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402.
403.
带液体晃动航天器的非线性自适应反馈控制 总被引:1,自引:0,他引:1
针对一种带液体燃料晃动的航天器,同时考虑液体晃动参数的不确定性,提出了一种参数自适应非线性反馈控制方法,抑制航天器的俯仰及横向运动,同时抑制液体燃料的晃动.针对航天器与液体燃料的固液耦合非线性模型,采用基于Lyapunov函数的设计方法设计系统的反馈控制律,运用间接自适应方法设计参数自适应律,并使用参数映射等手段来保证参数估计值在合理取值范围内.仿真结果表明,控制器可以使航天器达到渐近稳定,进而验证了控制器的有效性. 相似文献
404.
405.
在分析塑料收缩率波动规律的基础上,导出了注塑模成型零件工作尺寸的概率计算公式,讨论了塑料收缩率波动范围、塑件尺寸公差、制造公差以及修模裕磨量之间的关系。研究表明,概率法计算注塑模成型零件工作尺寸比广为采用的极值计算法更为合理。 相似文献
406.
407.
文章详细分析了机内测试(BIT,Built-in test)系统的测试性指标验证和评价的重要性与实用性,并着重介绍了用于BIT测试性指标验证的总线级故障注入系统及其硬件、软件设计以及该系统的工作流程,并通过时序分析证明了该系统进行实时故障注入的可实现性和可操作性,最后给出了该系统进行故障注入试验后的软硬件试验结果。 相似文献
408.
409.
针对将半长轴、升交点赤经、纬度辐角均不同的低轨微纳卫星群部署到同一轨道面不同目标相位的星座部署问题,提出一种基于Kuhn-Munkres(KM)匹配的星座部署优化方法。通过KM算法实现卫星和目标纬度辐角的优化匹配,充分利用J2摄动,使升交点赤经借助半长轴和纬度辐角的部署而得到同步修正,从而节约燃料。仿真结果表明,相比于传统部署方法,在相同约束下,优化后的部署方法使各星平均燃耗减少,各星燃耗量均衡性提高。弥补了传统同轨星座部署中将各星初始位置简化为空间一点且忽略部署过程中的升交点赤经漂移的不足。采用有限常值推力实现轨道机动,适用于携带微推力推进系统的微纳卫星。 相似文献
410.
为保证月球探测器进入姿态调整段时具有充分的高度与速度余量,本文提出一种基于控制变量参数化的月球探测器动力下降段最优轨迹求解方法。在三维探测器软着陆动力学模型基础上,将月球探测器软着陆制导律设计等效为燃料最优约束下的探测器俯仰角控制问题,利用控制变量参数化(Control Variables Parameterization, CVP)方法将该控制问题中的控制变量与约束条件转化为非线性规划问题求解,并引入时间尺度变换,将着陆时间序列加入待规划参数,进而求得满足精度的最优数值解。蒙特卡罗仿真实验表明,与传统的显式制导律相比,本文提出的参数化制导方法在动力下降段燃料更省,动力下降段的起始高度在±20%范围内波动时,仍能以高精度速度和高度指标完成末制导。 相似文献