搜索结果: 151-165 共查到“知识库 航天器结构与设计”相关记录1208条 . 查询时间(4.03 秒)
火箭弹作为一种飞行武器，弹体应具有良好的气动性能。弹翼作为火箭弹结构的重要部分，可以产生飞 行升力和对弹体的操纵力，并能加强弹体飞行的稳定性。火箭弹尾翼的质量与其飞行性能相关，此以火箭弹尾翼的 质量为优化目标，进行尾翼的轻量化设计。根据火箭弹飞行的空气动力学要求，在尾翼面积不变的条件下以尾翼翼 根厚度和展向厚度变化量作为设计变量，以翼面受气动载荷时的最大挠度和翼面展开时间为约束变量。通过理论分 析...
基于国际上已实施的小天体探测任务和未来小天体附着探测技术的发展趋势，阐述了小天体自主附着的必要性及关键技术。首先回顾了已成功实施的小天体探测任务的特点，进而总结了小天体自主附着的难点问题，概括分析了小天体自主附着所涉及的关键技术及其研究进展，最后对未来小天体自主附着技术的研究热点和发展趋势进行了展望。
直/气复合控制导弹的模型预测和自抗扰姿态控制设计
复合控制 有限输入约束集 模型预测 姿态控制
2016/1/4
针对直/气复合控制导弹姿态控制系统的特点，提出将非线性模型预测方法与自抗扰控制方法结合的姿态控制策略，设计姿控脉冲发动机阵列点火逻辑，在分析直接侧向力有限约束集的基础上提出直/气复合控制导弹姿态控制系统设计方法。仿真结果表明,所给出的复合控制策略可以有效抑制外部干扰和模型不确定性的影响，显著加快拦截导弹的过载响应速度。
一种用于垂直降落重复使用运载器的缓冲器性能分析
垂直降落 油液-蜂窝式缓冲器 缓冲性能分析 稳定性
2016/7/26
以对称分布四腿支柱式垂直降落重复使用运载器为研究对象，基于一种新型油液-蜂窝式多级缓冲器，建立了计及地面弹塑性变形的运载器软着陆过程动力学模型，并给出了运载器着陆时的五种临界着陆工况。以前四种着陆工况为基础对多级缓冲器进行了缓冲参数协调分析，在此基础上以翻倒极限着陆工况为基础重点研究了多级缓冲器缓冲参数对着陆稳定性能的影响。研究表明多级缓冲器中油孔面积、活塞杆直径和阻尼阀调节弹簧预紧力等油液缓冲参...
为提升固体运载器整体性能，提出一种姿控载荷多约束的内外弹道联合优化建模方法。首先，建立固体运载器内弹道计算模型和外弹道计算模型，给出大风区和级间分离的姿态控制模型以及杆状减阻装置载荷计算模型。其次，以灵敏度分析方法选择出内外弹道设计参数作为优化设计变量，将姿控摆角需求、减阻杆承载能力作为约束条件，建立以射程最优为目标的优化模型。最后，将该方法应用在某三级固体运载器的优化设计中，以差分进化算法开展仿...
针对火星探测任务设计阶段的需求，提出集成再入弹道、开伞过程仿真一体化设计方法。首先,利用质点动力学模型，计算质点弹道，进行探测器进入过程的飞行轨迹仿真，获得开伞初始状态。其次，基于任意拉格朗日-欧拉（ALE）方法，建立开伞过程的流固耦合（FSI）动力学模型，进行典型工况开伞过程数值模拟，分析开伞动压和马赫数对降落伞充气过程的影响。数值模拟开伞过程伞衣几何外形变化和降落伞的流固耦合动力学行为，得到开...
通过CFD仿真分析了火箭飞行速度与射流冲击作用的关系，利用动网格技术模拟火箭不同的飞行速度；将定常计算方法和动网格方法计算结果对比，指出了两种方法的计算结果产生差异的原因并给出了特征位置选取方法；计算结果表明：不同火箭飞行速度条件下，冲击作用变化趋势基本相同但载荷峰值与飞行速度成反比；定常计算方法可以得到与动网格方法相近的结果，但如果计算的特征位置选取不当会出现较大差异；依据自由射流计算结果确定特...
提出可构成双层环形桁架式可展开天线机构的可展开单元需满足的条件，设计出一种轻量化、高刚度曲柄滑块式可展开单元。建立单元特性综合评价指标，对7种可展开单元进行单元特性评价及优选。对优选出的可展单元的结构尺寸进行优化设计，获得了优化设计参数。设计了20m的大口径双层环形桁架式可展开天线机构，研制含弹性铰链的单层环形桁架式可展开天线机构与双层单元机构原理样机，对两种样机的展开功能和重复展开精度进行测试，...
应用航天器“振源系统—近场结构”一体化建模和分析方法，对点式分离火工冲击源的工作过程进行完整建模和数值仿真分析，提取星箭分离面的力函数。得到了高压气体和爆轰产物在腔体内往复运动、形成爆压双峰的运动规律以及关键结构件在爆压作用下往复运动与其它结构件撞击实现分离解锁的运动规律。在此基础上分析爆压载荷在分离螺母内部的传递机制，得到了星箭界面载荷由爆压载荷以及传递路径上的结构运动、撞击和材料内部压力衰减共...
考虑在轨运动可靠性的空间机械臂关节力矩优化方法
冗余度空间机械臂 关节力矩优化 关节力矩均值和最小 粒子群算法
2016/7/26
提出一种考虑在轨运动可靠性的冗余度空间机械臂关节力矩优化方法。首先将机械臂操作空间中点到点的转移任务从笛卡尔空间转换至关节空间，利用七次多项式插值法对各关节变量进行参数化处理，获得粒子群算法的优化控制参数；与传统路径规划方法不同，将机械臂各关节力矩的均值和最小作为粒子群算法优化求解的目标函数；依据该目标函数以及相应优化控制参数，利用粒子群算法对空间机械臂运行轨迹进行优化求解，得到机械臂关节力矩均值...
固体火箭发动机缺陷的ICT局部检测
局部检测 卷积反投影 小波变换
2015/11/11
为了实现对固体火箭发动机缺陷的局部检测,提出了窄角扇束工业计算机断层扫描成像(ICT)检测固体火箭发动机缺陷的局部检测方案.采用平移/旋转扫描方式和只旋转扫描方式对固体火箭发动机缺陷进行局部检测.为了验证局部检测方案的有效性,利用窄角扇束ICT对某型固体火箭发动机进行局部检测,并利用卷积反投影算法和小波变换算法进行局部重建.结果表明:平移/旋转扫描方式适合窄角扇束ICT对固体火箭发动机缺陷进行局部...
火箭弹尾翼的质量与其飞行性能相关，以火箭弹尾翼的质量为优化目标，进行尾翼的轻量化设计。根据火箭弹飞行的空气动力学要求，在尾翼面积不变的条件下以尾翼翼根厚度和展向厚度变化量作为设计变量。以翼面受气动载荷时的最大挠度和翼面展开时间为约束变量。分析后给出了设计变量的设计可行域，得到了尾翼质量的优化设计结果。
助推-滑翔弹道高精度滑翔射程解析估算方法
高超声速远程飞行器 助推-滑翔弹道 滑翔射程 滑翔高度
2016/7/26
针对目前高超声速滑翔弹道解析估算精度不高问题，提出一种基于高度变化特性的高精度滑翔射程解析估算方法。该方法首先从单位质量机械能的角度出发，建立滑翔射程与升阻比、初末速度间的解析式。在此基础上，利用准平衡滑翔条件，推导建立了滑翔高度随动能变化的平衡函数，并据此实现了对滑翔射程解析估算结果的修正，从而显著提高了实际飞行时速度倾角微小变化情况下的滑翔射程估算精度。最后与数值仿真弹道进行对比分析。结果表明...
大型索网式可展开天线在轨高精度指向控制
挠性航天器 姿态控制 空间结构
2015/11/10
以星载大型索网式可展开天线为对象，研究在轨工作过程中天线视轴高精度高稳定度指向控制方法。首先，基于CraigBampton法建立表征天线指向的动力学模型；然后针对天线振动对视轴指向的影响，设计PD反馈+陷波滤波器的控制算法；进一步分析影响指向精度的因素，设计带有调节滤波器的改进控制器以减小天线视轴指向的周期性误差，提高指向精度与稳定度。最后，给出数值仿真校验的结果并与现有的方法进行比较。结果表明...