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41.
深空探测器需要定位在日-地(月)系的共线平动点L1或L2附近执行探测任务,但由于共线平动点的不稳定性,必须在运行期间进行轨控。对于条件周期轨道(如晕轨道)必须在控制过程中考虑高次项,控制条件复杂,技术上实现相对困难。而某些探测任务,探测器定位在共线平动点附近的条件拟周期轨道(对应L issajous轨道)上亦可以。这种类型的轨道可以离共线平动点较近,那么只需要在控制过程中考虑线性项即可,控制条件简单。以圆型限制性三体问题作为基本模型,采用预估-校正法逼近线性化模型下的目标轨道,给出在轨运行期间的轨控策略亦是可取的,这种控制措施相对而言较简单,容易实现。仿真计算结果表明是可行的,能够提供较高的位置精度。 相似文献
42.
以大型客机为例,对飞机穿越微下击暴流的起飞飞行特性进行了实时数字,实时混合仿真及人机半物仿真研究,分析不同风场和不同进风高度对有,无人操纵飞行的航迹特性及相应状态变量响应特性的影响,探讨了飞机起飞飞行的安全性及正确操纵策略,最后给出了一些结论。 相似文献
43.
44.
文中给出控制减压阀噪声和振动的新方法。文中指出:如果稳定系数S_r<1,阀有可能出现噪声和振动;如果稳定系数S_r>1,阀就无噪声和振动。计算和实验比较证明,该方法是可行的。 相似文献
45.
大型航天器SGCMG系统的奇异性分析研究 总被引:3,自引:0,他引:3
应用单框架控制力矩陀螺系统(SGCMG)是大型航天器姿控系统较为理想的选择,但是该系统存在严重的奇异现象,增加了操纵律的设计与开发的难度。文章从奇异性分析的角度对单杠架控制力矩陀螺系统的奇异状态进行了研究,提出了奇异可回避性的判别方法,并据此对SGCMG系统奇异状态进行了系统的分类,针对常用的各种构形的SGCMG系统进行了讨论。 相似文献
46.
穿透式冷板的传热分析 总被引:3,自引:0,他引:3
对航空电子设备上采用的空心冷板冷却系统的传热特性进行了分析求解,得到了空心冷板稳态温度分布表达工和功率-温度-流量关系式,可作为空心冷板系统的设计依据,建立了空心冷板失效的动态温度模型,得到的温度-时间响应特性可用于评估冷板系统耐热冲击性能。 相似文献
47.
通过对某一高码速率光纤遥测系统中数据格式、码速率、数据容量、数据存储宽度、数据存储速率等特点的研究,提出了一种基于大容量电子数据存储器的微机化遥测处理系统,对存储的大容量数据阵列中的帧码识别、分路控制方法进行了讨论,并对受干扰数据处理时帧同步码检测的检测门限和同步对策参数进行了分析,最后给出了整个微机化的大容量遥测数据处理系统的软硬件设计方法,通过在6.5MbpsPCM系统下的运行实验表明,整个方 相似文献
48.
舰载飞机自动着舰系统的研究 总被引:8,自引:1,他引:8
介绍了舰载飞机的自动着舰系统(包括了飞机的飞行控制系统,推力控制系统及航空母舰的导引系统),并指出只有精确地控制飞机的不滑轨迹,才能使飞机在航空母舰上安全降落,本文着得讨论俯仰指令型的纵向自动着舰系统的原理、结构及设计,并指出导引指令中对舰体运动的补偿。 相似文献
49.
Matteo Ceriotti Gregory May-Wilson 《Advances in Space Research (includes Cospar's Information Bulletin, Space Research Today)》2021,67(9):2865-2877
The direction and magnitude of a solar sail acceleration are strongly related. For this reason, once the characteristic acceleration has been fixed, it is not possible to modulate the acceleration in a particular direction. In this work, a semi-analytical switching control law is derived, enabling a solar sail to emulate a smaller effective characteristic acceleration (without changes in geometry or optical properties); by periodically changing the pitch (cone) angle of the sail, in average over time, the acceleration produced by the sail matches exactly (in both direction and magnitude) that of a “smaller” sail. The range in which this is possible is determined, and the limitations on this range due to the size difference is computed. The method is validated on optimal Earth-Mars trajectories. 相似文献
50.