基于RecurDyn的动力学与控制一体化仿真模式研究

研究以动力学软件RecurDyn所建立的复杂卫星动力学模型,和以Simulink和C++语言分别建立的控制系统模型间的一体化仿真模式,通过2次开发和数据通信接口的编制,提供了2种实现该复杂卫星系统动力学模型与2类控制系统模型间的一体化仿真模式。     

临近空间飞行器起落架收放系统建模与分析

临近空间飞行器起落架系统经历的工作环境较常规航空器更加恶劣.为全面分析临近空间飞行器起落架收放系统可行性,文章采用多体动力学仿真软件(Adams)和多学科协同仿真软件(AMESim)联合仿真方法对起落架收放过程进行分析,建立临近空间飞行器前起落架收放机构及液压系统的虚拟样机模型,分析了收放系统的工作性能.分析结果表明:...     

空间机器人一体化仿真系统的研究与实现

为对空间机器人关键算法进行验证和评估,开发了一套一体化仿真系统。该系统基于模块化设计思想,由遥测遥控接口、轨迹规划与控制、系统动力学模型、系统3D几何模型、相机成像模型、图像处理与位姿测量、碰撞检测与安全预警等模块组成。其中,3D实体模型及仿真场景由OSG(Open Scene Graph)建立,各关键模块的算法采用C语言编程实现,可对空间机器人执行在轨任务的关键算法进行闭环验证。最后对两种典型工况进行了仿真实验,结果表明了该系统的有效性。     

近距空间链路通信协议及其软件实现

为实现航天器间的近距通信,CCSDS提出近距空间链路通信协议.分析近距空间链路通信协议的应用场景、协议结构、协议特点及其通信流程,研究协议仿真软件的实现方法,提出基于C/C++语言的软件实现方案,使用MFC平台实现人机交互界面.该仿真软件实现了对协议通信流程的完备仿真,提供各个通信参数配置接口,作为仿真平台为应用层协议...     

空间机器人在轨更换ORU的力/位混合控制方法

针对ORU在轨更换任务,首先推导了空间机械臂末端自由、末端与环境接触等情况下的动力学方程,并提出了相应的接触力计算方法;其次,改进了传统的R\|C控制方法,采用加权选择矩阵代替原有的选择矩阵,实现了力控制与位置控制之间的平滑切换;最后,开发了基于Matlab/Simulink的闭环控制仿真系统,该系统由多体动力学、接触动力学、轨迹规划、力/位混合控制、3D显示等模块组成。利用该系统开展了ORU转移与安装过程的闭环控制仿真,仿真结果校验了所提方法的有效性。     

碰撞触发式非合作目标对接捕获机构设计

针对非合作目标航天器对接与捕获,设计了一种新型的对接机构.根据非合作目标不配合对接过程,且一直处于运动状态的特点,进行了概念设计.采用了自主的、依靠碰撞触发瞬时触发的对接模式.基于对机构动力学建模分析,用Adams解算器完成了对接过程的数学仿真,验证了机构能有效进行对非合作目标的自主捕获,确定了对接机构的正常工作相对速度范围.     

航天器运输包装箱仿真验证平台技术研究

针对数量有限的物理跑车试验无法满足减振与保温性能测试需求的问题,提出一套航天器运输包装箱动力学与热学仿真验证方法,包括：建立适用于包装箱系统的刚柔耦合多体动力学系统,通过结合线路条件测试生成的动力学系统外部激励,实现减振性能虚拟跑车测试;建立基于计算流体力学的包装箱热学模型,通过模拟自然对流和空调控制,实现包装箱保温性能虚拟跑车测试;基于C/S架构和导航式流程设计思想,建立航天器运输包装箱仿真验证平台,通过实际案例证明该平台仿真结果与实际跑车测试数据具有较高的一致性。     

面向智能微纳星站的锥-杆型对接机构设计

针对传统杆-锥对接模式,提出了一种用于智能微纳星站母星与子星的对接、装载、存储与分离的新型锥-杆对接机构方案.母星接收杆能与子星的对接锥实现自主捕获与对接,且能作为子星的入舱导轨和停靠支架,完成装载、存储与分离.给出了新型锥-杆对接机构设计,用参数化方法建立了虚拟样机模型.基于捕获阶段动力学建模,用Adams解算器对对接与分离过程进行仿真.结果表明:该锥-杆对接机构满足设计指标.     

FY-2C星业务运行调度管理

介绍了风云二号(FY-2)C星系统运行控制中心(SOCC)的组成和功能,阐述了C星业务测控与管理、特殊事件预报与控制,并说明其采用的全系统集中控制、卫星业务运行自动调度、卫星测控流程控制、应用系统作业流程,以及系统设备运行监视与控制等调度控制方式.与01批相比,C星SOCC的系统结构与功能有较大改进,由原分散式功能单-的调度改为集中式监视和控制能力强大的"大运控"系统.该系统集中了卫星控制、整个地面业务系统调度安排、各种作业调度管理、地面设备切换控制、产品处理软件调度,以及产品分发等各种功能,具有-定的先进性.     

C/C喉衬热反应边界层内组分分布数值分析

为研究C/C喉衬热反应边界层内的组分浓度梯度变化规律,基于C/C喉衬的热化学烧蚀理论,建立了组分输运方程。采用有限速率化学反应模型,对C/C喉衬热反应边界层内的组分分布进行了数值研究。计算结果表明,喷管喉部的热化学烧蚀反应最为剧烈,边界层内的热化学烧蚀反应由化学动力学与组分扩散共同控制。推进剂中含铝与否对组分分布影响较大,燃烧室压强及喷管尺寸影响较小。     

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。     

《C+ +程序设计》课程教学方法探析

课程重点是培养学生掌握面向对象程序设计的基本思想和方法,难点是如何引导学生突破传统的思维方式,形成以面向对象的思维方式,分析问题、解决问题.本文从教学方法、教学手段的角度出发,谈谈在教学上的一些经验和体会,以提高C 课程教学质量和教学效果.     

基于VC＋＋的GPS软件接收机

研究工作致力于基于PC的GPS软件接收机的开发.开发的软件接收机通过自制的信号采集设备采集GPS卫星信号,所采集的信号被存储在PC硬盘中供软件接收机VC++软件程序处理,在软件中实现捕获,跟踪等信息处理,实现导航解算功能并通过人机界面将解算结果显示出来.详细介绍了基于VC++的GPS软件接收机的设计方法,包括采集系统设计方法,软件结构设计方法,以及信号处理软件和导航解算软件的设计方法.给出了所开发的GPS软件接收机接收spirent信号源信号时的工作情况,通过软件接收机的实际运行结果可以看出该软件接收机具备硬件接收机的功能,并且具有良好的捕获跟踪性能.介绍的软件接收机的设计方法适用于所有卫星导航系统的软件接收机.     

多孔C/C材料发汗冷却实验研究

发汗冷却是解决高超声速飞行器关键部位热防护问题的有效方法,文章开展了以未完全致密化C/C材料作为多孔介质、水作为冷却剂的发汗冷却实验研究。设计并制备了发汗冷却平头实验模型,分别在热流密度1.1 MW/m2和1.45 MW/m2的氧-丙烷热结构考核条件下,通过测量模型内外壁温度响应,评估其发汗冷却速率。实验结果表明,冷却剂的引入极大地降低了模型内外壁温度,外壁面冷却速率高达8.8℃/s以上,未出现明显烧蚀现象。内壁面温度均保持在水沸点100℃以下,达到了可重复使用、耐长时加热的热防护要求,进一步表明了发汗冷却的巨大应用潜力。     

离子推进器C/C复合材料栅极研究

栅极是离子推进器的关键部件之一,直接影响推进器的可靠性和寿命。由于C/C复合材料栅极具有比较小的热膨胀系数和较强的耐溅射性,可以提高离子推进器的可靠性并延长其寿命。文章通过调研综述C/C复合材料栅极的研究和应用发展状况,针对目前我国离子推进器的研究发展水平,提出开展C/C复合材料栅极研究工作的初步思路。     

炭/炭复合材料防氧化涂层研究进展

介绍了近两年国内外开发的几种C/C复合材料高性能抗氧化涂层的微观结构和高温氧化行为,表明SiC-Al2O3-莫来石、SiC晶须增韧陶瓷、硅酸钇等涂层1500℃静态空气环境下均具有长时间防氧化能力,部分涂层还具有优良的抗热震性能。其中采用原位形成法制备的硅酸钇涂层具有极佳的抗氧化性能,可在1600℃空气中对C/C复合材料有效保护200 h。此外,还介绍了部分涂层的失效机理,并就C/C复合材料抗氧化涂层下一步研究重点提出一些见解。     

C/C喉衬稳态烧蚀的工程计算

根据固体火箭发动机燃烧中氧化性组分扩散控制喷管喉衬烧蚀和Ａｌ２Ｏ３沉积对喉衬的保护，提出Ｃ／Ｃ喉衬稳态烧蚀的工程方法。３个分动机的烧蚀预示结果与实测结果吻合，该计算方法具有较高的精度。     

C／C复合材料石墨化度的测定和评价

用Ｘ射线衍射方法对不同热处理温度下Ｃ／Ｃ复合材料石墨化度进行了测定，并对衍射峰进行了分峰处理。得出该材料由三种不同组元构成，即树脂炭，碳纤维和热解炭，求出各组元的石墨化度值及所占比例，进而得到试样的加权平均石墨化度。     

A LM-2C Launches HY-1C Satellite

正China launched the Haiyang-1C (HY-1C) satellite into its preset orbit on a LM-2C carrier rocket from the Taiyuan Satellite Launch Center at 11:15 Beijing time on September 7.HY-1C was developed by the DFH Satellite Co., Ltd under the China Academy of Space Technology (CAST). It is the first launched satellite of China’s marine satellites in the 12th Five-Year of the National Civil Space Infrastructure, as well as the third satellite of China’s water     

正丁醇等温CVI工艺制备C/C复合材料

以正丁醇为前躯体,N2为载气和稀释气,以2D炭毡为预制体,在负压和沉积温度为1 150℃的实验条件下,采用等温化学气相渗透(ICVI)工艺制备出C/C复合材料制品,讨论了沉积时间与密度的变化规律以及预制体内部密度分布规律。利用三点弯曲测定了材料的弯曲强度,采用偏光显微镜、扫描电镜观察了材料的组织结构和断口形貌。结果表明,试样的组织结构以具有靠近纤维部分为中织构热解炭组织,外部为高织构热解炭组织特征,断裂方式为假塑性断裂,并且具有优异的力学性能。研究表明丁醇中氧元素的存在并未在高温下对炭纤维产生腐蚀破坏作用,正丁醇可以作为前躯体中的一种组分用于CVI工艺热解制备高性能C/C复合材料。