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1.
针对微小型无人机光电吊舱对光轴稳定与目标跟踪的需求,研究了一种基于载体姿态测量的光学平台稳定技术.该技术利用吊舱基座上的速率陀螺测量机体三轴姿态运动,通过控制光学平台的俯仰和偏航两通道伺服系统实现对光轴的惯性空间稳定.该系统使用步进电机来当执行机构,根据步进电机的特性,可以推导得到控制量与转速的关系,由此省去了在一般捷联稳定技术中的微分测速环节,得出了一种新的基于前馈控制的不变性原理.设计了解耦指令分配算法,将一个两轴耦合系统,转换为两个独立的单轴系统.在单轴控制中,分别设计了比例控制及比例积分控制算法实现对光轴的稳定控制和跟踪.最后通过在Matlab/Simulink环境下的仿真,以及实际的摇摆台试验,证明了基于载体姿态测量的稳定技术能够实现微小型无人机光电吊舱的光轴稳定.  相似文献   
2.
无人机在高空飞行并跟踪地面目标的过程中,当目标受到障碍物遮挡,会导致跟踪失败。本文建立了目标相对无人机的运动模型,设计了基于卡尔曼滤波的目标预测器,并在目标遮挡发生时利用目标角位置预测值以及姿态锁定回路实现了对目标的预测跟踪。本文运用相似性原理设计了室内目标跟踪场景。仿真和试验证明,本文所设计的预测器能较好的预测目标角位置,与控制回路相结合能克服短时间的目标跟踪丢失。  相似文献   
3.
采用类似对地球岁差章动的处理方法,讨论月球物理天平动对月心赤道坐标系以及月球卫星轨道的影响.在对月球物理天平动的分析表达式与高精度数值历表进行比较的基础上,给出了相应的月球引力位的变化及相应的坐标系附加摄动解,清楚地表明了对月球卫星轨道影响的规律.所获结果与数值解进行了比对,证实了从定性和定量两个方面来看本文的讨论都是有意义的,从而表明月球物理天平动分析解的简单表达式在某些问题中(特别是定轨和预报)是有实用价值的,而且在建立轨道摄动分析解时,无需像地球卫星那样,去引进混合形式的轨道坐标系,采用历元月心平赤道坐标系即可.最终表明:无论是采用数值法定轨和预报还是分析法定轨和预报,均可采用统一的月心平赤道坐标系,这可避免一些不必要的坐标转换.  相似文献   
4.
根据航空铝合金LC4进行阳极化和封孔处理后在不同浓度醋酸溶液中电容的变化进行在线腐蚀监测.阳极化铝合金LC4在醋酸溶液中的电容变化可分为三个阶段,缓慢增长期,快速增长期和大幅振荡期.结合SEM截面观察结果,在缓慢增长期,氧化膜致密耐蚀;在快速增长期,氧化膜变得疏松;大幅振荡期的出现标志着铝合金表面的阳极氧化膜已经被完全腐蚀掉.同时还研究溶液浓度和封孔对电容变化规律的影响.结果表明,可以通过阳极化铝合金LC4在醋酸溶液中的电容变化规律进行腐蚀状况的在线评价.另外,通过LCR数字电桥测得的阻抗-频率图谱与传统测量得到的电化学阻抗谱相比,在变化规律上具有较好的一致性.  相似文献   
5.
环火探测器的摄动分析解对于分析探测器轨道运动规律以及星载计算具有比较重要的意义。针对火星非球形引力摄动影响下环火探测器的运动,采用频率分析方法,对环火探测器轨道运动进行仿真,得到了与KAM理论一致的结果,在火星非球形引力摄动作用下的环火探测器轨道位于一个不变环面,可由3个角变量的频率描述。利用该方法,采用数值方法构建轨道运动的分析表达式,通过与数值积分结果的比对,证明该分析表达式具有较好的精度,适合长时间的轨道外推,可以满足航天任务的星载应用需求。该方法不仅可以给出环火探测器在任意时刻的轨道状态量,同时可以较高精度地确定3个角变量的变化率,反映一定的轨道变化规律。  相似文献   
6.
本文导出了具有一种特殊阻力模型的二体问题的分析解。该模型把阻力当作一个与矢量速度成正比、与到引力中心的距离的平方成反比的力。这种解利用已知函数来表示,且是简单显式。飞行时间则表示成“真近点角”的积分。  相似文献   
7.
介绍了湿度测量和校准方法及其相互关系.强调指出,正确使用饱和盐法、分流法、双温法、双压法湿度发生装置对于保证湿度检测校准至关重要.  相似文献   
8.
关于地球卫星运动中的坐标系附加摄动问题   总被引:1,自引:0,他引:1  
关于卫星运动中的坐标系附加摄动,早期是从两种赤道坐标系中卫星轨道根数的差别采用大量球面三角公式的方法导出的,本文将改用与当今高精度数值解中的坐标转换关系,在岁差章动等参数完全一致的情况下,简要清晰地导出相应的坐标系附加摄动解,既容易被读者接受,又便于与对应的数值解进行比对。  相似文献   
9.
用于非军事目的的飞机被称为民用飞机。民用飞机通常分为两类:航线飞机和通用飞机。所谓航线飞机主要指用于商业飞行的旅客机和货机;而通用飞机则包含了其他各种用途的飞机,如用于个人或团体使用的私人飞机,用于体育运动用跳伞、滑翔机,用于播种、施肥、除草、造林等的农林机,用于勘测、探矿、架线等专门用途或多用途的民用机。据统计,全世界大约有40万架民用飞机,通用飞机在数量上占95%以上。  相似文献   
10.
为了探究极端降雨条件下发动机入口吞雨量,基于欧拉多相流模型,针对不同涵道比发动机,选取不同降雨强度、攻角及飞行阶段进行计算,分析不同条件对于发动机入口吞雨量的影响,并将计算所得结果与国军标中对于吞水的试验条件进行对比。计算结果表明,发动机入口吞雨量会随着降雨强度和飞行速度的增大而增大,但攻角变化对其影响较小。当降雨强度低于709.2mm/h时,发动机入口吞雨量始终低于国军标吞水试验条件中的入口流量最大值5%,能够保证飞行安全。但当降雨强度达到1872mm/h时,爬升阶段的吞雨量高于5%,可能存在安全隐患。  相似文献   
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