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701.
为实现失效航天器寿命延长的目的,采用接管控制技术接管失效航天器姿态控制系统。针对姿态机动接管控制中,失效卫星参数不确定和推力器构型矩阵突变的问题,提出一种基于控制系统重构的失效航天器姿态机动接管控制方法。首先采用指令滤波backstepping控制来重构姿态机动接管控制律,并利用Lyapunov方法分析系统稳定性;然后对推力器构型矩阵进行重构;最后考虑燃料消耗和控制输入受限问题,通过基于约束最优二次规划的动态控制分配算法对推力器推力进行控制重分配。采用本文方法实现了对燃料耗尽航天器和部分执行机构失效航天器的姿态机动接管控制。数值仿真证明了该方法的有效性。 相似文献
702.
针对卫星交会对接中相对姿态和位置的控制问题,设计一种6自由度(DOF)气浮台,并推导出描述两个气浮台模拟卫星交会对接运动的耦合6自由度(DOF)动力学模型。为解决气浮台模拟空间失重环境中的重力力矩干扰问题,设计一种基于应用新颖的快速非奇异终端滑模面的自适应有限时间控制器的自动平衡系统,估计出质心位置,通过控制三个平衡质量块补偿姿态平台质心与旋转中心之间的位置偏差。李雅普诺夫理论推导和仿真结果表明,该方法可以快速完成对姿态平台质心位置的准确估计,实现质心与旋转中心的高度重合。 相似文献
703.
为探究动叶上游不同轮缘密封结构封严出流对1.5级涡轮端区流场及轮缘密封间流动干扰的影响区别,通过Shear Stress Transport (SST)湍流模型对无密封腔室,上游密封结构分别为简单斜向、简单径向,下游密封腔室为简单轴向的1.5级涡轮进行了非定常数值模拟。结果表明:轮缘密封间干扰使带径向密封结构模型的下游轮缘腔室内封严效率偏低,并增强了固有的非定常不稳定特性。上游密封结构变化对动叶和第2级静叶流动的影响差异分别位于35%、65%叶高范围内;径向密封结构增加了上游静叶的堵塞效应、动叶入口气流的欠偏转程度、叶根吸力面负荷与14%叶高以上的轮毂通道涡强度,并在第2级静叶入口处产生更多低频压力波动,使其尾缘脱落涡尺度增大但13%叶高以上的轮毂通道涡强度较弱。与无密封腔室相比,通入封严气体总量为主流流量的0.8%时,带斜向密封结构的1.5级涡轮气动效率降低了0.94%,且带径向密封结构的1.5级涡轮气动损失额外增加了0.17%。 相似文献
704.
利用高速风洞及压敏漆(PSP)技术,研究了端壁表面不同分腔流量比对端壁表面的气膜冷却效率的影响。对比各个分腔在不同流量比下端壁表面的气膜冷却效率的详细分布发现:端壁表面的气膜冷却效率随着槽缝流(分腔1)流量比的增加而增大,随着槽缝喷射冷气流量的增加,冷气在端壁表面的覆盖范围变广,同时冷却效果也有所提升;随着端壁前部分腔(分腔2)冷气流量比的增加,叶栅通道喉部上游区域的冷却流体会出现明显的吹离壁面的情况,端壁表面的气膜冷却效率也会随之减小;端壁后部分腔(分腔3)冷气流量比对端壁表面的冷却效率的影响与分腔2类似。 相似文献
705.
为了消除高峰均功率比低频脉冲负载对有限容量机载交流供电系统的周期性冲击等不利影响,对开关器件进行集成和复用,提出了能够同时提供功率解耦端口和直流输出端口的三端口功率解耦整流器。通过将三端口整流器与DC/DC变换器组合,构造出集成低频脉冲功率解耦端口的机载电源系统,实现了直流侧周期性脉动功率和交流源侧功率的解耦,并保证低频脉冲负载正常供电需求。详细分析了三端口整流器的工作原理,提出了与之相适应的功率控制方法和调制策略,基于开关器件分时复用原理,实现了交流端口到两个直流端口的功率传输和分配,并实现了两个直流端口功率切换过程的平滑过渡。实验结果验证了所提三端口脉冲功率解耦整流器的有效性和可行性。 相似文献
706.
航空发动机导流叶片角度调节参数变化故障分析 总被引:1,自引:1,他引:0
某型发动机低压压气机进口导流叶片角度α1,其电子调节部分执行机构电磁活门的占空比(Sα),在整个调节过程中是起关键作用的重要参数,但在台架试车过程中曾多台次出现在不同次检查时Sα数值变化的故障。通过对α1主调节系统工作原理的深入分析,确定试车中Sα变化故障是由于燃油调节机构掺混入空气所致,并得到试车验证。本研究对发动机试车中类似故障的排除具有重要的参考意义。 相似文献
707.
随着武器作战样式的变革,带约束条件下的末制导律研究受到了越来越广泛的关注。评述了近年来约束条件下的末制导律的研究新进展,对目前约束条件下的末制导律设计进行了详细的研究,分析了各种方法的优缺点。在此基础上,对比给出了多约束条件下的末制导律设计的难题以及可能解决的途径。 相似文献
708.
709.
710.