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951.
952.
针对采用伴飞模式的星座燃料补给问题,本文对其补给星的轨道进行了设计与优化。在给出补给星的轨道设计之后,利用遗传算法对补给星轨道机动所消耗的燃料质量以及每次转移给工作星的燃料质量进行了优化求解,使得补给星燃料利用率达到最高。仿真结果同时给出了燃料利用率与工作星轨道高度以及星座中卫星数目之间的关系,该结论对采用伴飞模式的星座燃料补给研究提供了较好的理论参考。 相似文献
953.
立体视觉技术是自主探测机器人在未知环境中获取信息的重要手段,通过对可视场景的稠密三维重建实现导航、定位及路径规划等一系列工作。本文在候选点匹配的基础上结合图割理论,首先在世界坐标系建立代表深度信息的网格节点,接着依据区域匹配算法对候选点进行初步筛选,去除大部分相关值较低的节点,建立简化的网格图,最后通过寻找图中最小割来实现能量函数的全局最小,完成稠密的三维场景重建。实验证明,相关阈值γ设为0.6时,简化网格图的重建精度和计算效率达到相对平衡。图割算法解决了候选点测量时潜在的匹配歧义问题,且对低纹理区域有较好的匹配效果。 相似文献
954.
955.
基于Tersoff-Brenner势的航天器群图形编队研究 《空间控制技术与应用》2013,39(2):10-16
从分子动力学模拟角度提出了一种分布式航天器群导航控制方法,可使行星中心开普勒轨道上的航天器群在有限的感知信息条件下自发实现图形编队.该法基于人工势场技术,主要分为两个部分:改造自C-W方程的外围全局汇聚势场和基于Tersoff-Brenner势的局部塑形势场.前者将各航天器导引至预设汇聚点附近,后者进一步使各航天器自我调整彼此相对位置,最终编成期望构型.此外,引入一速度依赖型耗散项以确保任意初始分布条件下图形编队均收敛.通过地球同步轨道上航天器群正四面体构型(含中心,即金刚石结构单元)编队仿真,验证了所提方法的有效性和优越性.将编队脚本简单修改,该法还可方便用于其它类碳元素同素异形体构型的塑造,如石墨晶体结构单元正六边形等. 相似文献
956.
957.
用自助加权范数法评估三参数威布尔分布可靠性最优置信区间 总被引:3,自引:3,他引:0
提出自助加权范数法,以评估三参数威布尔分布可靠性的最优置信区间.基于可靠性经验值与理论值的差异,通过6个最小加权范数准则,构建出威布尔分布的最优参数信息向量.对最优参数信息向量进行自助再抽样,获得生成参数信息向量,用于模拟参数的概率密度函数.在给定置信水平下,求解出参数的估计真值及其置信区间,并据此建立可靠性的估计真值函数及其最优置信区间函数.滚动轴承性能寿命案例、直升机部件失效案例与某试件疲劳寿命案例的研究表明:使用自助加权范数法,估计真值函数与可靠性经验值相一致,最优置信区间函数能描述试验结果的真实状态. 相似文献
958.
针对国内外高温励磁绕组存在的缺陷与不足,提出了一种新型的迷宫形励磁绕组结构,首先通过电火花线切割制造出单层迷宫形线圈,并在线圈匝间和层间充分均匀地填充耐高温绝缘材料;然后通过真空钎焊工艺实现多层迷宫形线圈的牢固焊接,最后将焊接成型的多层线圈封装成迷宫形绕组,并应用于单自由度高温磁悬浮轴承试验台中,实现了550℃被悬浮物体近20h的稳定悬浮.研究结果表明:线圈焊缝的高温电阻值小,抗剪切强度满足要求,焊缝的金相组织致密均匀;绕组匝间和层间绝缘性能良好;迷宫形励磁绕组在原理和工艺上是可行的.对高温悬浮试验后的迷宫形绕组内部形貌进行观察后发现封装线圈的高温绝缘材料存在一定的缺陷,有待进一步研究. 相似文献
959.
针对ORU在轨更换任务,首先推导了空间机械臂末端自由、末端与环境接触等情况下的动力学方程,并提出了相应的接触力计算方法;其次,改进了传统的R\|C控制方法,采用加权选择矩阵代替原有的选择矩阵,实现了力控制与位置控制之间的平滑切换;最后,开发了基于Matlab/Simulink的闭环控制仿真系统,该系统由多体动力学、接触动力学、轨迹规划、力/位混合控制、3D显示等模块组成。利用该系统开展了ORU转移与安装过程的闭环控制仿真,仿真结果校验了所提方法的有效性。 相似文献
960.
计入畸变修正的旋翼尾迹前飞状态稳定性分析 总被引:1,自引:0,他引:1
现有的旋翼尾迹稳定性分析方法在涡线过近处会得出不现实的过大发散率结果,因而存在一定的局限性。为了消除这种前飞状态下尾迹高度畸变对其稳定性分析所造成的不合理干扰,提出了一个旋翼尾迹在正弦扰动下,结合涡线畸变修正的线性化稳定性分析方法。在该方法中,将尾迹涡线离散为一系列涡元,并对其端点施加沿尾迹涡线分布的正弦扰动;考虑了桨尖涡的自诱导、互诱导以及与桨叶的干扰作用,并创新地引入在伪涡核对稳定性分析中,因尾迹高度畸变产生的不合理干扰而进行的修正。以H-34型直升机旋翼模型为例,在前飞状态下,重点计算分析了尾迹向后飘移、涡核大小和前飞速度等对旋翼尾迹稳定性的影响。研究结果表明:引入伪涡核模型可以有效地修正在涡线过近处所产生的不现实稳定性分析结果;前飞速度、涡核大小等因素会在一定条件下有限地影响尾迹的不稳定性,但都不改变前飞状态旋翼尾迹的本质不稳定性。 相似文献