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171.
运载火箭末级发动机点火后,在制导系统的导引下,火箭最终抵达入轨位置、取得入轨速度,卫星进入运行轨道。火箭末级飞行动力学模型为非线性微分方程形式,难以利用解析方法得到火箭姿态变化特性,进而控制火箭飞行过程中的状态变量。将火箭入轨约束条件转化为最优控制的性能指标函数,利用庞德里亚金极小值原理与牛顿梯度法相结合的方式来解决动力学方程求解问题,得到末级飞行标准轨道;火箭动力学建模过程中,由于参数难以精确计量等的影响,存在建模误差,导致火箭实际飞行轨道会偏离标准轨道。对模型进行线性化处理,引入状态反馈,可以使实际飞行轨道接近于标准轨道,提高卫星荷载入轨要求精度。仿真结果表明:该制导算法可较好地减小火箭载荷入轨误差。 相似文献
172.
某卫星大型天线真空低温展开试验 总被引:1,自引:1,他引:0
文章采用试验件主动控温的方法,完成了某卫星大型天线常压低温展开试验,对天线进行了展开控制和结构应变及展开阻力矩的测试,试验结果验证了天线在空间复杂温度环境中成功解锁、展开和锁定的能力,为大型空间展开机构的地面试验积累了经验。 相似文献
173.
介绍了质量相关参数控制在数控缠绕系统中的应用,以及在LabWindows/CVI平台上开发高精度模块化参数监控软硬件系统的具体实现。 相似文献
174.
175.
176.
纯离子(PIR)发射状态的多孔发射极阵列(PEA)使离子液体电喷雾推力器(ILET)具有高精度、高比冲、高效率、小体积等优点。为了研究PEA在PIR发射状态下的束电流机制,构建了一种包含起始电压、多点发射、黏性流动、离子电流的物理模型。通过引入正态性假设简化了加工公差不确定性和多孔基材不均匀性的量化过程,基于Monte Carlo方法推导出了PEA的PIR电流解析表达式,并通过对比试验结果验证了模型的可靠性和准确性。结果表明,模型机理明确、误差较小,能够较高精度地预测锥形多孔硼硅酸盐PEA的PIR电流和多点发射行为;模型计算结果与AFET-2推力器试验结果基本一致,相对误差范围为1.0%~1.5%,随着工作电压的增大和发射体数量的增加有助于提升模型的精度。模型为计算效率较高的0D模型,为ILET的鲁棒性设计和性能优化提供了一种新的计算方法。 相似文献
178.
应变天平是风洞测力试验中的主要测量设备,对试验数据质量和运行效率具有重要影响。为了提高天平自身的防护性能,减少试验运行过程中的天平故障概率,提出了基于3D打印风洞应变天平防护装置的快速开发方法。分析了天平防护装置的需求,研究了3D打印天平防护装置的关键技术、设计因素与研制流程。开展了3D打印技术在设计优化验证和风洞试验天平防护装置研制2方面研究。分别设计了整体式水冷罩和组合式杆式天平防护装置。对于具有复杂内部结构的天平水冷罩,3D打印技术可以对设计优化结果进行验证评估。通过3D打印技术完成杆式天平防护装置研制,在风洞试验中对所使用的天平进行了防护应用。实际应用表明,防护装置可有效避免应变计及线路在校准、运输、模型装配和试验过程中损坏。相比传统机械加工,3D打印天平防护装置不仅能实现设计优化验证,而且可大幅降低加工周期和成本,促进了天平综合性能的提升。 相似文献
179.
高超声速飞行器相关的摩擦阻力直接测量技术 总被引:6,自引:0,他引:6
摩擦阻力是高超声速飞行器气动力的重要组成部分,也是制约高超声速飞行器发展的重要因素,因而对摩擦阻力的准确测量就显得尤为重要。简要介绍了近年国内外与高超声速相关的摩擦阻力直接测量技术的发展状况,同时对中国航天空气动力技术研究院白行研制的两套摩擦阻力测量装置作了介绍,并指出应变式摩阻天平技术是测量摩擦阻力的有效途径之一。文中给出了这两种结构形式摩阻天平的静校结果及其在高超声速风洞中的试验结果,并对结果进行了讨论。 相似文献
180.
通过对实际USB系统射频部分的建模和仿真,探讨利用工具软件进行电磁兼容性预测分析——性能预测。 相似文献