搜索结果: 106-120 共查到“航空、航天科学技术 航天器”相关记录297条 . 查询时间(0.066 秒)
一种基于EPSO的航天器交会轨迹优化方法
多脉冲交会 轨迹优化 种群熵 粒子群优化
2013/9/15
研究了航天器在固定时间内燃料最省的多脉冲交会问题，提出了一种基于种群熵粒子群优化(Population Entropy based Particle Swarm Optimization,EPSO)算法的交会轨迹优化设计方法。采用线性化C\|W方程描述航天器的相对运动，以能耗最优为控制目标，得到了基于连续推力的最优转移轨迹，用于确定脉冲点的位置。考虑工程实用性，采用多脉冲控制方法，利用脉冲点的...
带未知干扰的模块化航天器系统相对轨道的队形控制
相对轨道 队形控制 自适应增益 未知干扰
2013/9/7
基于多智能体系统一致性理论, 在有向拓扑结构中对模块化航天器相对轨道的队形控制问题进行研究. 考虑与状态相关的未知外部干扰, 在存在模块质量不确定性的情形下, 基于自适应增益技术, 设计仅依赖模块自身及其邻近模块信息的分布式控制算法, 并通过Lyapunov 稳定性方法证明闭环系统是渐近稳定的. 最后在Matlab/Simulink 中对6 个模块组成的模块化航天器系统的队形进行仿真分析, 仿真结...
太阳帆航天器悬浮轨道动力学与控制
太阳帆 悬浮轨道 可控性 线性二次型调节器
2013/7/15
基于线性动力学模型和非线性动力学模型,研究了太阳帆航天器日心悬浮轨道保持与控制问题.首先,推导出了柱坐标形式的太阳帆动力学方程,并在参考悬浮轨道附近线性化以建立状态方程,然后对状态方程进行可控性分析.通过合理选择控制变量加权矩阵R,用线性二次型调节器(LQR)对线性模型进行控制.将得到的控制律代入非线性模型中进行验证,表明该控制律渐近稳定,并且具有良好的控制精度,可实现太阳帆悬浮轨道控制.
中国首次成功实施航天器绕飞交会试验
中国 首次成功实施 航天器绕飞交会 试验
2013/6/25
北京时间6月25日上午，天宫一号与神舟十号组合体成功分离，神舟十号飞船从天宫一号目标飞行器上方绕飞至其后方，并完成近距离交会。中国首次成功实施航天器绕飞交会试验，达到了预期效果。
航天器资源约束的时间拓扑排序处理方法
航天器任务规划 时间拓扑排序 资源约束网络
2013/6/3
针对航天器自主任务规划中的资源受限、约束复杂、活动并行等问题，提出了基于时间拓扑排序的航天器资源计算方法。考虑规划结果中资源产生及消耗，采用资源约束网络模型表示规划中动作的资源需求。通过分析资源变化与动作执行时间的关系，在资源处理过程中对资源约束网络的资源突变时刻进行拓扑排序，优化了流量推进路径的选择过程，时间复杂度为O(n2)。数值仿真结果表明，算法提高了规划过程中资源处理的效率。
面向高轨航天器的在轨操控技术
空间操控 轨道延寿 相对控制 特征识别
2013/5/21
针对空间操控的任务需求，以高轨航天器轨道延寿为背景，分析了飞行任务流程。重点对超近距离段的相对姿态、相对轨道耦合动力学进行了分析和建模，设计了姿轨耦合控制律。同时，针对高轨卫星对天面安装有远地点发动机的特征，设计了非合作目标图像特征识别、提取和相对测量算法。最后通过搭建分布式仿真系统，结合小型对接捕获机构，对超近距离的相对导航和相对运动控制进行了地面仿真试验，校验了对高轨航天器的远地点发动机喷管进...
为了提高航天器热控系统的控温适应能力，提出了一种基于感温蜡温控阀的单相流体回路热控方法，利用感温蜡温控阀的全自动流量、温度比例调节特性实现温度控制。通过集总参数法建立感温蜡温控阀、热源载荷和空间辐射器等部件的数学模型，运用数值仿真方法分析该热控系统的温度动态特性。仿真结果表明，感温蜡温控阀的布局方式，以及感温蜡熔程、时间常数和温度延迟等热特性对单相流体回路热控系统温度动态性能有显著的影响，对基于感...
建立了一种航天器防护结构超高速碰撞数值模拟的节点分离有限元方法。通过重合节点网格转换和添加节点集约束建立了节点分离有限元模型。在显式积分迭代中，将达到断裂判据的节点集解离，从而生成裂纹。对网格畸变问题进行分析，并建立了几何识别方法，进而删除畸变单元，改善了算法的稳定性。应用节点分离方法模拟了单层板超高速撞击问题，并分析了撞击速度对弹丸变形程度和碎片云形状的影响。应用节点分离方法对Whipple防护...
乘性扩展卡尔曼滤波(Multiplicative Extended Kalman Filter, MEKF)方法被广泛应用于各种航天器姿态确定任务。针对任意参考坐标系，推导了姿态四元数的线性运动学方程和三分量姿态误差矢量的动力学模型，并分别设计了有陀螺和无陀螺两种姿态确定方案。系统研究了姿态敏感器常用的矢量观测模型，四元数观测模型以及欧拉角观测模型，设计了更具有一般性的MEKF滤波器，为航天任务中...
轨道摄动对航天器角动量管理的影响和补偿
角动量管理 轨道摄动 航天器 摄动补偿
2013/4/29
三轴主惯量接近的航天器长期在轨采用惯性系的角动量管理, 使用垂直于轨道面的某一主惯性轴为?? 轴, 建立参考的惯性系进行控制器设计, 轨道摄动使轨道长周期项与时间呈近似线性关系, 导致控制器输出线性累加. 针对此问题, 分析轨道摄动导致控制律失效的原因, 参考内模原理扩维方程, 重新设计最优控制方法进行惯性系的角动量管理. 通过半物理仿真表明了摄动补偿方法的可行性, 且角动量和姿态长期稳定性均优于...
基于状态空间模型的航天器装配角偏误差研究
虚拟夹具 误差流 状态空间模型 角偏误差
2013/4/18
装配过程的误差建模是分析装配误差的重要手段之一。通过分析影响航天器装配结果的尺寸和形位误差、装夹定位误差，将其装配的偏差源分为夹具装夹误差和舱段制造误差两类。并将不同形式的误差通过虚拟夹具的概念进行了统一的表达，进而基于误差流理论针对航天器舱段建立其误差传播的状态空间模型，求出了该过程的状态空间表达式，应用该模型对装配过程中的角偏误差进行了分析。将分析得到的结果同蒙特卡洛仿真的结果进行了比较，两种...
基于状态空间模型的航天器装配角偏误差研究
虚拟夹具 误差流 状态空间模型 角偏误差
2013/4/18
装配过程的误差建模是分析装配误差的重要手段之一。通过分析影响航天器装配结果的尺寸和形位误差、装夹定位误差，将其装配的偏差源分为夹具装夹误差和舱段制造误差两类。并将不同形式的误差通过虚拟夹具的概念进行了统一的表达，进而基于误差流理论针对航天器舱段建立其误差传播的状态空间模型，求出了该过程的状态空间表达式，应用该模型对装配过程中的角偏误差进行了分析。将分析得到的结果同蒙特卡洛仿真的结果进行了比较，两种...
欠驱动航天器相对运动的姿轨耦合控制
广义逆 滑模变结构控制 伪谱法 对偶四元数
2013/4/17
针对欠驱动的非对称航天器设计六自由度相对运动的姿轨耦合控制器. 首先, 给出用对偶四元数描述的六自由度相对运动模型; 然后, 基于矩阵广义逆和空控制向量提出广义的滑模控制器, 以实现相对姿态欠驱动控制的渐近稳定; 最后, 考虑姿轨耦合特性, 利用高斯伪谱法和非线性规划得到相对轨道运动能量最省的轨迹, 进而利用滑模变结构控制实现对该轨迹的跟踪. 仿真结果表明, 所提出的方法是有效和可行的, 而且较其...
针对受干扰的刚体航天器冗余执行器存在故障与控制受限的姿态跟踪控制问题，提出一类基于新型指数形式的非奇异快速滑模面（ENFTSM）与趋近律的姿态容错控制器设计方法。当部分推力器发生故障时，假设剩余推力器具有输出饱和特性且能提供足够推力保证航天器执行任务，相比一般终端滑模控制器，本文设计的控制器不仅能使系统状态以更快的速度到达平衡点，且不需要在线对执行器故障信息进行检测和分离。基于Lyapunov方法...