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991.
在传统指北式惯导系统中,通过对东向陀螺仪施加连续恒定转动力矩,令平台坐标系绕其东向陀螺仪敏感轴进动,可对北向及天向惯性器件误差形成调制,抑制相关导航定位误差,达到提高平台惯导系统精度的目的.建立了沿平台系东向轴连续转动的指北式平台系统无阻尼情况下的导航机械编排方程及误差方程,分析了其静基座下的误差传播特性并进行了仿真验证.结果表明,同传统指北式导航方法相比,在不改变系统结构和惯性器件精度的前提下,系统中与北向及天向惯性器件误差相关的常值及随时间积累项被调制为零误差和常值误差、经度误差随时间发散趋势得到明显抑制,系统长时间定位精度得到明显改善. 相似文献
992.
993.
994.
由光机和光电组件组成的空间相机对发射过程中力学环境的适应能力极为有限。为了提高空间相机发射主动段的适应能力,文章依据单自由度被动式隔振系统理论,针对相机的正弦振动和随机振动环境力学条件,设计了一种阻尼橡胶隔振器。计算分析和振动试验结果显示隔振器的减振效率接近50%,能够将随机振动过程中相机内部结构的加速度均方根值响应衰减至减振前的1/10,并最终保证在10gn左右,达到了相机材料及结构所容许的动力学条件要求,充分验证了隔振器的减振效果。文章针对相机的隔振技术应用及隔振设计方法,对于具有类似结构形式或布局形式的空间有效载荷的减振设计具有实用的参考价值。 相似文献
995.
智能气囊的冲击主动控制原理实验研究 总被引:2,自引:0,他引:2
智能气囊是一种应用智能材料结构设计的智能缓冲构件。智能气囊能在缓冲过程中主动控制冲击过载,可使缓冲过程的冲击过载更为平缓,提高缓冲保护的有效性。本文首次对智能气囊的结构组成、缓冲原理进行了理论分析和实验研究,并对智能气囊的冲击主动控制原理进行了实验验证。其中驱动机构采用层叠电致伸缩驱动器设计,因电致伸缩材料具有执行力大、响应快、线性范围宽的特点。文中利用层叠电致伸缩驱动器设计了智能气囊排气装置,测试了其动态响应特性与缓冲驱动特性。研究结果表明,该排气装置具有良好的驱动性能,可以满足智能气囊的排气控制要求。控制采用了一维的模糊控制方法,提高了控制的速度。实验研究结果证实智能气囊缓冲器的原理是正确的。 相似文献
996.
由于小卫星接收天线面积受限,星载双基地SAR图像的模糊比与传统大卫星SAR相比有较大幅度的提高。在研究了星载双基地SAR模糊特殊性的基础上,利用模糊功率在发射天线方向上强度分布的先验信息,以本文定义的信号模糊噪声比(SANR)为优化目标,推导出最优天线阵权矢量。用实际卫星参数进行了仿真,结果表明基于最优天线阵权矢量的天线方向图可有效地抑制模糊功率,改善总模糊比最多可达15dB。 相似文献
997.
控制受限的挠性航天器姿态机动自适应变结构输出反馈控制 总被引:4,自引:0,他引:4
针对挠性航天器飞轮输出力矩受限情况下的姿态机动问题,提出了一种仅利用输出信息的自适应变结构输出反馈控制方法。在基于非线性和低阶模态的动力学模型基础上,给出了滑模存在条件以及自适应变结构输出反馈控制器设计的方法,并采用Lyapunov方法分析了滑动模态的存在性及稳定性。最后,将本文提出的控制方法应用于挠性航天器的姿态机动控制,并与传统的控制方法进行比较。数值仿真研究:在反作用飞轮的控制受限条件下,完成姿态机动的同时,有效地抑制挠性附件的振动;此方法具有设计简单、易于实现和鲁棒性好等特点。 相似文献
998.
基于鲁棒控制方法的卫星姿态控制 总被引:2,自引:1,他引:2
针对卫星姿态控制系统 ,建立了简化的线性数学模型 ,利用鲁棒控制方法设计了卫星姿态控制律 ,由于在设计中考虑了建模过程中的简化而带来的不确定性 ,因而基于线性模型所设计的控制律能够应用于非线性卫星姿态系统的控制 相似文献
999.
1000.
智能结构及其在振动主动控制中的应用 总被引:7,自引:0,他引:7
针对航天挠性结构的振动控制 ,介绍了智能结构的提出、概念、诞生原因以及作为智能结构中的传感和驱动元件的各种智能材料的特点 ,着重阐述了梁、板和壳结构的振动控制中应用的压电材料的国内外研究状况和采用的控制策略 ,并对智能结构在主动振动控制应用研究的问题进行了评述 ,如传感器 /驱动器的优化配置问题及准则 ,柔性结构的控制溢出问题及抑制方法。最后针对航天器的结构振动控制 ,展望了今后的研究与发展方向 相似文献