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面向天文卫星、遥感卫星越来越高的指向精度和稳定度需求,解决指向控制和振动抑制相互制约的矛盾,文章提出了采用同时具备振动隔离和指向调节能力的Stewart平台以实现柔性航天器高精高稳指向的方法。建立了整星柔性动力学模型,设计了主被动一体隔振指向控制器,并基于该模型对传递率进行仿真,验证了理论分析结果。通过数字仿真验证了主被动一体隔振指向平台的振动抑制性能和指向控制性能,结果表明:能同时满足振动隔离和指向调节需求,可为具有高精度指向航天器的发展提供参考。 相似文献
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固定太阳翼展开后外弯基频的工程计算 总被引:2,自引:0,他引:2
太阳翼是航天器电源分系统的重要组成部分。以刚性基板的固定太阳翼为研究对 象,针对航天器总体方案设计阶段的特点,基于“动-势能驻值原理”,将固定太阳翼等效 简化为附集中质量的悬臂梁,并由此推导出固定太阳翼外弯模态基频的近似解析解,提出了 展开后固定太阳翼外弯模态基频的工程近似方法,为今后航天器总体设计人员提供了简单、 可靠的分析方法。
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基于发动机空中停车事件论发动机工程管理的体系建设 总被引:1,自引:0,他引:1
在对某航空公司PW4000-94型发动机十多年积累的空中停车事件数据的详细分析后,引申出发动机工程体系建设及其对发动机空停事件影响的重要性,由此归纳总结了相应的改进措施,供同业参考。 相似文献
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针对航天器总体方案设计阶段迭代数值仿真太阳翼在轨展开时间计算复杂问题,以航天器刚性基板一维展开太阳翼为研究对象,将太阳翼的在轨展开运动简化为单自由度的刚性运动。利用动-势能守恒原理,推导了太阳翼在轨展开时间的理论公式。根据实际工程参数对太阳翼展开时间的理论公式进行了简化、拟合,建立了太阳翼展开时间的近似算法。近似算法解析计算的太阳翼在轨展开时间与数值仿真计算结果比对表明:相对误差小于10%,可以满足工程要求。用该近似算法,可在航天器总体方案设计阶段较为简单地计算并合理提出太阳翼在轨展开时间指标。 相似文献
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针对星载合成孔径雷达(SAR)系统利用俯仰向数字波束形成(DBF)技术接收场景回波时受地形的影响,会出现波束指向偏差的问题,提出了基于稀疏空间谱估计的星载SAR数字波束形成方法。该方法将目标场景高程估计问题转换为波达方向估计问题,考虑到回波信号的稀疏性,进而等效为稀疏空间谱估计问题,然后利用凸优化方法求解得到目标波达方向。最后,仿真实验验证了该方法的有效性,结果表明该方法可以降低传统自适应方法受小样本和低信噪比影响的限制,实现复杂地形下的正确波束指向,保证回波信号的接收增益。 相似文献
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基于柔性多体动力学理论,提出了变拓扑结构多体系统动力学建模方法,将系统约束分为基本约束和条件约束,研究运动相容性方程和铰接摩擦力的建模,对机动武器系统发射出筒过程进行动力学建模与仿真分析,此项研究可应用于机动武器系统的设计与分析。 相似文献
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在空间开展太阳观测是研究太阳活动周、太阳爆发、极端天气等事件起源的重要手段。环日全景探测计划是为实现从黄道面360°全方位观察太阳行星际空间而提出的。本文针对环日全景探测计划,构建了基于三体系统平动点低能量轨道的环日全景轨道部署方法。该方法以日–地L1/L2点Halo轨道幅值及Halo轨道离轨点为变量,以转移轨道飞行时间、入轨机动大小为评价指标,基于三体系统不变流形构建环日全景的转移轨道,并开展轨道优化设计。采用等高线图对设计变量及任务成本进行全局分析。仿真计算表明,轨道部署无法同时满足飞行时间最短与入轨机动最小的要求。设计了轨道机动约束条件下的最优飞行时间解,并给出了基于长三甲运载火箭的一箭双星发射及入轨方案。 相似文献