航天器快速绕飞任务的六自由度滑模控制研究

随着航天器在轨服务的发展,快速绕飞成为当前航天任务设计的一个重要课题.快速绕飞采用受限相对运动轨迹,为了实现任务目标需要考虑航天器位置与姿态的六自由度耦合控制问题.采用滑模变结构控制理论,解决了航天器快速绕飞的六自由度推力控制问题.首先.从完全非线性相对轨道动力学方程和修正罗德里格斯参数表示的姿态运动学方程出发,建立了包含未知有界干扰的六自由度动力学模型,该模型形式简单,适用于任意偏心率的目标轨道;其次,以圆形绕飞为例,给出了任意方位快速绕飞轨迹的数学表示和任意位置期望姿态的计算模型;然后,考虑航天器形状及推力器配置,应用滑模变结构控制的趋近律方法,设计了对未知有界干扰具有鲁棒性的控制律.最后的仿真算例验证了控制律的有效性.     

六自由度自跟踪天线座的系统设计

六自由度自跟踪天线座是一种新型天线座,克服了A-E及X-Y型天线座存在跟踪盲区的缺点,实现了对目标的全空域跟踪。文中介绍一种六自由度自跟踪天线座系统,并通过外场测试及对卫星的跟踪,对其性能技术指标进行测试。实测结果表明,天线座各项技术指标均达到要求,成为我国自行研制的第一套六自由度自跟踪天线座系统。     

五度空间火球

空间对一般人来说只有三个自由度——上、下、左、右、前、后：可是物理学家眼中的空间却是四度，除了前面所说之外还多了时间，这并不表示一般人对时间没有感觉，而是说在物理学家心中时间是和空间相混在一起的。那么我们是否可以再多加一个第五空间？一个可以感受到的自由度，就像时间空间一样。对加拿大的天文物理学家来说，第五度空间是存在的，它是宇宙中的新形态物质，一种属于弥漫在星系和星系团之间的黑暗物质。     

使用Trimble Geomatics Office等商业随机软件应注意的几个问题

通过对Trimble Geomatics Office等随机软件的实际应用,提出一些数据质量控制措施.根据随机软件网平差功能的特点,通过对所有基线网和独立基线网的对比分析,得出选择独立基线网平差更合理、测量结果更可靠的结论.     

运载火箭测试仿真系统体系结构设计及实现

以CZ系列运载火箭为研究对象,开发了基于高层体系架构的全数字飞行仿真系统。通过建立运载火箭控制系统的数值仿真模型,围绕"模型实时驱动"这一核心功能设计了运载火箭全数字飞行仿真的总体结构并对其实现方法进行了描述,开发了Matlab-RTI中间件和OGRE-RTI适配器,较好地解决了数值仿真与视景仿真在高层体系中的集成并保证了系统的实时性。应用本方法完成的火箭飞行仿真系统已应用于某航天靶场的测发训练中,取得了较好的应用效果。     

飞行模拟器动力学仿真系统算法分析

针对六自由度飞行模拟器仿真算法复杂性与实时性要求高的特点，首先将算法离散化为简单的加乘、三角函数运算，然后采用SDK编写C 程序实现控制算法。该方法程序设计紧凑、执行迅速，通过Setrrimer()函数以采样时间(1／30s)为周期定时发出WM_TIMER消息，在该消息处理函数中具体实现手柄输入数据的读取、控制算法的计算、计算结果网络传输，从输入数据读取到输出数据传输所用时间小于采样时间(1／30s)，满足了飞行模拟器在线实时控制的要求。     

基于动态混合网格的多体分离数值模拟方法

在以往发展的动态混合网格技术的基础上,耦合六自由度运动方程计算和非定常流场计算,建立了一种多体分离问题的非定常数值模拟方法。首先采用刚体运动的六自由度运动方程,建立刚体运动轨迹计算模块,然后以该模块为纽带将以往建立的非定常计算方法与改进的基于Delaunay背景网格插值方法和局部网格重构方法相结合的动态混合网格生成方法耦合起来,形成了精度较高、效率较快的多体分离数值模拟方法。利用该方法对典型多体分离问题进行了数值模拟,计算结果与风洞实验结果吻合较好。     

基于六自由度方程的飞机结冰问题仿真

基于六自由度方程对飞机的结冰飞行动力学问题进行了仿真研究。首先针对飞机遭遇结冰时的结冰飞行过程进行仿真,开发了一种结冰过程中飞机结冰严重程度及气动参数的计算方法。通过在各仿真时刻对飞机气动参数进行结冰影响修正以实现对飞机结冰飞行过程的模拟,同时分析了结冰过程对飞行特性的影响。进而对飞机结冰后带冰飞行时不同结冰严重程度下的操纵面阶跃响应进行了仿真,并对仿真结果进行了分析。     

微型扑翼飞行器扑动机构相关研究进展

微型扑翼飞行器(FMAV)具有独特的外形和飞行优势,具有重要的军事和民用价值。扑动机构是微型扑翼飞行器实现能量转换和机翼仿生运动的核心部件,是扑翼飞行器研究中极其重要的一环。阐述了扑动机构仿生规律实现、设计方法的最新进展,同时就设计中的关键技术进行了评述,主要为:仿生扑动规律的实现;提高系统效率的机构匹配设计方法;扑动机构的发展趋势。     

多体复杂系统力学载荷识别方法

力学环境研究和试验条件制定需要获知船(星)箭组合体在上升段过程中经历的复杂的力学环境条件,然而目前没有针对发动机的推力脉动、跨声速抖振等外力函数的直接测量方法。针对该问题,文章提出了一种应用载荷识别方法反演运载火箭和卫星组合体在发射段力学载荷条件的新方法。运用Duhamel积分和模态叠加法,以二次多项式作为基函数,推导建立了多自由度振动系统动态载荷识别数学模型,并通过算例完成了与精细积分法的比较。结果表明新方法具有较好的抗干扰能力和很高的识别精度,且无误差积累问题存在,通过提高采样频率,减小计算步长,可获得更精确的识别结果,为工程应用提供技术支撑。