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361.
针对大型挠性航天器的三轴姿态控制问题,考虑了控制输入约束,设计了鲁棒模型预测姿态控制器。首先,将模型预测控制应用到不考虑扰动的标称挠性航天器系统中,通过求解优化问题推导预测控制律,从而得到三轴姿态的标称轨迹。然后,为有效处理大型挠性附件振动对中心刚体姿态造成的扰动,针对带有扰动的挠性航天器实际姿态控制系统,设计由最优状态与实际系统状态的误差构成的辅助反馈控制器,使实际系统状态维持在以标称轨迹为中心的“管道”(Tube)不变集内,并驱使实际系统状态到达标称轨迹上,最终沿着标称轨迹到达平衡点。仿真结果表明,在鲁棒模型预测控制的作用下,实现了姿态角的快速精确跟踪,有效地处理了由大挠性附件振动对中心刚体姿态产生的扰动,增强了系统的鲁棒性。 相似文献
362.
为研究抑制星载大型反射面天线的在轨振动,文章给出一种基于压电材料的天线臂主动振动抑制建模分析方法。该方法基于整星刚柔耦合动力学模型,通过将压电材料的应力等价为内力矩,应变等价为位移差分,获得卫星动力学、振动抑制与姿态控制的解析式耦合计算模型,进而预测振动抑制后的天线振动传递特性和响应。以某带大型反射面天线的卫星为例,分别从压电材料布局和计算边界条件角度给出主动振动抑制的时域、频域分析结果,并进行对比。分析结果表明:文章所提出的方法能够实现压电材料在天线臂上的布局优化以及获知天线臂主动振动抑制效果。 相似文献
363.
364.
利用Fluent动网格技术,对高速列车通过圆形全封闭声屏障产生的压力波和出口微气压波开展数值模拟研究.研究结果表明:列车通过圆形全封闭声屏障时,声屏障壁面风压变化过程与压缩波和膨胀波的产生、传播及反射有关,压缩波传播到壁面测点时压力上升,膨胀波传播至壁面测点时,压力下降;在声屏障横截面上,靠近列车的测点压力极值大于远离列车的测点压力极值,最大差异量达到28%;声屏障壁面压力变化幅值、车头鼻尖压力最大值与车速的二次方近似呈正比关系;与隧道结构类似,列车以较高的速度通过声屏障时,将在声屏障出口产生微气压波,微气压波的极值随着到出口的距离增大而迅速降低,并与列车速度的三次方近似呈正比关系. 相似文献
365.
城乡教育一体化的关键是我们要与时代同步,找到正确的道路,不断优化育人环境,提高城乡教育水平,把发展农村经济放在首位,努力缩小城乡教育设施差距、加快城乡师资力量的均衡发展。使教育资源科学分配与实现城乡教育一体化能够更好地契合在一起。 相似文献
366.
为了研制UDMH/NTO双组元凝胶推力器,利用理论分析、数值模拟及试验等手段对凝胶流变特性进行了初步研究;根据凝胶流变特性试验数据,利用最小二乘法拟合获得了凝胶流变特性参数;利用数值模拟研究了锥形流道锥角变化对凝胶流变特性的影响;设计了双组元凝胶推力器试验样机并完成了流量特性试验及热试车.结果表明,试验用UDMH/NTO两种凝胶推进剂流变特性较为接近;对于UDMH/NTO凝胶推进剂,通过数值模拟结果确定了最佳的锥角角度,可使凝胶平均表观粘度到达喷孔出口时降到最低;试验样机喷注器的流量特性数值模拟结果与试验值接近,说明该喷注器适合于凝胶的流动及雾化;热试车取得成功,获得了稳态、脉冲室压及结构温度等有效数据. 相似文献
367.
一种适用于月球跳跃返回的改进解析预测校正制导律 总被引:1,自引:0,他引:1
解析落点预测-校正制导律具有计算量小的特点,适用于月球返回舱机载计算机的在线计算,针对其对远航程适应性差的问题,提出了一种改进的解析预测制导律。通过调整上升段的控制增益,减小返回舱飞离大气层时刻实际状态与标准状态的偏差,对飞出大气层的速度进行修正以补偿弹道段空气阻力引起的航程减小。二次再入段采用数值预测-校正制导,利用逐步校正的方法,解决了收敛问题,避免了复杂的基准弹道设计过程。数值仿真表明,所设计的制导律能够适用于远航程情况,在具有初始位置偏差、质量偏差、气动偏差、大气偏差的情况下,终端位置精度在5km以内,表明该制导律具有良好的鲁棒性,该制导律具有在线实施的潜力。
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368.
为研究储氢合金对聚叠氮缩水甘油醚(GAP)固化胶片性能的影响,以多异氰酸酯(N100)为固化剂,制备出含储氢合金的GAP固化胶片。采用红外光谱(FTIR)等手段对固化胶片进行了表征,并对其固化反应活化能、凝胶分数和力学性能进行了测试。实验结果表明,储氢合金可和GAP上的—OH发生反应形成化学交联点;固化胶片中添加储氢合金,可降低其固化活化能,提高凝胶分数,促进三维网络结构的形成,提高力学性能。在添加量为20%处,A30对固化胶片三维网络结构的形成表现出最强的促进作用,使固化胶片的活化能降低27.97%,凝胶分数提高5.44%,拉伸强度提高131%,延伸率提高31%。 相似文献
369.
370.
边缘钝化对乘波构型性能影响分析 总被引:2,自引:1,他引:2
基于乘波构型设计高升阻比飞行器是新型高超声速飞行器布局设计的一种有效途径.受气动热和工艺限制实际应用中需要对乘波构型具有的尖锐边缘进行钝化.为了研究钝化对乘波构型性能的影响,利用计算流体力学方法研究了不同钝化半径对乘波构型气动力和气动热的影响.分析表明:乘波构型边缘钝化可以有效降低最大热流密度,但同时也会降低布局的气动性能.随着钝化半径的增大,乘波构型的气动性能降低较为明显,但对热流密度的影响逐渐减弱.在高超声速飞行器布局设计时应综合考虑钝化对气动力和气动热的影响效应,寻找最佳的平衡点. 相似文献