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基于自适应模糊滑模的卫星姿态控制方法 总被引:1,自引:0,他引:1
研究了对地观测卫星的非线性姿态控制方法.建立了对地观测卫星基于四元数的误差姿态运动学方程和姿态动力学方程.设计滑模变量,用滑模变结构控制保证系统的稳定性和对强干扰的鲁棒性,用自适应模糊系统消除滑模控制中固有的控制变量抖振.用非自治系统的Lyapunov稳定性理论分析证明了设计的闭环系统为一致渐进稳定.数值仿真结果表明:设计的控制方法在大角度姿态随动和受较大时变干扰力矩作用时均有良好的控制效果. 相似文献
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朱卫东张大伟 《民用飞机设计与研究》2014,(4):77-82
飞行试验是民机研制的重要手段,也是飞机取得适航证的必经过程。随着现代大型民用飞机的设计越来越复杂,试飞制约因素越来越多样,任务量越来越庞大。试飞成为制约型号进度和研制成本的重要因素。对于试飞工作者而言,必须采用科学的方法对试飞任务进行合理规划和管理。为此,国内某飞机设计研究院历时三年,开发了一款用于试飞任务管理的软件——民用飞机试飞规划与管理软件(Flight Test Control System,简称FTCS)。以国内某型号飞机试飞为例,对FTCS的适用性进行了分析和评估,为FTCS的应用和发展提供建议。 相似文献
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CJ818翼梢涡扩散器气动设计与数值分析 总被引:1,自引:1,他引:0
采用Catia对CJ818机翼的翼梢涡扩散器进行了建模,并用fluent进行数值模拟。研究了其升力、阻力、升阻比的气动特性,分析机翼表面的压力分布,对涡扩散器进行修形,并从中积累对上下小翼后掠角、倾角、翼根弦长、翼型相对厚度等参数微调的经验。最后通过再计算和比较得出最终的涡扩散器外形。 相似文献
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对于航天用超高强高韧C300马氏体时效钢来说,热加工过程中获得等轴细小的再结晶晶粒是实现该钢强韧性最佳匹配的关键环节。采用Gleeble-3800热模拟试验机在温度为850~1 150℃、应变速率为0.01~10 s~(-1)的条件下,对超高强高韧C300马氏体时效钢进行高温轴向压缩变形试验,获得了高温流变曲线,并观察变形后的金相组织。结果表明:C300马氏体时效钢的流变应力和峰值应变随着变形温度的升高和应变速率的降低而减小;试验钢在真应变为0.92、应变速率为0.01~10 s~(-1)的条件下,随着变形速率的提高,其发生完全动态再结晶的温度也逐渐升高,最佳热变形温度区间为1 050~1 150℃;测得试验钢的热变形激活能Q值为391.2 kJ/mol,建立了其热变形本构方程。结果能为C300马氏体钢的数值模拟和热加工工艺的制定提供理论基础。 相似文献
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对遥感卫星TDI-CCD推扫品字形探测器偏流角的补偿进行了研究。根据偏流角产生机理,用轨道要素法推导出一种简单可靠的偏流角计算和补偿方法,将偏流角补偿后重新计算的欧拉角作为控制目标输入闭环进行控制,规避了三轴欧拉角转序的影响。分析了偏流角控制对品字形拼接探测器成像产生的像元错位、调制传递函数(MTF)、通道间配准和幅宽等的影响。结果发现:对偏流角进行控制后穿轨向像元错位可消除,沿轨纵向像元错位不能消除,穿轨和沿轨向MTF均可消除,偏流角可对幅宽无影响;不对偏流角进行控制会严重影响通道间的配准精度。所提方法计算简单,流程清晰,在工程中有一定的应用价值。 相似文献
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为验证空间站柔性机械臂系统在有初始位置、姿态误差的情况下能否成功完成辅助舱段对接任务,文章建立了空间站柔性机械臂辅助舱段对接动力学模型,模型考虑了对接机构的接触碰撞,依据关节精细动力学模型、力矩控制方法和阻抗控制程序进行了空间柔性机械臂辅助舱段对接过程仿真。仿真结果表明,当关节输出端位置测量精度为17位时,依靠阻抗控制的方法,空间柔性机械臂在主动舱存在最大位置误差150mm,最大姿态误差2.5°的情况下仍能完成对接;对接成功后,空间柔性机械臂系统控制力迅速下降,仍然能较好地保持构型,不会影响对接舱段的安全。 相似文献
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针对大椭圆轨道卫星在轨运行中特殊光照条件导致的能源供给、热控设计等工程研制难点,兼顾光照时间和遥感任务,提出将基于太阳矢量与地面物点矢量的日地观测坐标系作为卫星姿态控制的基准坐标系。研究了相应的卫星姿态运动学,针对日地观测坐标系的角速度矢量在物理层面难以写出解析表达式的问题,提出一种解析计算方法,给出了算法流程,推导了日地观测坐标系相对惯性坐标系的角速度矢量在惯性坐标系中的计算公式。与数值差分法的仿真对比结果表明:该解析算法正确可行,其曲线特性和计算精度优于数值差分法。研究对卫星研制具有理论意义和应用价值。 相似文献