可抑制航天器轨控过程中太阳翼大幅振动的新型轨控方法研究

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太阳翼驱动器优化设计及其在航天器中的应用

太阳翼驱动器优化设计及其在航天器中的应用随着航天技术的不断进步，航天器的性能和功能要求也越来越高。

而太阳翼作为光伏转换系统的核心部件，对于提高航天器的电力性能有着至关重要的作用。

因此，对太阳翼的优化设计与应用研究具有重要意义。

一、太阳翼的基本结构与工作原理太阳翼是一种特殊结构的光伏电池阵列，通常由数十至数百个光伏电池组成。

它的主要作用是将太阳光能转化为电能，以提供航天器的电力需求。

太阳翼的基本结构由电池片、电池板、连接线、支架和调整机构五个部分组成。

太阳电池片使用的是硅晶体PN结，将太阳能转化为直流电能，其输出电压一般在1.5V左右。

电池板的主要作用是固定太阳电池片，而连接线则是将电池片的电能传递到支架和其他部分。

支架则可以使太阳翼在航天器环境中保持正确的姿态和位置，以便获取最大的能量收集效率。

最后，调整机构可以对太阳翼进行调整和偏转，以适应有效收集阳光的不同位置和角度变化。

二、太阳翼驱动器的概述太阳翼驱动器是太阳翼的控制核心之一，它的主要作用是驱动支架和调整机构，使其能够跟随太阳的方向进行偏转和调整。

传统的太阳翼驱动器通常采用磁带陀螺仪和温度传感器等控制元件进行控制。

但是，这些方法存在许多缺点，例如精度不高、容易受到外界干扰等。

随着航天技术的不断发展，太阳翼驱动器的控制方法也正在不断更新。

新型太阳翼驱动器不仅能够提高控制精度和稳定性，而且还能够实现精确的位置控制和对航天器飞行姿态的稳定控制。

三、太阳翼驱动器的优化设计太阳翼驱动器的优化设计主要包括以下几个方面：1、控制算法的优化设计。

太阳翼驱动控制算法的优化可以有效提高控制精度和抗干扰能力。

当前的控制算法主要包括PID控制算法、模糊控制算法、神经网络控制算法等。

这些算法各自具有优势和劣势，在实际设计中需要根据具体情况进行选择。

2、变步长控制策略的优化设计。

太阳翼位移控制中通常采用的是比例积分（PI）控制策略，但是在不同速度下可能会出现系统超调和震荡等问题。

双连杆柔性机械臂振动主动控制与实验

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航空航天结构振动控制研究及应用

航空航天结构振动控制研究及应用引言：航空航天领域的结构振动控制一直是一个重要而复杂的课题。

飞行器的振动问题不仅会影响乘客的舒适度，还会对飞行器的性能和安全性产生负面影响。

因此，研究和应用航空航天结构振动控制技术具有重要意义。

本文将介绍航空航天结构振动控制的研究现状、应用场景以及未来发展方向。

一、研究现状1.结构振动控制方法目前，航空航天领域常用的结构振动控制方法主要包括有源振动控制、被动振动控制和半主动振动控制。

有源振动控制利用传感器采集到的振动信号与控制器产生的控制信号相结合，通过外部力或扭矩的施加来减小或消除结构振动。

被动振动控制则通过使用吸振器、阻尼器等被动元件来消除振动能量。

半主动振动控制是将有源和被动振动控制结合起来，主要通过调节阻尼器、模态阻尼器等半主动元件的阻尼特性来实现振动控制。

2.结构振动控制应用场景航空航天领域的结构振动控制应用广泛。

例如，飞机机翼和机身的振动控制可使飞机获得更好的操纵性和稳定性，提高乘客的舒适度。

火箭和卫星发射过程中的振动控制可以确保发射过程的稳定性和安全性，减小结构破坏和负载损失的风险。

此外，航空器和航天器的结构振动控制还可以应用于减少结构噪音、改进系统的动力学性能等方面。

二、应用案例1.飞机结构振动控制飞机的结构振动控制是航空领域中最常见、最重要的振动控制问题之一。

为了提高飞行器的飞行性能和乘客的舒适度，航空工程师一直在研究和应用各种结构振动控制方法。

以纵向振动控制为例，传统的被动振动控制方法使用液压或磁流变技术实现减振。

而近年来，半主动振动控制在飞机结构振动控制中的应用逐渐增多。

研究表明，半主动振动控制不仅可以提供更高的阻尼能力，还可以根据实时振动情况进行频率和阻尼调节，以适应不同飞行状态和振动特征。

这种方法可以有效地减小飞机结构的振动幅度，提高飞行器的稳定性和乘客的舒适度。

2.火箭发射过程振动控制火箭的发射过程存在较大的振动问题，特别是在推力增加和减少的情况下。

航天器结构振动控制与优化设计

航天器结构振动控制与优化设计航天器结构振动控制与优化设计是现代航天领域中的重要课题，它对于保障航天器的安全性、可靠性和性能具有重要意义。

本文将探讨航天器结构振动控制的原理与方法，并介绍优化设计在航天器结构振动控制中的应用。

一、航天器结构振动控制原理航天器在发射、飞行和着陆过程中都会面临各种振动问题。

这些振动问题既会影响航天器的正常工作，又会对载人航天员的生命安全造成潜在威胁。

因此，航天器结构振动控制就显得尤为重要。

航天器结构振动控制的原理主要包括两个方面：被动控制和主动控制。

被动控制是通过改变结构材料和形状等因素来改善结构的振动性能，例如使用减振材料、减振器等。

主动控制则是利用控制装置主动调节结构的振动状态，包括振动传感器、执行器和控制算法等。

二、航天器结构振动控制方法1.模态分析航天器结构的振动分析是了解结构动力学特性的重要手段，其中模态分析是一种常用的方法。

模态分析通过求解结构的固有振动模态和频率，可以确定结构存在的固有振动模式和相应的频率。

这为航天器的振动控制提供了依据。

2.振动控制策略振动控制策略主要包括主动振动控制和被动振动控制。

主动振动控制是基于主动控制技术，通过控制装置实时感知航天器的振动状态，并采取相应的控制措施来减小振动。

被动振动控制是通过设计合理的结构形状和材料来减小结构的振动响应。

3.优化设计优化设计在航天器结构振动控制中起着重要的作用。

通过优化设计可以改善结构的振动特性，减小结构的振动响应。

优化设计可以基于模态分析和振动控制策略进行，通过改变结构参数和材料等因素，使得结构在满足特定约束条件下达到最佳的振动控制效果。

三、航天器结构优化设计案例研究以某型号航天器为例进行航天器结构振动控制的优化设计。

首先，进行模态分析，确定航天器的固有振动频率和模态；然后，采用主动振动控制策略，设计并安装振动传感器和执行器；最后，利用优化算法对航天器结构参数进行调整，以达到最佳的振动控制效果。

航天器姿态机动的自适应鲁棒控制及主动振动抑制

摘要：针对航天器在进行姿态机动时挠性附件的主动振动控制问题，提出一种基于自适应鲁棒方法和圩理论
相结合的控制方案。为有效地进行振动抑制，主动振动控制器采用日状态反馈理论，并且设计时充分考虑由于忽略挠性附件模型高阶模态所带来的结构不确定性，保证振动的快速衰减和方法的鲁棒性。同时，采用自适应鲁棒方法设计姿态控制器，有效地降低干扰和转动惯量不确定性对系统性能的影响，并采用Ｌｙａｐｕｎｏｖ方法分析系统的稳定性。最后，数字仿真结果说明，所提的方法是合理和有效的。
关键词：挠性航天器；姿态机动；自适应鲁棒；振动控制中图分类号：Ｖ４４８．２文献标识码：Ａ
Ａｄａｐｔｉｖｅｒｏｂｕｓｔａｔｔｉｔｕｄｅｍａｎｅｕｖｅｒｃｏｎｔｒｏｌｏｆａｌｅｆｘｉｂｌｅｓｐａｃｅｃｒａｆｔｗｉｔｈａｃｔｉｖｅｖｉｂｒａｔｉｏｎｓｕｐｐｒｅｓｓｉｏｎ
振第３２卷第１２期动与冲击
Ｊ０ＵＲＮＡＬＯＦＶＩＢＲＡＴＩＯＮＡＮＤＳＨＯＣＫ
航天器姿态机动的自适应鲁棒控制及主动振动抑制
袁国平，史小平，李隆
（哈尔滨工业大学航天学院控制与仿真中心，哈尔滨１５０００１）
ＹＵＡＮＧｕｏ－ｐｉｎｇ，ＳＨＩＸｉａｏ－ｐｉｎｇ，ＬＩＬｏｎｇ
（ＣｏｎｔｒｏｌａｎｄＳｉｍｕｌａｔｉｏｎＣｅｎｔｅｒ，ＨａｒｂｉｎＩｎｓｔｉｔｕｔｅｏｆＴｅｃｈｎｏｌｏｇｙ，Ｈａｒｂｉｎ１５０００１，Ｃｈｉｎａ）

采用SDRE方法的无径向推力最优轨道控制

ＯｐｔｉｍａｌＯｒｂｉｔａｌＣｏｎｔｒｏｌｗｉｔｈｏｕｔＲａｄｉａｌＴｈｒｕｓｔＢａｓｅｄｏｎＳＤＲＥＭｅｔｈｏｄ
ＺＨＡＮＧＸｉａｎｇｙｕ，ＺＨＡＮＧＧａｎｇ，ＣＡＯＸｉ — ｂｉｎ
ｉｎｖｅｓｉｔｇａｔｅｄｂｙｕｓｉｎｇｔｈｅｓｔａｔｅｄｅｐｅｎｄｅｎｔＲｉｃｃａｔｉｅｑｕａｔｉｏｎ（ＳＤＲＥ）ｍｅｔｈｏｄ．Ｃｏｎｓｉｄｅｉｒｎｇｈｅｔｔｈｒｕｓｔｅｒｓｉｎｓｔａｌｌｅｄｉｎｔｈｅ
ｐｒｅｓｅｎｔｅｄｖｉａｔｈｅｓｔａｔｅ — ｄｅｐｅｎｄｅｎｔｃｏｅｆｆｉｃｉｅｎｔ（ＳＤＣ）．ＴｈｅｎｔｈｅｏｐｔｉｍｌａｆｅｅｄｂａｃｋｃｏｎｔｒｏｌｌａｗｉｓｄｅｉｒｖｅｄｂｙｕｓｉｎｇｔｈｅＳＤＲＥ
中图分类号：Ｖ４４８．２３４文献标识码：Ａ文章编号：１０００．１３２８（２０１７）１０．１０５７ — １１
ＤｏＩ：１０．３８７３／ｊ．ｉｓｓｎ．１０００ — １３２８．２０１７．１０．００６
ｎｕｍｅｒｉｃａｌｖｅｒｓｉｏｎｆｏｈｅｔｏｂｔａｉｎｅｄａｎｌｙａｔｉｃａｌｓｏｌｕｔｉｏｎｉｓｅｘｔｅｎｄｅｄｔｏｓｏｌｖｅｔｈｅｆｏｒｍａｔｉｏｎｒｅｃｏｎｆｉｇｕｒａｔｉｏｎｐｒｏｂｌｅｍ．Ｃｏｍｐａｒｅｄ

一种卫星太阳翼帆板驱动控制方法[发明专利]

专利名称：一种卫星太阳翼帆板驱动控制方法
专利类型：发明专利
发明人：张历涛,杨勇,周徐斌,孙延博,王智磊,赵发刚,施伟璜申请号：CN201611074524.0
申请日：20161129
公开号：CN106697334A
公开日：
20170524
专利内容由知识产权出版社提供
摘要：本发明提供一种卫星太阳翼帆板驱动控制方法，采用太阳翼帆板摆动的新型驱动及控制方法，太阳翼帆板回归零位的方法，太阳翼帆板摆动精度周期自动标定方法等组成。

中央处理模块实时接收星载计算机发送的遥控指令，根据遥控指令内容驱动控制太阳翼帆板的摆动，同时安装在太阳翼帆板端的霍尔传感器反馈太阳翼帆板的位置信息，结合太阳翼帆板的控制信息，反馈遥测数据至星载计算机。

本发明利用霍尔传感器的信息标定太阳翼帆板的机械零位，结合用于驱动步进电机转动的步数和方向，实现太阳翼帆板位置信息每周期自动标定及太阳翼帆板能够停止在机械零位的功能，拓展了卫星太阳翼帆板的驱动控制手段，可直接应用于我国各个型号的卫星太阳翼驱动控制任务。

申请人：上海卫星工程研究所
地址：200240 上海市闵行区华宁路251号
国籍：CN
代理机构：上海汉声知识产权代理有限公司
代理人：郭国中
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物理-2023年高考押题预测卷03(山东卷)

物理-2023年高考押题预测卷03（山东卷）一、单选题 (共6题)第(1)题设房间的温度时室内空气的总质量为m，现打开空调使室内温度降到。

已知室内气体的压强不变，下列说法正确的是（）A．热量从低温物体传递到高温物体违背热力学第二定律B．温度降低的过程中，室内气体的总质量不断增大C．温度降低至时，室内气体的质量为D．温度降低后，气体分子在单位时间内对墙壁单位面积的撞击次数减少第(2)题2022年8月30日，国家航天局正式发布了“羲和号”太阳探测科学技术试验卫星在国际上首次在轨获取的太阳谱线精细结构，是如图甲所示氢原子巴耳末系中从跃迁到发出的光。

将光束照射如图乙所示装置的金属板，验电器指针没有张开。

则下列说法正确的是（）A．光是氢原子巴耳末系中波长最短的谱线B．换用从跃迁到发出的光照射金属板，验电器指针可能张开C．增大照射金属板的光束的强度，验电器指针可能张开D．换用逸出功更大的金属板材料，验电器指针可能张开第(3)题学校科技节中某参赛选手设计了运输轨道，如图甲所示，可简化为倾角为θ的足够长固定绝缘光滑斜面。

以斜面底端为坐标原点，沿斜面向上为x轴的正方向，且沿x轴部分区域存在电场。

在斜面底端由静止释放一质量为m、电荷量为＋q的滑块，在滑块向上运动的一段过程中，机械能E随位置坐标x的变化如图乙所示，曲线A点处切线斜率最大。

滑块可视为质点，不计空气阻力，不计滑块产生的电场。

以下说法正确的是（）A．在过程中，滑块动能先减小后恒定B．在处滑块的动能最大，C．在的过程中重力势能与电势能之和一直增大D．在过程中，滑块先加速后减速第(4)题防疫口罩中使用的熔喷布经驻极处理后，可增加静电吸附功能。

驻极处理如图所示，针状电极与平板金属电极分别接高压直流电源的正、负极，针尖附近的空气被电离后，带电粒子在电场力作用下运动，熔喷布捕获带电粒子带上静电，熔喷布带电后对电场的影响忽略不计。

下列说法正确的是（）A．熔喷布上表面因捕获带电粒子而带负电B．沿图中虚线向熔喷布运动的带电粒子，电势能不断增加C．沿图中虚线向熔喷布运动的带电粒子，加速度逐渐减小D．图中虚线上的a、b、c三点，电势分别为、、，目，则第(5)题如图所示，有两个静止的带等量正电的点电荷，分别放置在M、N两点，在M、N连线上有O、a、c三点，其中O点是连线的中点，a、c关于O点对称，在M、N连线的中垂线上还有对称的b、d两点，则下列说法正确的是（）A．a、c两点处场强相同，b、d两点处场强相同B．a、c两点处电势不相等，b、d两点处电势相等C．某负点电荷在c点的电势能大于在d点的电势能D．在b点静止释放一负点电荷（不计重力）将在之间往复运动第(6)题在一块平板玻璃上放置一如图所示的薄透镜，在两者之间形成空气膜，现让单色光竖直射向薄透镜，在薄透镜上方向下观察，观察到的现象是（）A．只能看到同颜色的平行反射光B．平行、等间距的明暗相间的直干涉条纹C．同心、内密外疏的明暗相间的圆环状干涉条纹D．若薄透镜的高度h不变仅增大半径R，则相邻条纹的间距变大二、多选题 (共4题)第(1)题如图所示的电路中，变压器为理想变压器，初级线圈接电压为U的交流电源，电路中为光敏电阻（阻值随光照强度的增加而减小），R为定值电阻。

轨控发动机喉部高温问题分析与抑制方法

轨控发动机喉部高温问题分析与抑制方法
李剑锐;苏航;刘昌国;陈泓宇;叶奕翔
【期刊名称】《深空探测学报（中英文）》
【年(卷),期】2024(11)2
【摘要】针对发动机在稳态试车点火过程中出现的喉部单侧局部高温和焊缝温度阶跃升高的现象,导致身部涂层寿命衰减及产生了局部应力,严重危害发动机可靠性的问题,采用CFD仿真对头部喷注器结构建模,结合流阻数学模型进行优化分析,优化流道内的分配结构,实现降低喷注流阻的同时改善撞击对流量造成的不均匀性问题,并通过调整撞击参数,优化燃烧组织和边区液膜冷却方案,优化边区混合比,同时降低了喉部温度和周向温差。

改进后的发动机经过试验验证,在性能不变的情况下使高空模拟热试车喉部温度由近1500℃下降至1270℃,头身焊缝处温度由520℃下降至310℃,发动机身部周向温度差控制在50℃以内,有效地解决了发动机喉部的高温问题,提升了发动机的使用寿命和工作可靠性。

【总页数】9页(P132-140)
【作者】李剑锐;苏航;刘昌国;陈泓宇;叶奕翔
【作者单位】上海空间推进研究所;上海空间发动机工程技术研究中心
【正文语种】中文
【中图分类】V343
【相关文献】
1.姿/轨控液体火箭发动机推力室高温抗氧化涂层
2.可抑制航天器轨控过程中太阳翼大幅振动的新型轨控方法研究
3.一种空间飞行器轨控发动机干扰力矩的测试方法
4.姿轨控发动机试验多阀光学同步测试方法
5.姿轨控发动机试验多余物防控及检测方法研究
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空间站柔性太阳翼热诱发振动分析

空间站柔性太阳翼热诱发振动分析孔祥宏;王志瑾【摘要】A flexible solar wing(FSW)suffers from periodic thermal load when running on orbit together with a space station.In order to investigate the effect of thermal load on FSW,an uncoupled thermal-structural analysis method was introduced to perform the thermally induced vibration analysis(TIVA)of FSW.The finite element(FE)method and the equivalent displacement principle of nodes were used to calculate equivalent temperature loads(ETLs)on nodes of the FSW's model and then to calculate the dynamic response of FSW under ETLs.A self-compiled Python program was provided to process the data of the ETLs calculation and complete the FE pre-and post-processing for paring the theoretic results with the numerical ones,it was shown that the TIVA method is accurate;with TIVA,the dynamic response of FSW is gotten,and the rigid-flexible coupling phenomenon of FSW is found out;the results of TIVA can offer a reference for the design and improvement of FSW,and can also be used to assess the security and reliability of FSW.%柔性太阳翼随空间站在轨运行时会受到周期性的热载荷作用，为研究热载荷对柔性太阳翼的影响，采用热－结构非耦合分析方法对柔性太阳翼进行了热诱发振动分析。

基于改进型神经网络PID算法的太阳翼α驱动控制技术

基于改进型神经网络PID算法的太阳翼α驱动控制技术吴鹏飞;石然;易志坤;吴智杰;仇存凯;付伟平【期刊名称】《空天防御》【年(卷),期】2018(000)004【摘要】对日定向跟踪技术是太阳翼保持最大发电效率的关键,而诸如空间站等大型太阳翼,α驱动方向上的任何扰动都可能导致对日定向精度变差从而降低发电效率,甚至导致舱体剧烈振动。

为了减小扰动的影响,本文以某宇航型号空间站太阳翼α驱动控制技术为研究背景,提出采用改进型BP神经网络PID算法抑制齿轮间隙冲击扰动和摩擦扰动,并采用MATLAB对算法进行了验证。

改进后的控制器相比于传统PI控制,动态性能、跟随效果更好,能实现PID参数自适应调节,且各指标均满足空间站太阳翼控制系统实际指标要求。

【总页数】10页(P8-17)【作者】吴鹏飞;石然;易志坤;吴智杰;仇存凯;付伟平【作者单位】上海航天控制技术研究所;上海市空间智能控制技术重点实验室;南昌航空大学;上海航天控制技术研究所;上海市空间智能控制技术重点实验室;南昌航空大学;上海航天控制技术研究所;上海市空间智能控制技术重点实验室;南昌航空大学;上海航天控制技术研究所;上海市空间智能控制技术重点实验室;南昌航空大学;上海航天控制技术研究所;上海市空间智能控制技术重点实验室;南昌航空大学;上海航天控制技术研究所;上海市空间智能控制技术重点实验室;南昌航空大学【正文语种】中文【中图分类】TP183【相关文献】1.基于改进型BP神经网络PID控制器的温室温度控制技术 [J], 蒋鼎国2.基于共轭梯度法的改进型BP神经网络PID控制算法 [J], 陈庚;戴放3.基于改进型BP神经网络的PID控制算法 [J], 刘迪;唐永红;王晶;刘孝磊4.基于改进型粒子群算法的PID神经网络控制系统 [J], 沈学利;徐涛5.基于改进型神经网络PID算法的太阳翼α驱动控制技术 [J], 吴鹏飞;石然;易志坤;吴智杰;仇存凯;付伟平因版权原因，仅展示原文概要，查看原文内容请购买。

采用电机驱动的太阳翼振动控制理论与仿真

我国航天技术从上世纪 50 年代末到现在已经有 50 多年的发展历程，期间成功研制了通信广播，资源勘探，区域导航定位，气象研究等等多个系列的卫星。这些卫星的本体外部一般都装有一个或多个太阳翼，太阳翼是将太阳光能转化为电能的航天器部件，往往具有很大的面积以获得足够的能量，一般由一个连接架和数块太阳能电池板组成，连接架和太阳能电池板之间由驱动机构连接（图 1.1）。
3
着航天器结构的安全。因此，采用有效的措施对太阳翼残余振动进行控制是至关重要的。常用的控制方法有两种，分别是被动控制和主动控制。
图 1.2 残余振动示意图
所谓残余振动，即当激励已去除，以当时时刻的位移和速度作为初始条件所作的自由振动 3。传统的被动振动控制方法具有结构简单，易于实现，经济性好的优点，但受结构质量、材料性能等因素的制约，减振效果不易达到对太阳电池翼振动控制的严苛要求。由于缺少控制上的灵活性，对突发性环境变化应变能力差，对结构的阻尼，在重量等约束条件的限制下其增加也是有限的。由于“水床效应”(waterbed effect) 4，在有些情况下可能会产生相反的效果。近年来随着材料和微型计算机等技术的发展，结合现代控制理论，以压电材料或作动电机为作动元件的主动控制方法及其在航天器柔性结构中的应用得到广泛重视和研究 5678，其控制的效果较好，且适应性较强。通常这类方法，都有复杂的理论推导和严苛的控制条件，同时对于控制器参数的设计存在着不少经验因素。本文所设计的减振方法采用了主动控制，并属于常用的基于速度（位移或加速度）反馈控制。
太阳翼梁模型速度反馈控制理论与仿真 .................................................. 7
基于特征值配置和模态缩聚的振动控制 ................................................ 17

航空重力仪减振系统振动研究

航空重力仪减振系统振动研究屈进红;周锡华;姜作喜;王蓬;高维【摘要】航空重力减振系统是有效减弱机载环境下高频振动的主要途径，从而提高航空重力的测量精度。

因此，设计减振系统的首要问题是设定其合理的刚度、阻尼和质量等重要的特性参数。

笔者通过建立航空重力仪两种减振系统类型运动微分方程，经过理论和实例探讨了减振系统模型，旨在深入了解航空重力减振系统的减振规律，为其特性参数设计提供理论依据。

%The airborne gravity vibration reduction system is an effective way to attenuate high frequency vibration in the airborne envi⁃ronment,thus improving measurement accuracy of aviation gravity.Therefore,the primary problem in the design of the vibration reduction system is to set up such important parameters as reasonable stiffness,damping,and quality.The authors established differential equations of motion for two types of vibration reduction system of airborne gravimeter.With theoretical and investigate instances,the authors dis⁃cussed vibration reduction system model,with the purpose of in-depth understanding of the law of airborne gravity vibration reduction system and providing the necessary theoretical support for its parameter design.【期刊名称】《物探与化探》【年(卷),期】2016(040)004【总页数】7页(P831-837)【关键词】航空重力;高频振动;减振系统;微分方程【作者】屈进红;周锡华;姜作喜;王蓬;高维【作者单位】中国国土资源航空物探遥感中心，北京 100083; 国土资源部航空地球物理与遥感地质重点实验室，北京 100083;中国国土资源航空物探遥感中心，北京 100083; 国土资源部航空地球物理与遥感地质重点实验室，北京 100083;中国国土资源航空物探遥感中心，北京 100083; 国土资源部航空地球物理与遥感地质重点实验室，北京 100083;中国国土资源航空物探遥感中心，北京 100083; 国土资源部航空地球物理与遥感地质重点实验室，北京 100083;中国国土资源航空物探遥感中心，北京 100083【正文语种】中文【中图分类】P631机载环境下，由于飞机发动机等引起的高频扰动加速度往往是所测重力异常信号的成百上千倍，同时高频振动信号也会使导航解算误差增大，这些噪声单靠数字滤波是不能完全消除的[1]。

一种适用于星载太阳翼的驱动控制器设计

一种适用于星载太阳翼的驱动控制器设计李丽娇;石然;严丹;马吉雨;张俊【期刊名称】《空间控制技术与应用》【年(卷),期】2018(44)6【摘要】为了实现星载太阳翼稳定、可靠、高精度的调速控制,本文设计一种基于FPGA的驱动控制器,通过RS-422异步通信串口接收指令,自主进行速度规划,并结合采集的零位信号进行位置闭环控制,以细分驱动的方式对两路太阳翼进行同步或独立控制.该驱动控制器使用VHDL语言设计,在Modelsim软件中进行仿真,并使用航天级FPGA通过LMD18200H桥驱动芯片连接至步进电机,对星载太阳翼进行调速、归零和停止控制.仿真和实验结果表明,该设计可以准确、稳定的控制步进电机,在64细分、100∶1减速比的条件下,低速段的速度相对误差在0.006(°)/s之内,高速段的速度误差在±0.13％之间.【总页数】10页(P22-31)【作者】李丽娇;石然;严丹;马吉雨;张俊【作者单位】中南大学信息科学与工程学院,长沙410081;上海航天控制技术研究所,上海201109;上海惯性工程技术研究中心,上海201109;上海航天控制技术研究所,上海201109;上海惯性工程技术研究中心,上海201109;上海航天控制技术研究所,上海201109;上海惯性工程技术研究中心,上海201109;中南大学信息科学与工程学院,长沙410081【正文语种】中文【中图分类】V448.22+3【相关文献】1.一种适用于低轨星载通信侦察系统的解调方法 [J], 巢捷频;李晟2.一种适用于双通道星载SAR的动目标检测技术 [J], 张绪锦;朱兆达;邓海涛;张长耀;陈仁元3.一种电机正弦驱动控制器的设计和实现 [J], 贾萍;苏静4.星载高可靠数传驱动控制器设计 [J], 陈伟; 蒋范明; 石星星; 郑悦5.一种基于PID的欠驱动控制器的设计 [J], 李汶杰; 伍智琴; 余焱江; 邓永寅; 周建辉; 梁俊永因版权原因，仅展示原文概要，查看原文内容请购买。

轨道交会的C-W方法和改进的C-W方法仿真研究

轨道交会的C-W方法和改进的C-W方法仿真研究
姬晓琴
【期刊名称】《航天控制》
【年(卷),期】2009()5
【摘要】空间寻的轨道交会中,传统的C-W交会在目标航天器轨道为圆形时能顺利完成交会任务,但当目标航天器作一般的椭圆轨道运动时,C-W方法失效,而本文提出的一种改进的C-W交会方法适用于一般的椭圆轨道交会。

本文对这两种方法进行了比较分析,并进行了数学仿真研究,仿真结果表明了改进的C-W交会的有效性。

【总页数】3页(P28-30)
【关键词】数据关联;拉格朗日松弛算法;多传感器多目标被动式跟踪
【作者】姬晓琴
【作者单位】北京航天自动控制研究所
【正文语种】中文
【中图分类】V448.2;TP336
【相关文献】
1.基于改进C-W节约算法的成品油二次配送优化研究 [J], 王宇奇;李靖泽
2.求非负矩阵最大特征值与特征向量的C-W方法 [J], 殷剑宏
3.基于C-W方程的近程导引制导与控制方法 [J], 刘胜;钱勇;施伟璜;赵庆广
4.多脉冲C-W交会的优化方法 [J], 李晨光;肖业伦
5.基于改进C-W算法的广西高校毕业生\r行李运输研究 [J], 覃柳玉;曹志强;韦春宇
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