PCS7-400H冗余控制在KM6水平舱中的应用

为满足载人航天人-舱-服出舱活动试验任务的需要,提高系统的可靠性,KM6载人航天器空间环境模拟设备的水平舱测控系统采用SIMATIC PCS7冗余集散控制系统的方式,对所有关键环节包括控制计算机、CPU、电源、网络、I/O模块等都进行了冗余备份。文章较详细地介绍了PCS7-400H冗余功能在测控系统中的实现及测量原理,并在KM6水平舱中的实际运用中,大大地增加了系统运行的可靠性和稳定性。     

CBERS-02B卫星高分辨率相机的在轨调焦方法

卫星发射时的振动、由空气到真空环境的转变、微重力的影响等因素都可能会改变相机的焦面位置,导致相机焦面位置发生变化。CBERS-02B卫星在轨测试期间,对高分辨率相机进行了在轨调焦,并取得了明显效果。文章对高分辨率相机的在轨调焦方法和调焦结果进行介绍。     

高阶柔性结构系统振动控制中加权函数的选择

 总结了混合灵敏度H_∞控制算法中加权函数阵的选择方法,提出了一种新的选择加权函数矩阵的思想。以某悬臂梁为研究对象,将混合灵敏度H_∞控制方法应用在高阶柔性结构的振动主动控制问题中,完成了两输入两输出结构振动控制的控制器设计和算法仿真。结果表明,通过本方法选择加权函数矩阵,可在满足鲁棒稳定性的前提下,使外部干扰得到有效抑制,减振效果良好。     

一个新的研究领域——演化硬件

演化硬件的概念最初是由HugodeGaris于1992年提出的。硬件演化的目的在于使硬件系统能够像生物一样改变其自身的结构以适应环境的变化。本文首先给出演化硬件的定义,继而介绍演化硬件的物质基础──可编程专用集成电路和演化硬件的理论基础──演化算法。进而研究实现硬件演化的方法,最后讨论演化硬件的发展前景。     

空间交会对接中Hill方程的计算误差特性研究

比较详细地分析了航天器在空间所受的各种摄动力,建立了航天器空间轨道的精确计算模型,进而建立了空间交会接中两航天器相对运动的精确计算模型,并以此作为精度基准,对Ｈｉｌｌ方程的计算结果进行了误差分析。     

涡轮泵转子的临界转速研究──(Ⅰ)均匀支承转子临界转速的传递矩阵法

根据转子振动时的受力和位移状况,分别导出轴,盘和支承的传递矩阵,再根据转子的结构布局导出频率和振幅等的计算方程,可求得转子的各阶临界转速及振幅,传递矩阵法对转子的不同布局方案运用十分方便灵活,还给出了减振阻尼,支承弹性的组合刚度计算方法,计算表明,支承的弹性,阻尼和质量对转子的振动特性（临界转速和振幅）有重大影响,转子与支承的匹配对转子的振动特性能起调节控制作用。     

浅谈BAAN软件中的制造系统

从ＢＡＡＮ软件的制造系统入手,着重介绍了其基本概念,并就３种计划系统的使用方法、企业生产控制模块以及制造系统中的项目控制模块进行了阐述     

RTR系统测试精度的改进

对目前使用的ＲＴＲ系统中存在的问题进行了分析,指出影响ＲＴＲ系统测试精度的主要原因是高速运动分析仪的图像分辨率太低及Ｘ射线系统本身造成的系统误差。总结了提高ＲＴＲ系统测试精度的措施,包括提高变压器的稳压性能,改进实验器设计水平,提高试车台架的刚性以及运用图像处理技术等,将这些改进措施应用于ＳＲＭ燃烧室凝相粒子运动规律的实验研究,取得了比较明显的效果。     

差动式测量仪器动态误差分析与滤波网络设计

通过了一个动态在线测量系统实例,分析滤波网络分布位置对系统动态测量误差的影响,并提出对于差动式动态测量系统,滤波网络必须位于和差动算电路之后的设计原则。     

Research on vacuum plume and its effects

In vacuum environment, the exhaust flow of attitude control thrusters would expand freely and produce the plume, which possibly causes undesirable contamination, aerodynamic force and heating effects to the spacecraft. Plume work station (PWS) is developed by Beihang University (BUAA) for numerically simulating the vacuum plume and its effects. An approach which combines the direct simulation Monte Carlo (DSMC) method and difference solution of Navier-Stokes (N-S) equations is applied. The internal flows in nozzles are simulated by solving the NS equations. The flow parameters at nozzle exit are used as the inlet boundary condition for the DSMC calculation. Experimental studies are carried out in a supersonic low density wind tunnel which could simulate the 60-80 km altitude environment to investigate the plume and its effects. To demonstrate the capability of PWS, numerical simulations are performed for the vacuum plume of several typical attitude control thrusters. The research results are of great help for the engineering design.