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挠性多体航天器姿态动力学建模与分析 总被引:3,自引:0,他引:3
针对带有多个挠性附件以及天线转动机构的卫星等多体航天器.利用伪坐标Lagrange方程建立了系统的姿态动力学模型。通过仿真计算.分析了星体与天线运动的耦合特性.以及挠性附件干扰对卫星姿态的影响.验证了数学模型的正确性。 相似文献
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挠性航天器的退步直接自适应姿态跟踪控制 总被引:1,自引:0,他引:1
针对参数不确定的挠性航天器姿态跟踪控制问题,提出了一种退步直接自适应控制算法。首先验证了挠性航天器动力学子系统的近似严格正实性,并设计了具有理想控制性能的参考模型;然后对以姿态四元数描述的运动学子系统设计常系数输出反馈中间控制律,使航天器姿态四元数输出渐近跟踪参考模型输出;最后退一步,对具有参数不确定特性的动力学子系统,基于非线性直接自适应控制理论和Lyapunov稳定性理论,设计了退步直接自适应姿态跟踪控制器,并证明了闭环系统的稳定性。仿真结果表明,所提控制方法能有效抑制挠性附件的振动,对挠性航天器的控制是有效的。 相似文献
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本文在论证比对基础上选取了弹丸气动参数辨识模型及弹道研究模型,并以某155mm榴弹为例,研究弹丸气动参数,攻角姿态及其测量误差对弹道特性与射表精度的影响,进行了大量对比计算和分析,据此对纸靶、太阳方位角传感器等攻角测量系统初步提出了较明确的测量度要求。 相似文献
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本文给出了以点位观测为主的单站初始轨道计算方法。为了适用于任意偏心率卫星,作者对初值选择进行了有效的改进;为了提高初轨计算的定轨精度,进一步扩大收敛范围,作者针对方位角A、高度h、斜距ρ和斜距变化率ρ具有不同精度的实际,提出了加权处理的具体措施。实际计算表明,方法是可靠的。 相似文献
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在轨挠性卫星的工作环境恶劣,不仅有外部干扰和挠性附件振动引起的内部干扰影响本体的姿态,还可能发生执行器故障。针对存在外部干扰和执行器故障的挠性卫星,提出了一种基于故障估计器的容错控制策略。首先,针对未知的外部干扰和执行器故障构造辅助系统,并利用投影函数设计自适应故障估计器估计执行器效率损失因子,同时设计了基于参数自适应律的方法补偿外部干扰、挠性部件震荡引起的内部干扰和执行器加性故障。然后,借助估计信息设计了基于反步法的容错控制器,并利用Lyapunov方法分析了闭环系统的稳定性,进而确保研究的控制方法能够使得挠性卫星的姿态和角速度有效跟踪期望信号。最后,通过数值仿真对比验证了所设计控制器的有效性。该容错控制策略能保证挠性卫星在内外部干扰和执行器故障下的跟踪控制效果,具有实际应用价值。 相似文献
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陀螺寻北仪在军事和民用领域有着重要的作用,应用前景非常广泛.针对陀螺寻北仪要求计算速度快、精度高的特点,采用了具有运算速度快、精度高特点的数字信号处理器(DSP),可以很好地满足陀螺寻北仪系统的这一要求.对所应用的DSP芯片TMS320F206算法和程序模块的应用进行了说明,同时也采取了硬件和软件的抗干扰措施,达到了设计要求,通过了环境测试. 相似文献
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介绍了一种基于MEMS陀螺和石英挠性加速度计的低成本捷联惯性导航系统的设计与实现方法。给出了惯性测量单元(IMU)的模型方程,并在全温下对IMU的输出进行补偿;采用"四元数"法进行姿态计算,通过坐标变换、积分运算确定载体的速度、位置;对惯测样机进行了60 s的静态测试,结果表明该系统短期准确度满足SINS/GPS组合导航系统需求。 相似文献
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本文阐述了静电陀螺寻北仪在我国的研制与发展状况。给出了静电陀螺寻北仪的原理结构和方位角估计算法初步实验结果表明:静电陀螺寻北仪的寻北精度优于10″,寻北时间少于30是现实的。 相似文献
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DSP便携式陀螺仪智能寻北系统 总被引:2,自引:0,他引:2
介绍了基于CCD图像传感器与DSP技术的陀螺仪智能寻北系统的结构与工作原理,重点介绍了与DSP有关的电子硬件和软件部分,寻北方法在DSP特定环境下的应用,给出了系统的硬件原理图和软件流程图,最后总结了这套系统在陀螺仪寻北中的优点。 相似文献
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2 m超声速风洞是一座下吹-引射式暂冲型超声速风洞,采用全钢结构。针对该风洞具有结构尺寸大、运行工况多、流场品质要求高、试验段和模型更换快捷以及采用全挠性喷管实现宽马赫数范围调节等特点进行了风洞总体和主要部段结构设计与研究。在风洞设计中利用试验方法以及丰富的风洞设计经验对洞体结构设计中的重点、难点问题进行了研究,广泛使用有限元分析方法进行理论计算,采用新颖的刚性烧结金属丝网材料进行消声降噪处理,并用挠性喷管和试验段一体化设计技术排除了挠性喷管与试验段间阶差对流场品质的影响,运用气垫运输技术使试验段和模型更换快捷、稳定。通过水压试验、振动检测、风洞静调和流场校测等方法验证风洞的结构设计是合理的,设计中新材料、新技术的应用是成功的。 相似文献