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591.
控制力矩陀螺(CMG,control moment gyro)系统存在多种误差与扰动,影响航天器的姿态控制精度.分析了大型单框架控制力矩陀螺(SGCMG,single gimbal control moment gyro)各主要组成部分的特性、误差及扰动,包括转子动静不平衡、转子轴的安装误差、轴承摩擦、转子电机特性、框架电机特性和谐波减速器特性.通过建立大型SGCMG的动力学精细模型并进行数学仿真,得到了大型SGCMG主要误差与扰动对其输出力矩的影响:在框架伺服系统加装谐波齿轮减速机构可以明显提高SGCMG输出力矩精度,同时也给框架带来高频谐振;转子动不平衡造成的扰动力矩是导致SGCMG在其力矩输出轴和框架轴方向产生输出力矩偏差的主要原因. 相似文献
592.
593.
594.
小型共轴式直升机旋翼桨叶铰链力矩研究 总被引:2,自引:1,他引:1
从工程实际出发,建立了共轴双旋翼直升机桨叶铰链力矩计算模型.引入Leishman-Beddoes指数函数的半经验公式,建立了二维翼型非定常气动模型;引入干扰因子到Pitt-Peters动态入流模型,建立了反映共轴双旋翼直升机上下旋翼气动干扰的诱导速度模型;从桨叶的挥舞动力学模型出发,利用四阶Runge-Kutta算法求解桨叶刚性挥舞角的数值解,并利用模态叠加法计算桨叶的挥舞向变形.最后,通过对在研共轴直升机的计算得知,上下旋翼桨叶铰链力矩虽然在分量上有所差异,但是总的铰链力矩基本相同;中高速飞行时,上下旋翼桨叶铰链力矩在下倾斜盘累积成为使下倾斜盘前倾的力矩. 相似文献
595.
将锥体上五个单框架控制力矩陀螺(SGCMG)框架轴与底面的锥角视为姿态机动任务前的调整变量,建立了锥角可调的五棱锥构型SGCMG模型。通过锥角可调SGCMG系统的复杂奇异性分析,推导了陀螺奇异测度对时间的导数与陀螺框架角速度的关系,进而提出考虑奇异躲避的路径规划策略。基于Gauss伪谱法的路径规划结果表明:锥角可调的五棱锥构型SGCMG系统可有效提高特定机动方向的控制能力,显著减少空间站姿态机动所需时间;所提出的考虑奇异躲避的路径规划策略可有效避免陀螺奇异。 相似文献
596.
针对高超声速飞行器气动布局设计中气动设计与隐身设计矛盾的问题,采用高精度气动和隐身计算方法,建立了基于直接全局优化算法、二次曲线参数化方法和Kriging代理模型的多学科优化设计平台,并对典型高超声速布局升力体外形开展气动/隐身一体化优化设计研究。结果表明:升力体布局典型状态下升阻比由3.13提高到3.69,考虑垂直极化和水平极化状态,俯仰±30°的雷达散热截面(RCS)均值下降60%以上,表明该平台具有良好的寻优能力,风洞试验结果验证了优化算法的可行性;高超声速飞行器的机身和翼/舵等部件具有显著的绕射特性,物理光学法等高频算法不能准确捕捉前后缘绕射,应当采用矩量法计算其RCS特性;高超声速飞行器的垂直极化和水平极化的RCS特性差异巨大,在设计中应当予以考虑。 相似文献
597.
通过对迎角、侧滑角、后掠角等概念的几何意义进行确认,从几何上确定了各迎角间的关系,在不改变几何意义的基础上对有侧滑和无侧滑时的迎角关系式进行近似处理,并运用目前通行的方法推导了由侧滑导致的后掠翼飞机的滚转力矩公式,对后掠翼飞机横侧静稳定性的分析提出一种较准确的方法。这个方法几何意义明确,采用类比的方法后,避免了复杂的几何证明,因而公式的推导过程也比较简捷。 由于对基本概念的认识不同和近似处理的方法不同,所得滚转力矩的变化规律也是不同的。但在精度不高的情况下,各种方法所得的简化结果则相同。 相似文献
598.
为了探寻一种简便的制备纳米SiC增强碳纤维层合板的方法,本文将纳米SiC颗粒均匀分散在无水乙醇中,制备成不同质量分数的SiC试剂,然后均匀喷涂在碳纤维预浸料表面,固化成型。对不同试件进行摩擦磨损实验,得到不同含量的纳米SiC颗粒对碳纤维层合板摩擦因数、磨损量的影响规律,并且对磨损形貌和复合材料的硬度进行分析。实验结果表明:在碳纤维预浸料表面喷涂纳米SiC颗粒能够有效改善碳纤维层合板的摩擦磨损性能;当纳米SiC浓度为1%时,层合板的摩擦因数、磨损量、磨痕的宽度及深度较于不含纳米SiC的层合板分别降低52%,63%,32.3%,54.8%,摩擦磨损性能最好。 相似文献
599.
基于奇异值分解的单框架变速控制力矩 《空间控制技术与应用》2018,44(1):21-29
摘要: 本文提出一种新的变速控制力矩陀螺(VSCMGs)的角动量管理方法.将VSCMGs的控制力矩(CMGs)模式和飞轮模式分开求解同步输出,对CMGs模式力矩输出进行奇异值分解,只有CMGs模式接近奇异的时候,在奇异方向上的指令力矩才会分配一部分给RWs模式,从而在保证VSCMGs输出精度的情况下尽量充分的利用VSCMGs的执行能力.同时角动量管理算法中还引入零运动来实现转子轮速平衡以及框架构型避奇异,并且考虑了框架角速度死区非线性以及忽略项的补偿问题.仿真结果表明,所设计的操纵律在航天器大角度快速姿态机动时,可以实现高精度的大力矩输出. 相似文献
600.