参数编程在数控车床上的应用

参数编程是西门子系统中一种先进的编程方法,与FANUC系统中的宏程序类同,它是使用参数变量来代替程序中的功能代码或地址值而编制的加工程序.这种参数,可示同因数一样进行逻辑运算,因而可以使复杂的程序大大简化.     

多波相参调制信号激励下的系统参数辨识

探讨了用来辨识飞行器上线性系统参数的新激励－－多谐波相参调制信号（ＳＰＨＳ）的性质及其在参数辨识中的具体应用。实验中运用系统辨识、参数估计、镜像映射原理，供助ＭＡＴＬＡＢ方便的矩阵运算能力，辨识了一个系统参数，结果说明此方法编程实现简洁、迅速，辨识精度高，适合系统的快速参数辨识。     

可控翼伞的飞行控制程序设计与运动仿真

文章介绍可控翼伞飞行控制程序的设计。以提高落点精度和减少操纵量为准则，设计了分阶段的归航控制程序，该程序中的关键参数运用仿真优化方法得以确定。为验证和改进翼伞飞行控制程序，构建了翼伞归航的可视化仿真环境。该仿真环境可以给出在设定条件下归航的仿真结果，包含翼伞系统运动轨迹的显示和统计分析结果，同时能直观地显示翼伞系统在三维场景中的归航过程。     

数控技术在卫星型号零件加工中的应用

文中讲述了数控加工技术在北京空间机电研究所承担的型号产品零件制造中的应用。主要涉及异步形零件的编程和加工，使用参数程的一些技巧和经验，以及使用自动编程软件在数控编程所取得的一些经验。     

计算机辅助编程及通讯系统

最近几年以来,我所引进了一些数控加工机床,使车间的加工能力有了很大提高。设备的改善也对工艺人员提出了新的任务,这就是如何改善编程人员的编程手段,提高编程的精度;改善机床操作人员的程序录入方法,提高程序的录入速度。为此,我们研制并完成了计算机辅助编程及通讯系统。该系统较好地利用了Autocad的性能,可直接处理图形文件并转换成2.5     

银河仿真机面向用户程序系统YFUOPS

银河仿真机(简称 YHF1)面向用户程序系统 YFUOPS,专用于火箭运载器姿态控制系统半实物仿真的程序设计。它只要求用户在主机终端上把模型、数据和试验要求通过人机对话陈述清楚,即可全面完成 YHF1的程序设计,从而解决了 YHF1编程难的问题。这对推广 YHF1应用和提高编程效率,缩短仿真准备时间,都将是很有意义的。     

FANUC宏程序在SIEMENS 808D上的编程研究

FANUC和SIEMENS数控系统都是目前最为流行的数控系统。它们在编程格式上有很大区别。SIEMENS808D系统兼容ISO格式编程语言,这给熟悉FANUC系统编程的用户带来很大方便。本文针对FANUC宏程序在SIEMENS 808D上的编程进行研究,以椭圆加工程序为例编写了宏程序,并在808D数控系统进行验证,结果证实该方法是有效的。     

100 kWe级空间快堆核电源系统仿真平台开发与应用

空间核反应堆电源作为一种具有竞争力的空间电源方案,正逐渐受到关注及应用。本文针对一个100 kWe级锂冷快堆耦合布雷顿循环的空间堆核动力系统方案,修改了RELAP5程序中的物性程序、换热模型,程序中的中子动力学模块使用蒙特卡洛方法计算快堆物理参数与堆芯控制调节参数,由此集成并建立一个空间快堆核动力系统综合仿真平台,应用该平台对100 kWe级空间堆核动力系统进行了稳态模拟与事故分析。结果表明:在瞬态发生后系统各参数变化符合预期,验证了各部件及控制系统的功能性及有效性;同时,还初步进行了仿真平台用于100 kWe级空间反应堆核动力系统设备的设计优化的实践,为空间快堆设计与安全分析提供了技术储备。     

数控技术在卫星型号零件加工中的应用

文中讲述了数控加工技术在北京空间机电研究所承担的型号产品零件制造中的应用。主要涉及异形零件的编程和加工,使用参数编程的一些技巧和经验,以及使用自动编程软件在数控编程所取得的一些经验。     

多线程在C++Builder中的实现

论文结合Inprise(Borland)公司开发的强大的RAD工具C Builder的编程，对Windows下的多线程编程作了比较全面的介绍。其实多线程的实现并不神秘，通过学习可以编出自己的多线程程序，真正体会多任务操作系统的威力。而实际应用中，多线程编程又是如此的重要，本文通过对多线程编程比较全面的介绍，愿能达到抛砖引玉之效。     

液体发动机分级燃烧循环最高室压通用模块化计算方法

提出了一种新的液体火箭发动机分级燃烧循环最高室压计算方法。该方法按照预定的计算顺序，对发动机系统的各个模块进行叠代计算，采用拟牛顿法求解系统未知量。     

应用非线性规划求解异面最优轨道转移问题

研究了一种应用非线性规化求解有限推力作用下异面最优轨道转移问题的方法。采用改进春分点根素形式的高斯行星方程，从庞德里亚金极小值原理出发，将有限推力作用下异面最优轨道转移问题转化为两点边值问题；在考虑边界条件、横截条件及开关函数的前提下，将两点边值问题转化为针对协状态初值等的参数优化问题；最后应用非线性规划方法求解形成的参数优化问题。本方法特点是能得到开关函数从而得到最优发动机开关机逻辑。文章最后通过一个仿真计算，演示了完整的求解过程，验证了方法的有效性。     

利用CAD工程图自动生成数控加工程序

本文介绍了利用工程图自动生成孔加工程序的方法。既可以自动选择图中不同尺寸的孔,又可以避免同一坐标位置多个同尺寸的圆的问题。同时又克服了手工编程容易出现错误的问题。也避免了其他自动编程软件需要在图上选择要加工的孔困难。     

利用CAD工程图自动生成数控加工程序

本文介绍了利用工程图自动生成孔加工程序的方法.既可以自动选择图中不同尺寸的孔,又可以避免同一坐标位置多个同尺寸的圆的问题.同时又克服了手工编程容易出现错误的问题.也避免了其他自动编程软件需要在图上选择要加工的孔困难.     

带有控制变量变化率约束的伪谱轨迹优化方法

基于伪谱法提出一种能够求解带有控制变量变化率约束的轨迹优化方法。首先,应用伪谱法将轨迹优化转化为非线性规划;其次,引入有限差分法将控制量变化率约束转化为相邻离散点处控制量的线性约束;然后,应用非线性规划算法求解带有线性约束的非线性规划;最后,采用带有控制量变化率约束的轨迹优化问题对方法进行了验证。仿真结果表明,此方法能够快速求解带有控制量变化率约束的轨迹优化问题,与引入控制量导数作为虚拟控制量的传统控制量变化率约束处理方法相比,此方法计算量更小,并且避免了虚拟控制量振荡问题,更容易收敛,综合效果是能够将优化耗时减少大约80%。     

考虑侧窗约束的模型预测静态规划末制导方法

针对红外导引头侧窗探测模式下,非对称视场约束造成末制导阶段目标易丢失的问题,提出一种考虑侧窗约束的模型预测静态规划末制导方法。首先,基于体视线坐标系建立三维相对运动模型,得到不依赖于“小攻角”假设的准确模型。在处理无过程约束问题的模型预测静态规划方法基础上,引入松弛变量与虚拟控制量,设计出考虑侧窗视场约束的末制导算法。为了进一步降低末制导算法对初始猜测轨迹的依赖性,提高适应性与计算效率,提出逐步增加约束条件的计算策略。仿真结果表明,该方法在末制导过程中满足侧窗约束,相比于凸优化方法,优化变量减少,计算速度更快;相比于基于障碍李雅普诺夫函数的末制导律,能够满足侧窗约束,同时能适应不同的初始条件。     

一个ATS平行测试程序的实现

自动测试系统(ATS)测试软件通常设计为一系列的数据采集、计算、显示(打印)的组合串,此法虽能完成给定的任务,但效率较低。本文介绍了一个ATS测试软件的平行程序设计方法,文中讨论了该软件的程序结构、通讯和同步,也介绍了ATS的系统配置、被测仪表特点及特殊要求。     

空间快速响应航天器轨道/弹道一体化规划

以空间应急响应任务为背景,采用轨道/弹道一体化规划设计方法,实现空间快速响应航天器全程飞行轨迹规划。在分析弹道设计参数对轨道参数影响性的基础上,将弹道规划分为程序角参数设计和发射诸元参数设计,采用改进的粒子群算法和牛顿迭代法进行混合优化求解。算例表明,使用混合优化求解方法收敛速度快,迭代次数少,易于工程实现,能满足一体化任务规划的快速性要求,可为空间快速响应航天器设计提供理论参考。     

基于序列二次规划算法的再入轨迹优化研究

介绍了序列二次规划算法在飞行器再入轨迹优化问题中的应用.首先引入了能量替代变量对无量纲运动方程进行推导,使得运动方程和优化问题易于处理,考虑严格的过程约束和终端约束,以攻角和倾侧角为控制变量,总加热量最小为性能指标;然后通过直接配点法将最优控制问题转化为非线性规划问题,选取各节点的状态量和控制量作为优化参数;最后应用序列二次规划算法对非线性规划问题进行求解.针对多约束的再入飞行器的轨迹优化时对初值敏感的问题,提出一种参考轨迹快速规划算法,提高了优化速度.仿真结果表明提出的方法能够较快地搜索到最优轨迹,满足所有约束且落点精度高.     

Optimization of multi-mode rendezvous trajectories with constraints

Approximate numerical methods of optimization of spacecraft rendezvous trajectories are presented that make use of interior point algorithms for problems of linear programming of high dimensionality (tens to hundreds of thousands of variables). The basis of the methods is discretization of a trajectory into small segments in which maneuvers are allowed to be executed; for all segments sets of pseudo-impulses are introduced that determine the possible directions of the spacecraft thrust vector. The terminal conditions are presented in the form of a linear matrix equation. A matrix inequality for the sums of characteristic velocities of pseudo-impulses on each segment is used to make a transformation to the linear programming form. Spacecraft rendezvous trajectories are considered in the neighborhood of circular orbits with the use of multi-mode propulsion systems (including those with low thrust) and existence of boundary conditions at interior points and constraints on the time of operation of the propulsion system at separate segments of the trajectory.