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621.
机身自动调姿方法及误差分析 总被引:2,自引:0,他引:2
提出了机身自动调姿方法.该调姿方法利用研发的调姿控制平台将激光跟踪仪跟踪测量、托架式自动定位器、精确控制系统和调姿集成软件系统有机结合起来,完成位姿信息采集、位姿解算、轨迹规划、运动学逆解、定位器自动定位,实现机身自动精确调姿.调姿过程中,跟踪仪自动跟踪测量位姿基准点,获得机身实时位姿,从而对调姿轨迹进行及时修正.利用微变换齐次变换矩阵,研究了各误差源与机身调姿误差的关系,对多个定位器误差进行了融合,误差分析为保证调姿精度提供了理论依据.初步工程验证表明:该调姿方法能有效降低机身调姿误差,提高总装精度和效率. 相似文献
622.
针对任意丢包和马尔可夫丢包两种有界丢包情况,考虑了系统元件发生故障时网络化控制系统可靠保成本控制问题。提出了一种新的把传感器与执行器同时发生故障的情况考虑在内的故障描述方法,利用丢包依赖的李亚普诺夫方法,得到了可靠控制器存在的充分条件,通过求解具有线性不等式约束的凸优化问题,得到最优可靠控制器增益的参数表达式,它使得系统在有界丢包与元件故障情况下保持渐近稳定,同时使系统性能指标达到最优。数值仿真验证了方法的有效性。 相似文献
623.
624.
基于MAS的空天飞行器自主控制系统设计 总被引:1,自引:0,他引:1
研究并设计了空天飞行器自主式控制系统的体系结构。该体系结构采用多智能体技术设计,结构中的每个主体都具有一定的自主性,可以实现相应的功能,并能通过协作完成给定的飞行任务。通过对整个系统工作原理和各个主体具体功能的分析得出,该分布式体系结构大大提高了系统的自主性及系统对复杂问题的解决能力,可以满足空天飞行器实现自主飞行的要求。同时通过与RA(R em ote agen t arch itecture)系统的比较还发现该系统具有更高的智能,更好的鲁棒性、移植性和扩展性。最后,本文在详细介绍了一种多智能体系统(M A S)设计软件和运行平台(分布式环境为中心的主体框架)的基础上研究了该自主控制系统的实现。 相似文献
625.
626.
627.
基于无动力滑翔弹气动力特性与动力学模型、中/末制导律与控制系统的飞行仿真模型,以及风场模型等,在一定的释放条件下,通过不同风场(即不同风向与风速的组合),计算了大量的可攻击区。利用VC 与Matlab飞行仿真软件,较为直观地比较了无风与不同风场中的无动力滑翔弹可攻击区及相应的六自由度(6DOF)飞行轨迹。大量的数据表明风场改变了无动力滑翔弹的可攻击区的形状及大小。因此,风场是影响无动力滑翔弹命中率与可攻击区的重要因素。当计算无动力滑翔弹的可攻击区时,随机风场必须考虑,这在实战中很有参考价值和工程实用价值。 相似文献
628.
军用航空发动机PHM发展策略及关键技术 总被引:3,自引:0,他引:3
提出了军用航空发动机预测与健康管理(prognostics and health management,简称PHM)系统的发展策略和关键技术.首先回顾了国外航空发动机PHM技术的发展历史,简要分析了各个阶段具有代表性的技术特点;其次,详细论述了航空发动机PHM技术发展应当妥善处理的关系和重要问题,主要包括PHM技术发展与空军军事需求、PHM技术发展与技术成熟度体系、立足三代机平台发展PHM技术、在发动机全寿命管理体系引入PHM系统、建议的航空发动机PHM功能和结构等;接着,结合国内技术发展水平,给出了应当重点优先发展关键技术的建议;最后,简要总结了制约国内PHM技术发展的因素,展望了瞄准的技术发展目标. 相似文献
629.
630.
试验研究了两端进气时涡轮叶片尾缘扰流柱通道内的流动与换热特性。试验模型对涡轮叶片尾缘横肋、扰流柱通道进行了简化,并放大四倍,保留了叶片尾缘的基本特征。试验中通过调节扰流柱通道和横肋通道的流量分配,得到各测点的压力分布和努赛尔数据分布。研究结果表明,扰流柱通道两端进气结构,使整个通道的压力分布和换热分布比较均匀,克服了一端进气时流阻和压力损失较大引起的叶尖换热较差的缺点。 相似文献