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31.
基于箭体系的最佳解耦姿态控制方法 总被引:1,自引:0,他引:1
提出运载火箭姿态控制的一种最佳解耦控制方法。传统的运载火箭姿态控制,是通过对火箭在制导坐标系(发射惯性坐标系)中定义的欧拉角,形成俯仰、偏航、滚动三个独立回路的姿态控制指令,控制弹体姿态稳定、快速地跟踪指令姿态角。由于控制力矩是分别绕箭体轴给出的,而箭体轴通常与欧拉角的瞬时转轴不重合,所以造成三个控制回路的耦合(只有当偏航、滚动姿态角皆为零时才完全解耦),因此欧拉角控制的解耦问题成为许多学者的研究课题,并给出了一些解耦控制方法,但都比较复杂,实现困难。本文提出的最佳解耦控制方法是基于箭体坐标系的,该方法是根据实时确定的箭体系到指令箭体系的方向余弦矩阵,确定一组箭体系分别绕各轴的转角△θx1,△θy1,△θz1,即箭体各轴同时转动角△θx1,△θy1,△θz1,后可使箭体系与指令箭体系重合,这样便保证了解耦和最小转角的最佳控制。该方法成功地应用于大范围机动变轨控制,也将适用于其它轴对称飞行器的控制。 相似文献
32.
33.
针对航天器密封舱内气体对流传热传质地面模拟试验问题,依据传热传质相似试验理论方法,进行了初步的理论分析,包括热缩比模型法和降压法,给出了它们相似试验的相似律及它们应用的约束条件,并从理论上定性分析了不同试验方法的优缺点。分析表明,在重力条件下,热缩比模型法在保持Reynolds数不变的前提下可明显抑制传热传质过程的温差和密度差对流动与传热传质的影响,而且抑制效果与缩比比例的三次方成正比;而降压法在保持Reynolds数不变的前提下同样可明显抑制自然对流的影响和密度差对流动与传热传质的影响,但对自然对流和传质过程的密度流的抑制效果有所不同。 相似文献
34.
燃气蒸汽式发射系统内弹道若干问题研究 总被引:3,自引:0,他引:3
通过对燃气蒸汽式发射动力系统的研究,总结出影响内弹道计算精度的若干因素,并就其中几个影响较大的问题进行了详细的分析,开发研制出了一套用于预估内弹道性能的系统化程序。通过实验数据的比较,验证了适用于内弹道计算的数学物理模型,为燃气蒸汽式发射系统设计提供参考依据。 相似文献
35.
多体系统振动的传递矩阵法 总被引:9,自引:1,他引:9
本文是文献工作的继续。导得了空间运动的任意刚体的场传递矩阵,建立了多体系统振动的传递矩阵法,为多体系统振动特性的研究提供了新的理论和方法,从而有效地简化多体系统振动特性的研究,大大减小了计算工作量,并且便于解析讨论。 相似文献
36.
37.
38.
拉格朗日点附近编队的离散控制方法 总被引:1,自引:2,他引:1
由于拉格朗日点的独特空间位置,它附近的编队研究对深空探测有着很重要的意义。讨论了日地系统拉格朗日点附近编队的脉冲控制方法,给出了一种简单的实现编队的迭代算法。基于该算法,讨论了两种不同控制策略。根据编队任务的特点,定义了几个与编队误差和能量消耗相关的性能指标。通过仿真圆形编队算例,对两种策略进行了比较分析。结果表明策略二无论在消耗能量方面还是在误差控制方面都优于策略一。对于策略二,当脉冲间隔一定时,能量消耗随编队半径的增加线性增加。当编队半径一定时,误差随脉冲间隔的减小呈指数减小,而能量消耗随脉冲的变化很小。 相似文献
39.
跨大气层和空间区域飞行器的液体推进剂管理 总被引:1,自引:0,他引:1
根据大气层飞行环境与机动飞行特点,以及空间飞行环境与液体推进剂特点,分析了跨大气层和空间区域飞行器的保证重力场和失重状态下均无夹气液体输送、控制液体推进剂质心位移、剩余推进剂空间排放和重复使用等液体推进剂管理技术要求。阐述了相应的关键技术,如包括无夹气输送、液体质心位移控制、失重状态下的流体动力、参数确定和结构设计等管理模式确定,以及包括模型参数确定、模型、状态模拟和验证等的管理模式试验。 相似文献
40.
大型柔性整流罩抛罩多体动力学仿真 总被引:2,自引:1,他引:2
在考虑结构弹性变形、空间大范围相对运动,以及弹性运动与刚体运动耦合的基础上,建立了运载火箭整流罩的有限元分析模型。采用MSC.NASTRAN和ADAMS软件仿真模拟了新一代大运载火箭整流罩不同设计方案的地面分离,并与试验结果进行了比较。分析表明,整流罩的多个仿真模拟分离参数与试验值较为接近,证明本文的整流罩抛罩多体动力学仿真方法有效。 相似文献