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151.
针对航天器舱段对接通常采用的手工操作方式效率低、精度差和可靠性难以保证的问题,研发了一种基于多传感器测量的舱段自动对接装置,其中舱体位姿的测量和调整是保证对接质量和效率的关键因素。提出了一种基于激光轮廓传感器和CCD图像传感器等多传感器协同测量的舱段六自由度位姿估计和调整方法。首先,采用激光轮廓传感器对舱体进行扫描,获取位姿三维点云信息,并采用改进的最小二乘法对被测舱段位姿进行求解;然后,通过CCD图像传感器获取舱段对接孔位置,通过圆拟合计算角度偏差,求解和拟合的结果将反馈至控制系统进行调姿和对接。采用Gocator 2350激光轮廓传感器及大恒MER-1810-21U3C工业相机进行舱体测量和对接实验,结果表明,舱体位姿调整精度和效率均达到对接要求。该方法结合了激光轮廓传感器的可靠性和机器视觉的灵活性,有效提高了自动对接系统的效率、稳定性和一致性,足以满足未来军用以及民用的需求。 相似文献
152.
153.
火星大气对太阳辐射产生吸收和散射作用,同时还将与火星表面航天器发生对流换热.热设计时难以直接评估对流、辐射和导热三种换热对航天器的影响,从而确定主要的控温途径.在调研火星表面辐射、大气等热环境的基础上,从线性化传热系数和对流辐射比的角度对比分析了辐射、对流和导热对航天器的影响.器表辐射传热系数随光学属性和温度的变化范围... 相似文献
154.
给出了求对称奇异线性方程组Ax=b极小范数解的迭代算法,其迭代公式为此处/为秩是,r(r<n)的n阶实对称矩阵,E为n阶单位阵,b为n维列向量,m为正整数,ε为正实数。证明了这类选代算法的收敛性,讨论了它的事先误差估计式和事后误差估计式。作为应用,给出了求超定线性方程组极小最小二乘解的迭代算法、特征向量导数计算的迭代算法和对于病态正定线性方程组。本文的选代算法可改善病态条件,算例表明也是有效的。 相似文献
155.
156.
战斗机武器外挂投放与内埋投放比较 总被引:1,自引:0,他引:1
为了研究弹体外挂投放与内埋投放的区别,利用基于Menter SST湍流模式的改进延迟分离涡模拟(IDDES)方法以及重叠网格技术,分别对亚声速和超声速来流条件下,同一弹体外挂投放和内埋投放进行了数值模拟,得到了亚声速和超声速条件下外挂投放与内埋投放弹体的下落规律。通过对比分析表明:亚声速和超声速来流条件下,内埋投放由于受舱体内强非定常流场以及舱体唇口剪切层的影响,弹体受很大的抬头力矩,弹体姿态角变化较大,投放特性劣于外挂投放。进一步研究表明:在弹射时给弹体一定的低头角速度,使弹体以低头姿态穿越剪切层,则可以大幅度降低剪切层带来的不利影响,提高内埋投放弹体分离品质。 相似文献
157.
张百灵 《南京航空航天大学学报》1990,(1)
针对大规模电路的拓扑分析问题,本文提出了Coates图的相关k-连接组的概念,得到了网络函数的相关k-连接组拓扑公式,从理论上研究了通过对Costes图的分层分解、逐层组合获得所需的相关k-连接组,从而对大规模电路进行拓扑分析的新方法。 相似文献
158.
护理机器人结构复杂、耦合度高且机械臂不满足PIEPER准则,标准遗传算法难以精准地对其逆运动学进行求解,以至于机器人手臂末端位姿误差较大。针对标准遗传算法求解过程中早熟和局部搜索能力差的问题,采用等分区间替代随机命令产生的初始种群个体,划分5个小区间以提高种群个体的分散程度和搜索效率;在适应度函数中引入可变权因子,将位置误差的变化值作为可变权因子的变量,进化过程中可变权因子在0.5~1.0之间变化,且实时有效分配位置和姿态误差权重,确保解的收敛。通过仿真和实验验证,结果表明:改进后的遗传算法能够大幅提升收敛精度和速度,并且可以同时实现对位置和姿态的精确控制,极大地减小了机器人手臂的位姿误差。 相似文献
159.
目标的回波信号是无线电引信获得目标信息的最重要方式,为了太赫兹频段的引信前端未来能够投入高原战场,适应高原不同的地貌环境,利用双谱对高原在灌木地形下不同高度的太赫兹波回波特性进行了分析。为减少分类时间,对双谱数据进行积分,得到实采信号双谱切片的特征,进而利用最邻近算法对此进行分类。利用经验模态分解(EMD)提取原始数据内在模态函数的特征,再次分类并与前一组分类结果进行对比。通过一系列数据的分类,结果表明:利用一维的积分双谱信息可以有效提取出距离地面分别为2 m、3 m、4 m、5 m时的特征并进行分类,经验模态分解也可以有效提高分类的成功率,成功率最高可达90%以上。 相似文献
160.
对模块化空间可展开天线支撑桁架结构进行空间热交变环境下的热 结构分析,为天线结构因热致变形影响形面精度和网面稳定性提供合理的防护建议。采用ANSYS APDL有限元软件建立了大口径模块化空间可展开天线支撑结构的精细化数值模型,基于已有试验分别验证了模块化可展开天线结构有限元建模和热分析模型的正确性;分析了在瞬态温度场作用下约束位置等参数对支撑桁架弦杆及拉索应力的影响和热致变形规律。研究结果表明:空间可展开天线结构的应力和变形随时间历程发展与瞬态温度场变化趋势基本一致;同一瞬态温度场下,天线结构中心模块拉索热应力最大,同圈模块的弦杆热应力幅值基本相同,其上弦杆热应力逐圈增大,而拉索热应力逐圈减小;天线结构热致变形在距离约束最远端处整体累计值最大,上层中心点处累计热致变形可达15mm左右,对天线形面精度的影响不可忽略;将天线支撑桁架结构最外侧且距离结构中心最近的模块顶角和与相邻模块竖杆拼接处作为星载天线伸展臂约束时,天线结构的热致变形最小。将该处作为模块化空间可展开天线的展开支点,并建议对天线支撑结构表面采用涂刷隔热防护复合材料涂层等防护措施,以增加天线结构在太空极端环境的适应性,从而减小温度交变对天线整体形变和网面精度的影响。 相似文献