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规避姿态禁区的航天器姿态机动路径规划 总被引:1,自引:0,他引:1
《航天器工程》2015,(4):33-37
对航天器姿态机动进行路径规划以规避姿态禁区,能有效保障航天器安全运行,提高在轨寿命。文章研究了多约束条件下的航天器姿态机动路径规划问题,将工程约束表达成明确的函数,提出了基于比例微分控制的编码方法,设计了一种以机动时间最短为目标的评价函数,将路径规划问题转换为最优化问题,采用粒子群优化算法进行最优解搜索,在可接受的代价范围内得到了满足约束的机动路径。仿真结果表明,该方法对于禁区规避问题是有效的。 相似文献
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可重复使用运载器的再入制导(英文) 总被引:1,自引:0,他引:1
提出了一种针对可重复使用运载器的再入制导算法。算法可分为轨迹规划算法和轨迹跟踪算法。较之经典的规划阻力的航天飞机制导方法,此算法最显著的特点在于轨迹规划与轨迹跟踪都直接在高度-速度空间里进行。在规划算法中,所有的轨道不等约束都可用高度-速度空间里的上下边界来表示,之后基于此边界采用线性化插值的方法来产生标称轨迹族,最后根据末端约束(末端能量管理)和航程约束来选择所需的标称轨迹。跟踪算法则采用反馈线性化来跟踪此标称轨迹进而满足所有的约束条件。此算法另一有别于传统方法的特点在于算法可使用一个航迹角控制器来增加航程,以满足大航程需要。适当地结合规划-跟踪算法和航迹角控制器可给再入制导带来极大的灵活性和适应性。另外,算法对各种建模误差与噪声的鲁棒性经验证也是符合要求的。 相似文献
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网络可靠度的不交型算法(Ⅰ) 总被引:2,自引:0,他引:2
本文应用布尔代数的不交型运算规则可从网络结构图直接写出系统成功的不交型表达式来计算可靠度,省去枚举路集、化不交和的步骤。在计算非串并联网络时,结合采用全概率分解法。 本文方法适用于手工计算24条最小路集以下的网络的可靠度。它非常有效,而且很直观,简便易行。可应用于控制系统可靠性分析设计和通讯网络、交通网络的可靠度计算。 相似文献
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对压力机构设计中虚约束的研究 总被引:1,自引:0,他引:1
通过对航天压力机构设计中虚约束的讨论、分析及研究,纠正了压力机构设计研究中与虚约束有关的几种模糊认识及错误观点,并提出可确保压力机构的虚约束不起实际约束作用的必要条件。 相似文献
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通过对航天压力机构设计中虚约束的讨论,分析及研究,纠正了压力机构设计研究中与虚约束有关的几种模糊认识及错误观点,并提出可确保压力机构的虚约束不起实际约束作用的必要条件。 相似文献
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介绍一种以计算流体力学(CFD)-敏度分析算法为基础的气动设计优化方法。这种方法新颖而有效,可用于设计轴向推力最佳的超音速冲压式喷气发动机后体外形。用无粘流分析方法求解欧拉方程,依次产生目标函数和各种约束。因此,CFD分析是与最优化过程采用的约束极小化方法相结合的。对于最优化所需的敏度系数,即目标函数和约束的梯度采用半解析法获得,而不采用传统的有限差分平滑方法。在一维寻优过程中,为了降低计算成本, 相似文献
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针对侧窗导弹末制导问题,提出了一种侧窗探测视场约束条件下的制导控制一体化设计方法。基于弹目相对运动模型分析了侧窗导弹运动规律,建立侧窗导引头探测视场角范围与导弹姿态角的约束关系,采用基于滑模控制理论的反步法设计导弹的制导控制一体化模型,给出了自适应滑模制导律:根据姿态角与侧窗视线角的约束关系,切换选择含约束和不含约束的自适应滑模控制。控制策略为:当弹目视线不满足侧窗探测范围约束时,在控制量中加入自适应俯仰角补偿项,使目标始终处于导弹侧窗视线范围内,解决了侧窗末制导过程中存在的目标跟踪视场角不对称约束问题;当弹目视线满足侧窗探测范围约束时,控制无需引入姿态角约束项,可直接应用自适应滑模控制律。仿真结果表明:在末制导过程中目标始终处在侧窗范围内,且对不同的初始条件有较好的鲁棒性。 相似文献
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大型空间抛物柱面星载天线具有口径大、约束弱、刚度低、质量小等特点,其机构的空间稳定性直接决定天线的使用寿命和信息传输的可靠性。为准确获得大型空间星载天线在轨稳定性能参数,依据星载天线的高精度和长寿命的设计需求,提出一种新型抛物柱面星载天线结构形式,利用有限元仿真对该新型星载天线作模态分析,并分析相关参数。结果表明:采用Al7075材料的新型抛物柱面星载天线基频满足设计要求。同时,增加上下支杆和上下斜撑杆的截面尺寸可有效提高天线结构的固有频率。该研究为我国大型抛物柱面星载天线设计提供了理论支撑和技术参考。 相似文献
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分析了卫星数字直接电视的特点,介绍了卫生数字直接系统的各个组成部分,指出卫星直接电视技术是提高我国电视覆盖率的最有效、最经济、最先进手段。 相似文献
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论述了空间站太阳翼构型的优化问题及应当考虑的设计参数、设计约束、优化目标以及组装建造阶段,分析了优化问题涉及的学科和参数耦合关系;以一个虚拟的空间站服务舱为例,探讨了其太阳翼构型优化建模,给出了3个单目标优化模型,包括设计变量、约束条件和目标函数,比较并说明了优化结果,表明优化合理有效。 相似文献
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设计空间确定算法首先指定一个粗略设计空间,然后利用设计优化驾驭机制逐步调整设计变量值,使其进入满足系统约束的"绿色走廊",最终获得各设计变量取值范围,即为有效设计空间.基于试验设计和坐标轮换法的设计优化参数驾驭快速优化方法,首先通过试验设计对设计空间进行粗略探索,优选较好的设计初始点;从得到的初始点出发,应用坐标轮换思想进行设计优化,其中设计变量优选顺序和单变量优化方向,由设计人员运用设计优化参数驾驭手段,融合设计知识经验进行,最终获得一个或多个较优解.用于高压强固体火箭发动机的设计优化,设计空间确定算法使有效设计空间大大缩小,优化效率提高34%.快速优化方法使设计优化过程完全透明,可用于发动机初步方案设计阶段,快速获得多组较优设计方案. 相似文献
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柔性太阳电池翼国内首次在中国空间站成功应用,是空间站系统最复杂、难度最大的机电产品之一,而约束释放机构作为柔性太阳电池翼系统的关键构成,用于实现太阳翼上升段压紧保护和在轨段解锁释放,其成败直接影响航天器任务成败。基于任务需求,本文介绍了柔性电池翼约束释放机构的构成、工作原理、详细设计以及仿真验证和在轨应用情况,分析其技术特点及关键技术。地面验证及在轨飞行试验验证了约束释放机构设计的正确性与合理性,为我国航天器多点大面积可重复压紧及解锁方面提供了一种新颖且可靠的解决方案。 相似文献