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281.
282.
本文提出的故障—功能分析法,是在故障树分析法和系统辨识法诊断故障的基础上,针对导弹姿态控制系统故障分析的特点和实际情况所提出的一种有效可行的故障分析法,它提高了故障诊断的准确性和快速性。能诊断多重故障和准确地估计出姿态控制系统故障后各环节的模型参数,是该方法的突破之处。故障—功能分析法是故障分析的一般性方法,适用范围较广。在导弹姿态控制系统专业里,它不仅能用于姿态控制系统在飞行实验中的故障分析,也同样适用于姿态控制系统在设计、研制阶段中的故障分析。 相似文献
283.
卫星姿态确定与控制系统(ADCS)半实物仿真是地面模拟卫星在轨运行情况的一种试验方法,用于检验系统方案以及性能指标。针对皮卫星的特点提出一种可行的姿态控制系统地面半实物仿真方案,利用MATLAB对卫星动力学、卫星运动学进行仿真建模,并模拟输出卫星轨道环境姿态参考矢量(太阳和磁场)供卫星姿态敏感器采集。结合硬件系统完成对皮卫星姿态控制系统的方案验证。仿真试验结果表明设计的半实物仿真方法是有效可行的,解决了皮卫星地面仿真的困难。这种低成本、易实现的半实物仿真平台可广泛用于其它小卫星ADCS系统的检验。 相似文献
284.
微型飞行器(MAV)尺寸微小,有效载荷低,其机载导航系统在结构与原理上都与传统飞机导航系统有很大的差异,增加了系统设计的难度。提出了一种基于组合传感器技术的MAV分层次导航系统方案。在MAV姿态信息提取中,引入了一种四元数结构下的捷联惯导与GPS组合信息卡尔曼滤波方案。在此基础上,通过研究MAV现有传感器技术下的各类导航方式的适用性、精度以及可靠性,根据MAV导航系统的要求,提出了一种基于多传感器智能组合技术的MAV导航位置信息提取方案。仿真与飞行试验证明,本文的这种基于组合传感器技术的MAV分层次导航具有计算简单,精度高,可靠性好的优点。 相似文献
285.
本文讨论了地球扁率引起红外地平仪的姿态量测误差的数学模型,导出解析形式姿态误差计算公式,可在任意轨道根数和扫描轴安装角情况下用于误差补偿。算例表明,利用本文导出的解析公式与利用数值方法的计算结果完全一致。 相似文献
286.
基于Lyapunov方法的空间飞行器大角度姿态机动控制 总被引:13,自引:0,他引:13
本文研究空间飞行器大角度资态机动的控制问题,为了克服大角度机动时使用欧拉角可能产生的奇异问题,文中使用四元参形式的微分方程来描述飞行器的运动,飞行器的动力学方程具有不确定性和非线性。本文应用Lyapunov方法设计在大角度姿态机动控制器,这个控制器具有按指数规律变化的增益,它大大减小了对初始力矩的要求,最后,本文给出一个例子来说明所导出的控制器的优点。 相似文献
287.
运载火箭姿控系统数学仿真软件设计 总被引:1,自引:0,他引:1
分析了运载火箭姿控系统箭体动力学运动方程和控制器数学模型特点,并且按照校正网络、执行机构、箭体方程、测量方程顺序设计数学仿真软件。该软件能方便地完成姿控系统数学仿真任务。由于采用三级模块结构设计,该软件具有结构清晰、层次分明、调试简单、功能齐全、使用方便等明显优点。 相似文献
288.
一种用于导弹姿态控制系统的直接力非线性控制法 总被引:1,自引:0,他引:1
为改善传统导弹姿控系统线性控制法的不足,用相平面法分析了直接力作用下导弹的姿态运动规律和气动力作用对直接力控制的影响,提出了一种综合控制精度、姿控发动机产品特性和推进剂消耗量等指标的直接力非线性控制方法,给出了控制模型。仿真结果表明,该法能在气动力作用或干扰无法忽略的条件下实现导弹姿控发动机的开关工作正常,保证精度及推进剂消耗最省,其控制精度与线性比例微分(PD)控制律相当。 相似文献
289.
挠性双自旋卫星的姿态稳定判据 总被引:2,自引:0,他引:2
本文建立了挠性双自旋卫星的姿态稳定性判据。挠性双自旋卫星由半刚性平台、转子以及固连于平台的挠性附件组成,选择由姿态角和模态坐标表示的系统的相对能量函数为Liapunov函数,由此建立的姿态稳定判据由两个部分组成,即忽略附件弹性运动时,半刚性双自旋卫星的姿态稳定条件和附件振动频率所应满足的条件。文中还给出了具体的应用例子。 相似文献
290.
在卫星发射中,利用星箭分离时刻的火箭遥测数据来确定卫星在入轨时的初始姿态,是主动段测控任务中准实时工作很重要的一环。文中从初始姿态确定的原理入手,对数据的选取和坐标系的定义进行描述,并对计算方法和步骤进行了讨论。通过实际应用,指出应注意的事项。 相似文献