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51.
针对机械飞轮内干扰可能导致小卫星姿态控制系统性能下降问题,提出了一种加入机械飞轮干扰补偿的自适应滑模变结构姿态控制方法.本文针对基于机械飞轮的三轴稳定卫星姿态控制系统,首先建立系统详细的数学模型,包括基于机械飞轮的三轴稳定卫星姿态动力学方程和机械飞轮控制系统模型,然后针对此系统设计了一种基于机械飞轮干扰补偿的自适应滑模变结构控制器,其中通过设计一种状态观测器得到机械飞轮摩擦干扰的估计值,用于对机械飞轮摩擦干扰的补偿,并通过Lyapunov定理证明了此控制律能保证系统的渐近稳定性.最后仿真结果显示,此方法缩短了飞轮转速过零时间,降低了最大的姿态扰动量且提高了卫星姿态控制的精度和稳定度. 相似文献
52.
嫦娥三号推进系统在轨推进剂耗量计算方法 总被引:1,自引:0,他引:1
嫦娥三号推进系统推进剂剩余量是探测器每次变轨前需要确认的重要数据,液体推进剂剩余量计算误差会导致对嫦娥三号探测器质量估计错误,从而导致预期目标与变轨结果发生偏差,需要对轨道进行修正,导致在轨推进剂消耗量额外增大.因此,选择合理的在轨推进剂耗量计算方法是圆满完成嫦娥三号探测器飞行任务的保障。通过比较各种推进剂剩余量测量技术的测量精度、测量可靠性及使用成熟度,同时考虑嫦娥三号推进系统的实际产品配置情况和研制试验情况,嫦娥三号探测器在轨推进剂耗量计算采用加速度计法和薄记法进行综合估算.其中,轨道机动时主要采用加速度计法进行计算,其他时段主要采用薄记法进行计算。飞行试验数据分析表明,该方法有效且精度较高,可以推广应用于空间推进系统在轨推进剂耗量计算。 相似文献
53.
空间环境探测卫星用磁强计误差分析及在线标定 总被引:1,自引:0,他引:1
用于探测日地空间磁环境的磁强计多数安装在伸杆的末端,长期受太阳辐射等空间环境干扰力矩以及机动等影响,磁强计安装矩阵随时间发生较大的变化,从而导致卫星定姿精度下降。为此,在分析空间环境干扰力矩和磁强计定姿误差特性的基础上,建立了19维高精度的磁强计误差模型,结合卫星的运动学和姿态动力学特性,采用EKF滤波方法对安装矩阵进行实时估计与修正补偿,并利用该磁强计模型实现卫星的姿态确定,最后利用实验进行验证。实验结果表明,该方法能够在满足星载计算机的计算量要求的同时,在线估计安装矩阵误差,显著提高了磁强计的误差估计精度与定姿精度。 相似文献
54.
用自助加权范数法评估三参数威布尔分布可靠性最优置信区间 总被引:3,自引:3,他引:0
提出自助加权范数法,以评估三参数威布尔分布可靠性的最优置信区间.基于可靠性经验值与理论值的差异,通过6个最小加权范数准则,构建出威布尔分布的最优参数信息向量.对最优参数信息向量进行自助再抽样,获得生成参数信息向量,用于模拟参数的概率密度函数.在给定置信水平下,求解出参数的估计真值及其置信区间,并据此建立可靠性的估计真值函数及其最优置信区间函数.滚动轴承性能寿命案例、直升机部件失效案例与某试件疲劳寿命案例的研究表明:使用自助加权范数法,估计真值函数与可靠性经验值相一致,最优置信区间函数能描述试验结果的真实状态. 相似文献
55.
以Al(NO3)3乙醇溶液为电解液,利用阴极微弧电沉积技术在纯钛表面制备了较厚的氧化铝涂层.分析了涂层的形貌、成分和相组成,测试了涂层的抗高温氧化、电化学腐蚀及抗热震性能,并探讨了阴极微弧沉积氧化铝涂层的机理.涂层由γ-Al2O3和少量的α-Al2O3组成.涂层中含有少量的钛元素,表明涂层/钛界面附近的钛基体在微弧放电作用下也参与氧化铝涂层的沉积和烧结过程.涂层经过100次(700 ℃水淬)热循环后仍与钛基体结合良好.700 ℃恒温氧化结果表明,具有氧化铝涂层的钛氧化速率降低了4倍. 相似文献
56.
57.
对声管双传感器传递函数法测量中由传感器灵敏度差异带来的误差进行了分析.根据已知确定界面反射系数可确定传感器传递函数,并可求其灵敏度比的原理提出了声管中双传感器灵敏度标定的新方法.空气声管中对刚背衬下已知传递函数进行了实验验证;水声管中气体背衬时,分别在常压和打压情况下对新方法进行了实验验证,说明了新方法的可靠性,克服了水声管中无法用交换传感器获得灵敏度补偿的困难. 相似文献
58.
59.
60.