were designed separately using lower order model. The design of attitude controller was based on variable-structure control (VSC) theory leading to a discontinuous control law. To accomplish asymptotic attitude maneuvering in the closed-loop system and be insensitive to the interaction of elastic modes in the presence of unknown disturbances/uncertainty and input saturation as well, a switching mechanism is employed to design the attitude controller such that outside the sliding region VSC law with a time-varying sliding surface is implemented and inside the region the VSC law with a linear sliding surface is activated. Furthermore, a hyperbolic tangent function in conjunction with a sharpness function permitted to vary with time according to a set of user-defined parameters is implemented to offset the disadvantages of existing saturation-respecting controller and chattering. In addition, for actively damping the excited elastic vibrations during attitude maneuvering, modal velocity feedback and strain rate feedback control design methods are presented and compared by using piezoelectric materials as additional sensors and actuators bonded on the surface of the flexible appendages. Numerical simulations are performed to show that rotational maneuver and vibration suppression are accomplished in spite of the presence of disturbance torque, parameter uncertainty and control saturation nonlinearity. 相似文献
68.
69.
70.