RCD太阳帆航天器人工平动点轨道保持与控制

针对航天器平动点轨道保持问题,研究了含有反射率控制设备(RCD)的太阳帆航天器在日地系共线人工平动点处的轨道保持与控制,同时降低因频繁改变航天器姿态所带来的振动问题。首先,基于太阳帆圆型限制性三体问题,计算了RCD型太阳帆人工平动点位置,给出了太阳帆共线人工平动点三阶Halo轨道,并将其作为参考轨道;然后,将太阳帆动力学方程线性化,采用跟踪控制输出的方法对线性模型进行控制;最后,通过合理选择控制变量矩阵,将控制律代入非线性模型中进行轨道保持控制。仿真结果表明,通过控制RCD太阳帆反射率设备参数及姿态角,实现了长时间的Halo轨道保持,同时大幅减小了太阳帆姿态角的改变,从而减小了帆面振动,为太阳帆航天器长期轨道任务的实现提供了良好的理论依据。     

飞机结构中柔性件装配偏差分析与控制研究进展

飞机柔性结构的装配偏差分析与控制一直是飞机装配中的难点,随着复合材料在飞机结构中的广泛应用,这一问题越发明显.采用预浸料固化工艺的复合材料零件具有制造偏差大、非主应力方向在装配过程中容易损伤等特点,对柔性件装配中的偏差分析和控制提出了更高的要求.如何合理地进行容差分配、工艺补偿、过约束装配以满足装配后的性能要求,是目前...     

自由曲面CMM测量测头半径补偿方法

测量机测量曲线和曲面时获取的数据是测头中心坐标值.因此必须对测头半径进行补偿.在总结目前测头补偿方法的基础上,提出以达到测量目的为宗旨,将自由曲面测量分为检测模式和重构模式,根据测量模式采取不同方法对测头半径进行补偿.检测模式下通过比较测头半径与测点到被测曲面的距离大小来判断曲面是否合格,重构模式下通过求取测头球心面的...     

浅析水平扭转M型下滑天线对入口高度及下滑角的影响

对于M型下滑天线,对天线作微调能改变近场DDM分布,从而对入口高度产生影响。本文阐述了扭动天线及调整辐射场形的原理。通过扭动上、下天线,定量分析入口高度和下滑角的改变量与扭动距离的依赖关系,并对飞行校验中的实例进行比较。对比扭动对近场(入口高度)和远场(下滑角)的影响。理论计算得出:上天线向跑道方向扭动一定角度,可以明显提高入口高度,向跑道外侧扭动后,入口高度减小;扭动下天线情况则相反,且两者基本都不影响下滑角。因此表明,扭动天线是一种有效改变近场的方法。     

模锻件公差与极限偏差的优化

提出了模锻件毛坯(简称:毛坯)尺寸公差与零件机械加工一般公差相互差异、矛盾和关联等因素,介绍了毛坯和零件之间公差与配合等关系,重点从零件设计、结构尺寸要求以及加工技术等方面对模锻件毛坯图公差设计进行描述,同时对零件图的尺寸公差使用提出了新观点,优化了毛坯图加工面和非加工面尺寸公差的标注方法,结合实例合理分配了毛坯尺寸公差与极限偏差的设计。     

为坚守在春节岗位上的上海机场人“点赞”

<正>春节期间,正是万家团圆之时,然而在上海机场却有那么一群人,他们舍弃与家人的欢乐,坚守在一线岗位尽心尽职,用心服务每一位过港旅客,谱写了一曲曲动人的乐章。安检值机员:呵护旅客筑平安大年初一,浦东机场值机通道依然一派繁忙景象,旅检四科二分队的队员们正在安检通道里忙碌着。一名中国留学生小董也许是连续的旅途奔波太过疲惫,竟然在安检通道中突然晕倒。安检员     

某型涡桨发动机气动热力仿真计算

文章计算了各气路部件之间的气动热力参数和总体性能参数大小,分析相互关系,进而对发动机的设计提供理论依据。针对某型涡桨发动机的气路结构进行了气动热力仿真计算研究,利用设计手册给定的发动机设计点主要工作参数数据进行气动热力仿真计算,对比计算得到的发动机总体性能参数数据与设计点给定的总体性能参数数据,验证了仿真计算算法的有效性以及准确性。针对气动热力仿真计算结果所产生的误差,初步分析并验证了算法优化需要考虑的部件特性的耦合系数以及引气对发动机性能的影响等因素。     

基于数据库的收缩型航迹聚类模型仿真研究

针对传统聚类算法只能选取少量数据源进行仿真分析,得到的聚类效果不能真实体现数据流的宏观特征的问题,考虑了海量航迹数据中的离群点检测以及离群点剔除,提出一种新的基于数据库的收缩型航迹聚类仿真模型,将三维空间网格化,建立K-means聚类和层次聚类双重交互算法,对网格中的离群点进行识别并剔除.解决了航迹聚类中的关键技术问题.通过对西北地区3 G海量二次雷达数据的聚类仿真分析,使航迹聚类仿真的耗时从h级降低至s级,并且得到的航迹分布特征清晰,验证了新模型对于海量数据宏观特征提取具有可行性和优越性,模型和算法对全国二次雷达航迹数据仿真具有借鉴意义.     

垂直起降重复使用运载器返回制导与控制

针对垂直起降可重复使用运载器返回全程非线性、高动态、强扰动、多约束条件下的精确着陆问题,开展适应各飞行段任务特性和需求的返回全程制导控制方法研究。首先分析返回全剖面各飞行段的特点及对制导控制的需求,建立了动力学模型;然后基于经典制导控制方法给出可行的返回全程制导控制方案,并针对其不足分别设计修航段基于剩余时间估计和几何关系目标点自适应更新的双层迭代制导、返回末段多约束自适应制导和返回全程自抗扰控制器,构建了自适应强抗扰新型返回全程制导控制方案;最后进行了数学仿真,通过对比分析经典制导控制方案和新型制导控制方案在小偏差/扰动和大偏差/扰动两种条件下的飞行状态,验证了新型制导控制方案下更高的着陆精度、更强的适应性和抗扰性。