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本文论述以色列飞机工业公司(IAI)鉴定机载火控雷达(FCR)EL4032的空中试验大纲。叙述了大纲规则、试验方法、试验阶段、试验计划、被试系统和试验数据处理专用设备。被试雷达具有空对空(A/A)上视(LU)和下视(LD)能力以及空对地(MG)金天侯能力。EL-2032FCR空中试验在满足计划节点和预算方面的成功,某种程度上依赖于采用了完善的空中试验计划系统(FTPS)、高度专业的机载数据处理系统(ADAS)以及集成和兼容实时标定地面数据处理系统(GDAS)。这些工具集成为完整的工作系统是试验大纲高效的关键。 相似文献
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液体火箭发动机运动循环参数通用计算方法的研究 总被引:8,自引:0,他引:8
本文运用网络分析和图论的数学方法,建立起一个能计算各种动力循环方案参数的通用计算模型;同时,为了确保计算的准确、顺利进行,提出了控制参数的概念。最后编制了一个实用的通用计算软件,并用它对不同动力循环方案进行了计算 相似文献
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要研究二项分布随机变量的预测问题,给定过去样本,给出了未来样本成功数的Frequentist(经典方法)预测子,并给出了Frequentist、BayeSian(贝叶斯方法)以及Fiducial(信赖方法)预测区间。 相似文献
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空对地观测任务(如环境监控、边境巡逻或侦察与监视任务)越来越多地由无人机(UAV)完成。目前小型UAV(MUAV)达到了高度成熟阶段,并被频繁地部署和完成多种多样的任务。无人机有限的重量负载能力是这些平台的主要缺陷,它们只能装载光电探测设备。因而MUAV任务的先决条件是良好的天气状况,但这在与安全相关的应用中是不现实的。为了克服这个限制,特地为这些小型平台设计了微型SAR探测器MISAR,设计时考虑了典型MUAV负载的限制、飞行特征和任务剖面。本文阐述了MISAR探测器系统的设计考虑、实施和飞行试验结果。 相似文献
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遥测系统前端射频信道的技术性能直接影响到整个系统的解调门限、误码率、外测精度及稳定性等重要指标,本文着重对信道内的频综予以介绍。文中分析了低相噪频综的设计原则,结合工程实际并积极跟踪先进领综的技术发展趋势,独立研制了电感分段VCO、DDS等电路模块,并总结了未来先进频综研制需重点突破的几项关键技术。 相似文献
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中低分辨率在轨运行卫星遥感器的调制传递函数(Modulation Transfer Function,MTF)的监测一直是研究的难题。现提出的方法解决了中低分辨率在轨运行卫星遥感器MTF监测的关键技术。考虑到卫星遥感器的最终产物是遥感图像,从图像信息理解的三要素出发,即灰度、纹理和边缘,分析图像三要素与遥感器MTF的关系。在分析过程中,应用主成分分析方法,不仅对多组原始数据进行了简化,而且对图像参数进行了降维。通过与其它方法的比较,进一步验证了使用主成分分析方法降维的有效性;同时实验结果亦表明了主成分分析方法的可靠性。最后建立了图像单个综合参数与MTF的关系模型,拟合结果说明,此模型能较好地表达图像参数与MTF之间的关系,这将为在轨运行条件下的建模提供十分重要的技术支持。 相似文献
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介绍了运载火箭的电磁兼容(EMC)环境(电磁干扰源及传播途径),并根据构成电磁兼容问题的三个要素对箭载电子设备的EMC设计进行了探讨.以某箭载电子设备的EMC设计进行了分析.指出箭载电子设备必须要根据实际情况采取合适的EMC设计方法及相应的EMC测量和试验工作,切实做到在加强设备抗电磁干扰性能的同时保证其高可靠性能;最后对电子设计自动化(EDA)仿真软件在整机电磁兼容设计上的应用进行了探讨。 相似文献
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针对微重力、动框架等多源扰动下磁悬浮控制力矩陀螺磁轴承转子系统的强非线性、参数摄动及未建模动态等问题,开展控制力矩陀螺的磁轴承转子鲁棒控制研究。建立了磁轴承转子轴向通道动力学模型与电磁力工作点线性化模型,分析了系统参数摄动及未建模动态,并在此基础上提出了一种非线性系统指数趋近积分滑模控制方法,设计了含有电流及位移的积分滑模平面,采用指数趋近律与饱和函数抑制抖振实现到达阶段滑模控制律。实验结果表明:采用该方法可有效抑制滑模的抖振现象,参数摄动时系统具有较佳动态性能,同时在转子转动、框架工作时保证系统良好鲁棒性。 相似文献
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航天器姿态的非线性鲁棒分散控制器设计 总被引:3,自引:2,他引:3
研究了具有外部干扰力矩及参数不确定性的航天器姿态控制问题。针对这类多输入-多输出的不确定非线性系统,基于一种非线性鲁棒分散控制理论,设计了结构简单而易于实现的控制器。该控制器中包含的积分环节可以补偿系统的各种未知因素,同时确保恒值调节系统不存在稳态误差。仿真结果表明:所设计的鲁棒分散控制器与非线性动态逆控制器相比,具有更优越的抗干扰能力和对模型不确定的适应能力。即使系统存在外部干扰及模型小确定性,仍可在闭环系统中实现精确的姿态控制。该控制器有效地提高了航天器姿态控制的鲁棒性和适应性。 相似文献
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This paper investigates the formation keeping problem for multiple spacecraft in the framework of networked control systems (NCSs). A continuous-time representation of the NCS is considered for the tracking control of relative translational motion between two spacecraft in a leader–follower formation in the presence of communication constraints and system uncertainties. Model-based control schemes are presented, which employ state feedback (when the relative position and velocity vectors are directly measurable) and output feedback (when velocity measurements are not available), respectively, to guarantee input-to-state stability (ISS) of the system. The stability conditions on network transfer intervals are derived as simple eigenvalue tests of a well-structured test matrix. The results are then extended to include network communication delay. Numerical simulations are presented to demonstrate the effectiveness of the control scheme ensuring high formation keeping precision and robustness to nonlinearities and system uncertainties. The proposed controllers are robust not only to structured uncertainties such as system parameter perturbations but also to unstructured uncertainties such as external disturbances and measurement noises. 相似文献
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带时延和拓扑切换的编队卫星鲁棒协同控制 总被引:5,自引:0,他引:5
综合考虑了存在通信时延、拓扑结构切换、参数不确定性和外部扰动等情况下的编队卫星协同控制问题,分别提出了鲁棒位置和姿态协同控制器。采用Lyapunov直接法,通过恰当地选取公共的Lyapunov函数,保证了所设计的位置协同控制器对于通信时延和拓扑切换具有鲁棒性。控制器中设计了一个自适应项,用于在线补偿卫星质量的不确定性。进一步,引入了一个含有时变参数的非线性饱和函数向量项,保证了位置协同控制器对于外部扰动的鲁棒性,并且控制器是连续的。然后,将协同控制器推广到了姿态协同的情况,提出了类似的鲁棒姿态协同控制器。仿真结果表明了本文协同控制方案的有效性。 相似文献
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可重复使用航天器基于状态估计的再入飞行滑模控制器设计研究 总被引:1,自引:0,他引:1
给出了一种可重复使用航天器再入飞行鲁棒控制方法。在给定可用制导指令和干扰、不确定性的上界条件下,综合利用快慢双回路连续滑模控制方法,生成包括气动舵面和反推力控制系统(RCS)发动机的控制指令,得到了在建模误差和外界干扰存在的情况下拥有高精度、鲁棒性和解耦特性的气动角和姿态角速率跟踪结果。滑模控制抖振抑制逻辑利用李亚普诺夫方法,构筑滑模干扰观测器,并依据自适应增益调节思想,有效消除了控制抖振,保证了工程实际应用的能力。以某型可重复使用航天器为例,在考虑到模型不确定性、风扰以及测量噪声的情况下.通过不同的控制律设计结果对比表明,该方法高效、可靠。 相似文献
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针对固体运载火箭大范围精确调节终端约束的要求,提出一种新型的大气层内鲁棒三维能量管理制导方法,通过在线规划侧向速度能力曲线消耗剩余发动机能量。将终端约束表示为关于攻角和速度能力曲线参数的方程组,将闭环制导问题转化为方程组的求解。针对飞行过程中的动压、过载,以及控制变化率等过程约束,构造了攻角和速度能力曲线的可行边界。针对气动系数和发动机参数的不确定性,采用容积卡尔曼滤波器对不确定性进行辨识。仿真结果表明,与模型预测静态规划算法和改进粒子群算法相比,本算法的终端速度调节范围、鲁棒性以及计算效率大幅度提高。 相似文献
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红外拦截弹输出反馈制导控制一体化设计 总被引:1,自引:0,他引:1
针对采用红外导引头的拦截弹,提出一种基于滑模观测器的制导控制一体化(IGC)控制方法,在导弹的部分状态已知和非匹配不确定性影响下,确保了其高精度拦截效果。首先,由于采用红外导引头的拦截弹的视线(LOS)角速率难以获取,系统将不满足干扰估计的匹配条件,设计了一种新型滑模观测器,通过构造补偿滑模观测器,同时实现导弹的未知状态和干扰的有限时间精确估计。然后,利用未知状态和干扰估计信息,设计反步控制器实现导弹的制导控制一体化,证明了系统的有界稳定。仿真结果表明,本文提出的方法可以获得较小的脱靶量,且对存在的不确定性具有较强的鲁棒性。 相似文献
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Krishna Dev Kumar 《Acta Astronautica》2011,68(7-8):1242-1259
A robust nonlinear control scheme is developed to stabilize the 3-axis attitude of the spacecraft for cases where there is no control available on either roll or yaw axis. The stability conditions for robustness against unmatched uncertainties and disturbances are derived to establish the regions of asymptotic 3-axis attitude stabilization. The properties of the proposed sliding surface are investigated to obtain the domains of sliding mode for the closed-loop system. Several numerical simulations are presented to demonstrate the efficacy of the proposed controller and validate the theoretical results. The control algorithm is shown to compensate for time-varying external disturbances including solar radiation pressure, aerodynamic forces, and magnetic disturbances; and uncertainties in the spacecraft inertia parameters. The numerical results also establish the robustness of the proposed control scheme to negate disturbances caused by orbit eccentricity. 相似文献