搜索结果: 61-75 共查到“知识库 飞行器制造技术”相关记录172条 . 查询时间(2.234 秒)
“海洋二号”（HY-2）卫星搭载了新一代DORIS接收机，可提供双频相位和伪距测量数据。针对HY-2卫星的RINEX 3.0格式的相位测量数据，研究了一种区别于传统相位观测数据处理的历元间差分处理方法，将相位观测数据转换为距离变化率观测数据，并进行相关误差修正，建立了HY-2卫星的宏表面力和经验力等摄动模型，基于动力学定轨原理实现了基于DORIS相位观测数据的精密定轨。利用HY-2卫星的DORIS...
基于闭环解析解的可重复使用运载器轨迹在线生成方法
可重复使用运载器 轨迹生成 过程约束 闭环解析解
2014/4/11
针对可重复使用运载器轨迹设计问题，在高度-速度空间中分析了再入飞行中的热流、动压和过载三种过程约束与速度的关系，通过求导变换和积分得到了具有统一形式的过程约束的数学规律，基于该规律及相关特性得到了闭环解析解，并应用该解析解提出了一种再入轨迹在线生成方法。该方法考虑纵向和横向耦合运动，能够充分发挥再入飞行能力并保证满足过程约束，通过对大、中、小纵程轨迹设计问题分别进行测试，仿真结果验证了所提出的轨迹...
为确定先进旋涡燃烧室前后钝体结构参数的最佳匹配关系,运用数值模拟方法对不同钝体结构参数影响下的燃烧室冷态流动进行了研究。结果表明,模型Ⅰ中的钝体布置方式具有较好的流动特性,且当钝体结构参数当量比为H1/H2=0.7、S/H1=0.6时,凹腔内旋涡稳定性高,燃烧室总压损失系数小; AVC结构参数的选择不能完全照搬TVC稳定驻涡形成结构关系式,需要区别对待。
研究助推滑翔飞行器发射诸元计算方法。助推滑翔飞行器的发射诸元计算方程组为欠定方程组,文中基于发射诸元对飞行轨迹的影响分析,提出了助推滑翔飞行器诸元计算策略,将欠定方程组分解为多个恰定方程组,然后运用牛顿迭代模拟打靶法设计了助推滑翔飞行器发射诸元计算算法。最后,实际算例表明文中设计的助推滑翔飞行器发射诸元牛顿迭代模拟打靶算法是可行的。
基于不变特征和映射抑制的航拍视频图像配准
图像配准 均匀分区Harris 局部不变描述符 映射变换
2012/10/26
针对航拍视频图像在光学变换和几何变换下特征匹配容易产生误匹配,以及匹配精度不一致等问题,提出一种结合不变特征和映射抑制的航拍视频配准算法。首先,利用Harris检测器在尺度变化下的局部区域内选择出最稳定角点,并利用分区检测方法提取出分布均匀的角点作为待配准点。然后,计算以特征点为中心邻域窗口的描述符,通过比较两幅待配准图像特征点邻域描述符的欧式距离,提取出初始匹配点对。对匹配对点集建立D-三角网图...
基于开放式知识表示的智能化产品设计
知识驱动 智能化设计 涡轮叶片
2012/9/27
基于知识的智能化产品设计是CAD技术的发展方向之一,但现有知识表示方式缺乏对产品设计人员的开放性,不利于设计人员理解和维护设计系统中的知识。针对这一不足,研究机械产品设计领域常见的公式、表格、二维映射图、过程、规则等类型知识的开放式表示方法,给出了其BNF(Backus Naur Form)范式描述,并研究了各类知识的推理方法。所研究的开放式知识表示及相应推理方法具有以下优点:1)知识不再固化于设...
带柔性伸杆小卫星振动控制的半物理仿真实验
柔性伸杆 振动抑制 最优指令整形器 自适应扰动抑制滤波器 半物理仿真实验
2014/4/11
在空间探测任务中，为了避免卫星平台剩磁对空间待测信息的干扰影响，需采用轻质的伸杆机构支撑各类探测载荷远离卫星本体，而伸杆的弹性振动不可避免地会耦合作用到卫星本体，从而降低卫星本体的姿态控制精度和稳定度。针对此问题，提出了一种基于伸杆最优指令整形结合本体自适应扰动抑制滤波器的复合振动控制策略，即采用指令整形技术抑制柔性伸杆的弹性振动，同时设计自适应扰动抑制滤波器进一步抵消柔性伸杆残余振动对本体的干扰...
平动点轨道特殊的空间位置及动力学特征，使其在深空探测中具有重要的应用。以日-火系平动点轨道(Lissajous与Halo轨道)任务为目标，结合平动点轨道的不变流形理论，研究了小推力转移问题。首先给出了圆型限制性三体动力学模型下平动点附近不变流形(稳定和不稳定流形)高阶分析解以及相应的计算实例。接着以流形分析解为基础，建立了初始小推力轨道优化模型，并利用改进的协作进化算法求解初始小推力轨道。最后将初...
一种临近空间高超声速飞行器翼舵干扰研究
临近空间 高超声速飞行器 升力体 翼舵干扰
2014/4/11
在临近空间区域内飞行的高超声速飞行器对舵面操纵特性提出了严苛的要求，在高空高速条件下主翼对舵效有严重影响。通过风洞试验对带全动舵升力体的高超声速升阻特性进行了研究，发现由于主翼的遮挡效应，负舵偏比同舵偏值的正舵偏对升力体升阻特性影响更明显。数值模拟结果显示在舵偏角从-20°～20°变化过程中，由于主翼与舵面之间气流干扰造成舵面上下压差变化复杂，-12°～2°舵偏产生抬头铰链力矩，其余正负舵偏均产生...
平板边界层中展向波包型扰动引起的转捩
转捩 湍流 数值模拟
2012/9/7
过去在平板边界层转捩及湍流的研究中,主要考虑的扰动在展向是均匀分布的,这样有利于研究,但在实际问题中扰动形式是多样的,边界层可能是三维的,扰动在展向是不均匀的。对于以往研究的扰动来说,三维平板边界层中的展向非均匀扰动是比较复杂的扰动形式,更接近自然转捩,因此研究这种扰动引起的转捩和湍流具有重要的实际意义。基于此,针对平板边界层,控制方程为无量纲化的Navier-Stokes扰动方程,时间上采用三阶...
缝隙-腔体密封结构在高速气流冲击下的整体流动、传热特性分析
流固耦合 高速气流 数值模拟 密封结构
2012/2/13
根据高马赫数流场特征参数变化快、固态场特征参数变化慢的特性,编制开发了针对高速气流的"半解耦"显式流固耦合近似计算程序,并通过数值方法分析了该方法的计算误差,分析结果显示其能够较准确地模拟高速流场与固态场长时间非稳态耦合问题.在此基础上,运用"半解耦"流固耦合方法数值模拟了高速气流横掠缝隙-腔体典型密封结构的非稳态过程,并与相关实验测试数据进行了对比,验证了程序可靠性.随后,进一步分析了气流侵入密...
针对传统翼梢小翼在非设计状态减阻效果不佳的缺点,提出一种含有形状记忆合金(SMA)弹簧驱动器的变体翼梢小翼结构,它能根据飞行状态主动调整小翼的倾斜角,实时优化飞机的阻力特性.采用力-热-应变耦合法设计了所需的SMA弹簧驱动器,并通过有限元仿真与风洞试验验证了变体翼梢小翼的变形能力,最后初步研究了变体翼梢小翼的闭环控制方法.研究结果表明,在飞机的起飞阶段(自由来流流速为26 m/s,迎角为3°),变...
根据高马赫数流场特征参数变化快、固态场特征参数变化慢的特性,编制开发了针对高速气流的"半解耦"显式流固耦合近似计算程序,并通过数值方法分析了该方法的计算误差,分析结果显示其能够较准确地模拟高速流场与固态场长时间非稳态耦合问题.在此基础上,运用"半解耦"流固耦合方法数值模拟了高速气流横掠缝隙-腔体典型密封结构的非稳态过程,并与相关实验测试数据进行了对比,验证了程序可靠性.随后,进一步分析了气流侵入密...
操纵负荷系统是飞行员与飞行模拟器之间的接口装置。提出了这种人在回路的实时控制系统的一种新的设计思想,这种设计将无源性与阻抗的概念结合,并将系统阻抗的频率特性作为定量设计的手段。基于频率分析,控制器设计中应增加一个阻尼项,使传递到操作员手上的阻抗与飞行环境的阻抗相匹配。并指出,系统中的力伺服系统的阻尼比应在0.5~0.8范围内以满足这个虚拟环境的无源性要求。操纵负荷系统的无源性可保证整个仿真系统的稳...