共查询到18条相似文献,搜索用时 864 毫秒
1.
2.
陀螺稳定平台漂移误差参数的辨识方法研究 总被引:3,自引:0,他引:3
给出了一种平台工作在惯性稳定状态下的静态多位置测漂方案 ,建立了包含陀螺漂移、地球自转因素在内的平台漂移数学模型和系统状态方程 ,解决了三轴开路状态下的耦合问题。取框架角传感器的输出作为观测量 ,利用广义Kalman滤波器对含有噪声的测量数据进行处理 ,将参数辨识问题转化为状态估计 ,仿真结果表明 ,此方法可以获得较好的辨识效果 相似文献
3.
4.
多体卫星地面物理仿真的一致性研究 总被引:1,自引:0,他引:1
三轴气浮台不能直接用于多体卫星的地面物理仿真实验,这是由于部件转动引起台体 的质心变化,进而产生重力静不平衡力矩,使仿真过程无法进行,因此需要质心补偿系统对 气浮台的重力静不平衡力矩进行补偿。本文通过对多体卫星动力学和气浮台动力学的比较, 分析了在重力场中的地面物理仿真系统与真实卫星的动力学特性的不同点,给出地面物理仿 真系统能完全模拟真实卫星运动的一致性条件,并进行了数学仿真。当转动附件的质心在转 动轴或转动中心上时,气浮台系统可以完全模拟卫星系统的质量特性和力学耦合特性,否则 ,多体气浮台系统和多体卫星系统的动力学耦合特性不完全一致,需要采取一定的方法进行 补偿。
相似文献
相似文献
5.
6.
7.
8.
9.
10.
《航天器工程》2017,(5):34-39
针对采用主动隔振系统时,有效载荷和卫星平台因质量接近而产生的运动耦合问题,文章使用牛顿-欧拉(Newton-Euler)方法对设计的Stewart隔振系统进行动力学建模,给出了有效载荷和卫星平台质量接近时运动耦合模型,以及卫星平台质量无穷大时的运动无耦合模型下的系统动力学方程,对比分析了两种模型下系统动力学响应。结果表明:Stewart隔振系统在两种模型下系统动力学特性差异较大,有效载荷和卫星平台质量接近时,运动耦合模型的有效载荷角振动响应峰值大、平动响应峰值小、系统模态频率较高。因此,有效载荷和卫星平台质量接近时应采用运动耦合模型进行动力学建模。研究结果可为卫星有效载荷微振动隔离提供理论参考。 相似文献
11.
基于频域分离算子的SINS抗晃动干扰初始对准算法 总被引:2,自引:0,他引:2
在基于惯性参考系的捷联惯导系统(SINS)初始对准算法中,使用一次积分抑制线晃动干扰作用有限。通过分析惯性系重力矢量和晃动干扰加速度的频率特点,引入频率分离算子概念,特别是使用频率特性精心设计的无限冲击响应(IIR)滤波算子时,能够有效抑制线晃动干扰,同时对反映重力信息的比力和惯性系重力参考矢量实施同步滤波,使它们都能顺利通过,即使在滤波器输出没有稳定的情况下也可给出可靠的初始对准结果,从而实现快速精确初始对准。车载试验验证表明所提算法可直接用于SINS抗晃动干扰精对准。 相似文献
12.
13.
14.
讨论了消除惯导平台航向效应对地地导弹多位置自对准精度影响的方法。惯导平台初始方位相同时航向效应重复性好,根据这个特点设计了消除航向效应影响的两位置自对准方法。首先利用陀螺漂移历史数据粗略估计方位,并据此转动弹体将平台转到航向效应标定时的初始方位。然后介绍了该方法实现自对准的步骤。最后讨论了通过转动弹体实现位置精确转换的方法。 相似文献
15.
16.
为同时提高运载火箭捷联惯导系统(SINS)的对准精度、缩短对准时间,采取经典的粗对准与精对准两步对准法。在粗对准阶段,由惯性仪表的测量信息解析计算惯测组合坐标系到数学平台系的角位置关系,建立初始方向余弦矩阵Cb^n;在精对准阶段,采用四元数法推导出激光陀螺SINS数学平台角误差和速度误差方程。并以此建立初始对准误差模型,采用卡尔曼滤波(KF)进行精对准。数字仿真结果表明该模型有效,能满足初始对准精度和对准时间的要求。 相似文献
17.
18.
三轴平台快速自标定与自对准方法探讨 总被引:4,自引:2,他引:4
为了提高地地导弹的作战效能,探讨了适应机动发射导弹快速发射要求的三轴平台快速自标定与自对准技术。误差标定及补偿是提高惯性系统使用精度的重要手段,但标定的完善性与快速性之间存在矛盾。误差标定及方位对准采用导弹水平状态七位置一体化方案,在约13.6分钟内能自主对准并标定出平台二十一项系数。导弹水平状态标定与对准可以基本消除阵风干扰的影响,且陀螺仪标度因数与漂移的估计采用有参考力矩的零力矩法,保证了标定、对准的快速性与准确性。经仿真验证,测量时间为1分钟时,漂移率估计误差在0.003°/h以内,测量时间为2分钟时估计误差在0.001°/h以内。 相似文献