共查询到20条相似文献,搜索用时 937 毫秒
1.
2.
为了提高自旋导弹控制的性能,采用自旋导弹的惯测组合来扩充实时测量导弹在飞行过程中运动状态的能力。由于目前速率陀螺的量程和精度都不能满足测量自旋导弹大旋转速度的需求,因此在惯测组合中用地磁场传感器代替速率陀螺来测量绕弹体纵轴的角速度。本文主要利用地磁场传感器组合对自旋导弹滚转角、滚转周期的确定原理及工程可实现性进行研究,给出了采用敏感轴分别在弹体坐标系Oy1和Oz1方向的2个地磁场传感器实现自旋角速度测量的结构设计,分析了产生奇异的条件和地磁场传感器惯测组合的可行性,推导了利用地磁场传感器实现滚动角和滚动周期测量的计算公式和计算流程,对所研究的结果通过了实物试验验证。 相似文献
3.
4.
依据坐标系转换四元数与坐标系旋转角速度之间的关系,提出了基于视线角四元数序列的视线角速率自适应样条滤波算法。该算法利用样条函数表示视线角四元数,结合四元数与角度之间的对应关系,建立了系统状态方程;在只给出视线角序列信息的情况下,对观测误差进行了补偿,实现了自适应样条滤波算法,获得了有效的视线角速率信息。 相似文献
5.
6.
真实气体效应对高超声速轨道器气动特性的影响 总被引:2,自引:1,他引:2
基于一个7组元6反应动力学模型,采用NND差分格式求解化学反应Navier-Stokes方程,数值研究高超声速轨道器的绕流特性。重点讨论了轨道器气动特性在真实气体效应作用下对不同来流状态和不同舵偏角的敏感性。研究表明:真实气体效应主要发生在物面附近很薄的激波层内,缩短了激波的脱体距离,使激波层变薄,流动变量的梯度变大;空气的离解和电离导致轨道器的阻力系数比完全气体计算值低,压心位置前移。小攻角下,升力系数和俯仰力矩系数的真实气体计算值高于完全气体计算值,大攻角情形则相反。此外,小攻角时真实气体效应产生小低头力矩,而大攻角时产生小抬头力矩。单就舵面而言,真实气体效应使其阻力系数增大,使其升力系数和俯仰力矩系数在小攻角且非负舵偏角时变小,在大攻角且负舵偏角时变大。特别地,真实气体效应仅在零攻角且零舵偏角时对舵面的压心位置产生较大影响。 相似文献
7.
针对采用压电元件构成的大柔性智能结构基频较低、压电传感器漏电流效应明显而不能忽略等问题,对考虑压电传感器漏电流效应的结构建模方法进行了研究。推导了考虑压电传感器漏电效应的数学模型,根据等效电路,在传递函数中添加了一阶环节建立漏电流模型。搭建了压电型大柔性智能结构试验系统,用扫频测量技术获得了智能结构的幅频响应,用非线性最小二乘拟合的参数辨识方法计算了模型参数。通过分析试验数据,对比考虑和不考虑压电传感器漏电效应的智能结构模型的拟合结果,发现考虑压电传感器漏电效应的智能结构数学模型与实验结果吻合,尤其是在低频区域,验证了提出的智能结构数学模型的准确性。 相似文献
8.
简要介绍微机械学发展概况及其在航天传感器中的应用,着重介绍微压力传感器、微加速度计和微机械惯性测量组合的工作原理,给出了结构简图,最后给出诺思罗普公司的微机械惯性测量组合中陀螺和加速度计的技术指标。 相似文献
9.
本文考虑结构弹性,讨论控制飞轮的偏心对带太阳翼的三轴稳定地球同步卫星姿态运动的影响。使用Kane提出的新方法,建立系统的动力学方程组。提出一种能使方程组中姿态角变量与弹性形变量相分离的近似方法,以简化计算并有利于考虑弹性结构的阻尼效应。导出飞轮偏心引起的姿态角强迫振动的解析表达式,并进行数值计算给出各姿态角的幅频响应曲线。 相似文献
10.
针对仅有相对距离测量信息的近圆轨道航天器近程交会问题,首次提出一种基于传感器偏离航天器质心安装杆臂效应的解析初始相对定轨算法,解决了仅测距定轨存在镜像解的模糊性问题。首先给出了仅测距定轨模糊性的数学解释,然后基于Clohessy-Wiltshire动力学模型和传感器偏心安装的杆臂效应推导了仅测距信息情况下的初始相对轨道解析解,并给出系统能够去模糊的传感器安装条件。最后通过无误差仿真验证了所提算法的有效性,通过误差情况下的Monte Carlo仿真分析了算法的定轨性能。仿真结果表明所提算法有效,在满足传感器偏心安装条件下能够实现较为精确的初始相对定轨。 相似文献
11.
考虑导引头量测故障下拦截机动目标的末制导问题,以提高制导系统的鲁棒性、降低制导增益、减小系统残差、避免视线角速率剧烈振荡/发散为目的,基于增量式控制方法设计了一种具有鲁棒增强特性的三维末制导律。首先,将末制导问题转化为零化视线角速率的控制问题。其次,通过弹目相对距离及视线角速率定义辅助变量,给出传统的滑模制导律作为设计参考。然后,基于增量式非线性动态逆滑模控制方法,充分挖掘视线角加速度估计信息及上一采样时刻的制导指令,得到增量式三维鲁棒制导律。最后,在目标机动及导引头量测故障下,分析并比较了两种制导律所产生的系统残差。理论分析及多工况仿真结果表明,增量式制导律不仅对目标机动及大范围失效的导引头量测故障具有强鲁棒性,而且所需制导增益也较小,同时避免了末端视线角速率严重发散的问题 相似文献
12.
高精度磁悬浮CMG框架测角的快速最优估计算法 总被引:2,自引:0,他引:2
为了提高磁悬浮控制力矩陀螺(MSCMG)框架系统的速率伺服精度,克服旋转变压器的测角精度有限的缺点,提出一种高精度MSCMG框架测角的快速最优估计算法。该算法根据旋变角位置信号对位置和速度信号进行实时滤波估计,从而抑制信号中的随机噪声,通过改进的滤波增益确定方法降低了算法复杂度。最后该方法在DSP上实现,实验证明其有效可行,提高了测角精度,实现了由低精度传感器获得高精度速率伺服的性能。
相似文献
相似文献
13.
本文导出了带挠性伸展附件航天器姿态动力学方程,研究了附件伸展和振动对姿态动力学的影响。对于附件按指数规律伸展情况,以及附件长度的次方随时间线性变化情况,给出了姿态角速率的渐近公式。 相似文献
14.
文章分析了在高速磁浮车中采用的悬浮间隙传感器齿槽效应的产生、影响,设计了基于FPGA的悬浮间隙传感器,此传感器的探头为由两个串联线圈组成的新型检测线圈,并通过实验验证了新型线圈能够有效的降低齿槽效应. 相似文献
15.
对平台标定中数据处理的一种方法是对角度传感器输出分析,解算出移角速率,并在此基础上辨识出漂移参数。由于平台自标定在动基座条件下进行,角度传感器输出中的噪声统计难以确定,并且会出现时变的情况。传统的卡尔曼滤波方法不能适用。自适应卡尔曼滤波的估计状态的同时,利用观测数据带来的信息,可在线估计噪声的统计特性,从而不断地改进滤波器的设计。建立输出数据常速度模型,采用Sage和Husa自适应滤波算法,进行参数辨识,得到较好的效果。 相似文献
16.
17.
分别采用基于Reddy简化高阶剪切理论、一阶剪切理论和经典理论的对称角铺设矩形板横向弯曲一般解析解,计算分析四边固支对称角铺设层合方板在均布载荷下弯曲问题,讨论了横向剪切、铺设层数、铺设角、板厚对层合板内力矩和挠度的影响,概略分析了不同理论适用范围。引入了横向剪切效应参数,以反映横向剪切影响程度。文中给出数值算例,计算表明横向剪切效应与弯扭耦合效应存在交联。 相似文献
18.
19.
研究基于PI滤波估计陀螺角速率漂移的陀螺与星敏感器组合定姿算法,首先推导了陀螺角速率漂移与姿态偏差四元数之间的关系,并基于姿态偏差四元数和PI滤波估计陀螺角速率漂移;接着给出了分别基于J2000惯性系和轨道坐标系的星敏感器与陀螺组合定姿算法和姿态偏差四元数求解方法;最后进行了工程应用方式分析和仿真验证。本文基于PI滤波的组合定姿算法简单,易于工程实现,并已通过在轨考核验证。 相似文献
20.
介绍了动圈型组合式传感器零位电压产生的原因。采取提高几何结构、表面处理、减小涡流等措施,解决了动感线圈组合式传感器零位电压大、合格率低的技术难题,使元件性能得到了有效地改善。 相似文献