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653.
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张志国%甘忠%袁胜%马泽恩 《宇航材料工艺》2008,38(2):57-59
应用应力松弛理论,分析时效成形的影响因素,设计误差可调的纯弯曲变形试验装置,通过正交试验获得T、t、RO对目标η的影响的主次顺序,研究结果为建立成形参数与弯曲半径之间的函数关系以及回弹预测提供参考依据. 相似文献
655.
一种基于MEMS的微惯性测量单元标定补偿方法 总被引:1,自引:0,他引:1
根据微机电系统MEMS(Micro Electronic Mechanical System)惯性器件的特点,在建立微惯性测量单元MIMU(Micro Inertial Measurement Unit)角速度及加速度误差数学模型的基础上,提出一种适用于MIMU的、仅采用单轴速率转台(无指北装置)的"动态翻转6位置"快速标定补偿方法.与传统标定方法相比,标定补偿方法简单便捷,可以一次确定出MIMU的45个误差系数,辨识误差系数精度高,尤其适用于低精度捷联惯性测量单元.通过理论分析、推导以及大量的实验验证,标定补偿方法可以将MIMU的精度提高2~3个数量级. 相似文献
656.
657.
模型直升机悬停状态下飞行力学模型辨识 总被引:5,自引:1,他引:4
直升机飞行力学模型的准确性对于直升机的控制系统设计具有非常重要的影响。采用常规的建模方法往往很难获得准确的飞行力学模型。为满足飞行控制系统设计的需要,提出了一种直升机飞行力学模型的系统辨识建模方法。该方法将机理建模方法与辨识建模方法相结合,首先利用状态子空间法获得直升机的近似飞行力学模型,再将机理建模提供的先验知识与子空间法辨识得到的模型相融合,限定主要参数,采用误差预报法进一步寻优得到较准确的直升机飞行力学模型。通过飞行试验,成功地辨识得到了悬停状态下模型直升机状态空间方程表达的线化飞行力学模型。所得的辨识结果能够准确预测出模型直升机的响应,可以应用于飞行控制系统设计当中。 相似文献
658.
659.
尾流撞击效应对轴流压气机下游叶排涡面的影响 总被引:2,自引:1,他引:1
针对某高负荷高压压气机末级,通过研究上游转子尾迹涡面周期性扫掠对下游静子涡面的影响,从涡面非定常作用的角度分析流场时空结构.结果表明,流场性能的改善与涡面时空结构相对应,尾迹涡面同分离涡面的相互作用可显著降低流动损失;与上游尾迹涡面发生耦合的是叶片尾缘旋涡交替脱落频率而非吸力面前缘分离涡不稳定频率. 相似文献
660.
动态矩阵控制(DMC)是模型预测控制(model predictive control)的一种典型算法,通过模型预测、在线滚动优化和反馈校正来对被控系统实施优化控制,能有效处理系统输入输出约束和抑制随机干扰。论文在碟形飞行器控制模型基础上,设计了基于DMC方法的飞行器航迹跟踪控制系统。通过选取多组参数进行仿真研究,明确了DMC方法三个主要参数在系统中的作用,并获得了较好的航迹跟踪控制效果。 相似文献