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101.
舰载飞机对动力装置特殊要求的分析(上) 总被引:1,自引:1,他引:0
本文从舰载飞机所处环境的特殊性出发,按固定翼和旋翼机的不同特点,分析和论证了它们对动力装置的特殊要求。文中重点从动力装置性能、结构强度、起动和外界环境等四个方面,论述了15项特殊要求;指出了其重要性和必要性;并提示了实现这些要求应采取的某些技术措施。 相似文献
102.
前言在研制微型机(工作)的爱好者不断增加的今天,微型信息处理机、存贮器片,各种输入输出装置及其控制装置等硬件已更方便地使用户所使用,另一方面,为了更有效地利用硬件设备,有必要对软件的作用加以研究。硬件的功能如何,要靠软件的好坏而决定这种说法是不过分的,即便是微型机的软件,其基本功能也与通用计算机 相似文献
103.
田东兴 《北华航天工业学院学报》2013,23(3):13-16
本文提出了一种新型具有相同分支的三自由度并联机构,每个分支包含一个4R复合铰链,利用螺旋理论计算了该并联机构的自由度,建立了运动学模型。基于动平台与固定平台之间的矢量方程关系,推导出该机器人的运动学方程,得到了机构的正反解。对于机构的工作空间进行了分析,得到了机构的各参数与工作空间的关系,为少自由度并联机器人的控制奠定了基础。 相似文献
104.
传统折叠式太阳翼体积与重量大, 采用一次性展开锁定机构易引起航天器调 姿或变轨时的颤振. 为此提出了一种新型扇形太阳翼重复折展机构. 基于 ProE/Adams联合仿真, 建立虚拟样机模型, 获取不同电机转速下扇形太阳翼转 动导板展开运动参数的变化规律, 对所研制的扇形太阳翼重复折展机构原理样 机进行展开功能试验. 对比仿真与试验结果可知, 在电机允许转速范围内调节 转速, 扇形太阳翼重复折展机构均可在规定时间内完全展开锁定, 具有重复折 展与锁解功能, 且仿真与试验数据高度吻合, 表明其符合设计要求. 相似文献
105.
为解决编队内各目标航迹精细关联的难题,按照编队目标航迹的特点,结合误差估计技术及航迹关联技术,提出了一种基于系统误差自动补偿的编队目标航迹精细关联算法,该算法首先基于循环阈值模型对各传感器获得的航迹进行编队识别,并按编队中心航迹完成编队航迹的整体预关联,然后基于编队航迹状态识别模型,搜索或建立分辩状态最接近的预关联编队航迹,并基于编队航迹系统误差估计模型和误差确认模型,获得最终的系统误差估计值,自动完成系统误差补偿,最后利用传统的航迹关联算法进行编队航迹的精细关联。经仿真数据验证,与基于目标不变信息量的模糊航迹对准关联算法和基于航迹迭代的航迹对准关联算法相比,该算法具有耗时少、关联性能有效稳定等综合优势,能较好的满足工程上对系统误差下编队内目标航迹的精确关联需求。 相似文献
106.
为解决低轨卫星IP网络中现有典型源组播算法的信道资源浪费,提出了一种核心群合并共享树(CCST)的低树代价组播算法.用动态近似中心(DAC)选核方法和核心群合并组播路径构建方法:DAC方法基于逻辑位置形成虚拟静态且结构规则的网络拓扑选择核节点;核心群合并方法以核节点为初始核心群,通过核心群和剩余组成员的最短路径方法逐步扩展至整棵组播树构建完成,可使组播树的树代价最小,大幅提高网络的传输带宽利用率和组播传输效率.仿真结果表明:与低轨卫星IP网络的其他典型算法相比,CCST算法的树代价性能明显改善,但端至端传播时延略高. 相似文献
107.
108.
为了验证LHT-100霍尔电推进系统工作匹配性和工作性能,对霍尔电推进系统进行了集成测试研究,霍尔电推进系统包括霍尔推力器、电源处理单元、滤波单元、贮供单元和控制单元,对真空状态下的系统集成点火测试数据与设计指标的符合性进行了分析,研究表明:LHT-100霍尔电推进系统工作兼容性良好,系统集成拉偏后及系统宽功率范围工作正常稳定,各项性能指标满足要求,系统压力控制精度、阳极热节流器及阴极热节流器温度控制精度分别为±1.7%、±1.6%及±1.5%,系统推力83m N,比冲1600s,功率1536W,总效率48.2%,束流发散半角36.2°。 相似文献
109.
为提高五孔探针的标定效率,研究了一种采用拉丁超立方抽样技术开展变马赫数五孔探针标定的试验方法。马赫数在0.2~0.5范围内的对比试验结果表明:采用改进的拉丁超立方抽样标定技术可使攻角与侧滑角的拟合误差较一般拉丁超立方抽样方法下降14.3%~28.6%,且攻角与侧滑角的拟合方均根误差均在1°以内,马赫数的拟合方均根误差不高于0.005,标定精度能够满足工程使用要求。与常规完整数据标定方法相比,改进的拉丁超立方抽样标定技术虽拟合误差升高8.8%~17.1%,但标定工作量仅为常规完整标定方法的20%,标定成本下降80%,马赫数范围越宽,成本的降低越明显。 相似文献
110.
混合小推力航天器日心悬浮轨道保持控制 总被引:3,自引:3,他引:0
针对太阳帆、太阳电混合推进航天器日心悬浮轨道保持控制问题进行了研究。为解决基于局部线性化模型设计轨道保持控制器时存在的控制精度不高、模型精确性过度依赖等问题,应用自抗扰控制(ADRC)技术设计了轨道保持控制器。首先,采用圆形限制性三体问题(CRTBP)模型推导了混合小推力航天器日心悬浮轨道动力学方程;然后,考虑系统模型不确定性和外部扰动,提出了一种基于扰动估计和补偿的轨道保持控制方法;最后,数值仿真表明存在系统模型不确定性、初始入轨误差及地球轨道偏心率扰动等因素的情况下,所设计的控制器仅需很小的速度增量即可实现高精度的日心悬浮轨道保持控制。 相似文献