惯导系统动基座对准精度试验评估

舰船、飞机武器装备出航前,其装备的惯性导航系统需要进行初始对准,由于实际使用环境的影响,载体可能受到扰动而产生摇摆运动,从而对惯导系统的对准造成干扰.为了提高惯导系统的对准导航精度,需要研究惯导系统在动基座条件下的对准技术方案,基于实际系统的试验验证是技术研究和产品检验交付的重要环节,为了有效评估惯导系统动基座对准的精...     

基于光电耦合的多通路高速扫描高压电源设计

利用高压光耦元件的光电流响应速度快,光电流灵敏度高的特点,及固定高压模块、高压光耦的组合使用思路,且在高压输出进行负反馈控制环节,利用电阻网络进行分档负反馈,提高低电压段的输出精度,从而兼顾大量程范围的输出精度及速度要求,实现高压输出曲线的精确度及高速扫描.避免了直接控制高压模块的扫描,降低了高压模块工程化实现难度.扫...     

基于有限元CFRP多次铣削过程中面下损伤研究

碳纤维增强树脂基复合材料(CFRP)因其优越的性能被应用于航空航天领域.对于CFRP切削加工研究,目前主要集中在单次铣削上,但在实际加工中多次铣削策略被广泛应用,而多次铣削对面下损伤的影响是不可忽略的.为了解决这个问题,利用VUMAT子程序建立三维Hashin失效准则及CFRP多次铣削有限元模型.通过试验验证了仿真模型...     

基于LMI的H-/H∞故障检测观测器设计

针对系统模型的不确定性、未知输入扰动,为提高对干扰鲁棒性、待检故障敏感性及降低设计的保守性,提出了一种H-/H∞故障检测观测器设计方法,通过无损procedure将非凸约束问题转化为线性矩阵不等式(LMI)约束,采用Schur补引理将H-/H∞故障检测观测器设计转化为凸优化问题的LMI表述;设计了自适应门限以减小故障检测过程中的误报、漏报率。故障检测观测器的设计是借助凸优化问题的数值计算,使设计过程便于实现。提出的算法使未知扰动的鲁棒性及待检故障的敏感性之间具有最优平衡。仿真验证表明,所提算法使残差具有快速的收敛性、较短的故障检测时间。     

浅析英语写作教学中跨文化意识的培养

在传统的写作教学中,英语教师往往只注重学生语言层面的培养,却很少在文化层面上分析中英两种语言的差异,以至于很多学生虽然能够很好的掌握词汇和语法知识,却总是用汉语的思维习惯去进行英语表达,结果写作水平很难得到提高。     

基于改进预测滤波的小天体精确着陆自主导航方法研究

针对小天体形状不规则、质量不均匀导致模型建立不准确的问题,研究基于改进的预测滤波实现自主着陆过程中精确导航的关键技术。在导航算法设计中,首先建立了小天体引力场模型,并建立了导航系统运动学模型,然后建立了基于惯性测量单元、光学相机及测速敏感器多信息融合的测量模型,结合扩展卡尔曼滤波(Extended Kalman Filter, EKF)算法对非线性预测滤波(Nonlinear Predictive Filter, NPF)算法进行改进,在该导航算法下,对系统的可观性进行了分析。仿真结果表明:在引力不确定性引起的模型不准确度下,该方法可实时估计模型误差,在与EKF导航精度比较的基础上验证了改进的NPF算法的有效性和精确性。     

基于改进BP算法的复杂武器系统健康状态评估

根据复杂武器系统指标体系的确定原则：系统性原则、完整性原则、独立性原则、可比性原则、可操作性原则和定性与定量相结合的原则,建立了某复杂武器系统健康指标体系;分析了基本BP神经网络的优点及BP算法的缺陷,研究了一种改进的BP算法;建立了某复杂武器系统健康管理BP神经网络结构;对某复杂武器系统健康状态进行了评估,验证了指标体系的合理性。     

一种基于连续星图观测的自旋姿态估计方法

传统的利用地球敏感器和太阳敏感器作为测量仪器的自旋卫星姿态确定方法存在系统误差和安装误差等,从而导致自旋姿态确定误差较大的问题,文章提出了一种利用星敏感器获取的连续星图估计卫星自旋姿态参数的新方法。该方法以卫星的自旋轴和旋转角速度作为状态变量,通过星敏感器连续跟踪拍摄的恒星的成像位置作为观测量,利用无迹卡尔曼滤波估计出卫星的自旋姿态参数。仿真结果表明,在星敏感器的精度为3″时,该方法的自旋轴估计精度为0.3448″,自旋角速度估计精度为10^-4(°)/s数量级。     

高超声速飞行器前缘缝隙流动数值模拟研究

通过分析高超声速飞行器前缘防热瓦结构,建立了一种开缝前缘的简化模型。针对这一模型的流场通过求解三维可压缩Navier Stokes方程进行了数值模拟。研究了缝隙诱导形成的三维旋涡的空间分布特征和旋涡运动对物面气动加热的影响规律。模型圆弧段缝隙肩部倒圆区因存在较强的三维效应形成“常规”高热流区,而缝隙内主旋涡再附致使侧壁上存在一个“非常规”高热流区;模型平直段展向流动诱导缝隙上方出现较强的旋涡运动,同时流动在缝隙倒圆区形成分离涡并于缝隙侧壁面再附,受这些旋涡运动的影响,缝隙肩部倒圆区转变为局部热流低值区,缝隙侧壁上存在局部热流高值区。     

月球探测器天文测角/单程无线电时间差分测距/差分测速导航方法

月球探测器高精度导航技术是确保月球探测任务顺利实施的关键技术之一。当前,大多数月球探测器都是利用地面无线电进行导航和控制,但存在可测控弧段短、易受干扰等局限性,且对于月球背面探测,存在无法直接测控的不足。针对上述问题,提出了一种新的基于天文测角/单程无线电差分测距/差分测速的月球探测器组合导航方法。该方法使用了天文星光角距、探测器接收到的来自地面站或中继星的单程无线电时间差分测距和时间差分多普勒测速3种量测信息,可有效抑制星上时钟和频谱仪的时间和频率测量误差。收敛后的平均位置和速度估计误差分别为902.7 m和0.12 m/s,最大的位置和速度估计误差分别为1 548.2 m和0.24 m/s。仿真分析结果表明该方法具有较高自主导航精度。