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71.
针对航天器进入末端能量管理段接口处时位置和航迹偏角存在大范围摄动的问题,提出一种使用迭代校正法的轨道快速生成算法。该算法可以根据航天器的具体初始状态,自动选择直接进场或者间接进场策略,快速生成可行的参考轨迹。首先通过跟踪轨迹地面投影实现侧向制导;根据末端能量管理段的起始点与终点的高度与速度约束生成参考动压-高度剖面,并跟踪此剖面实现纵向制导。然后采用迭代校正计算快速确定航向校准柱的位置与最终半径两个参数用以调整航程,保证航天器在末端的所有状态满足自动着陆段接口的边界约束。仿真结果校验了该算法可以根据航天器的具体状态快速生成符合约束条件的末端能量管理段飞行轨道,具有很好的鲁棒控制性能。 相似文献
73.
74.
对于一架高速飞行的飞机,舵面的轻微变化,也会对飞行状况产生很大的影响。通过对一例典型的A320飞机抖动故障的诊断和分析,研究如何利用科学的方法和手段,来保证飞行安全。 相似文献
75.
76.
雷达导引系统简称雷达导引头,是导弹自动寻的制导系统中的关键部件,而雷达导引头的核心就是一个双轴陀螺稳定平台,它是角度跟踪回路的执行机构,具有实现目标角度跟踪、空间稳定、角位置预定和空域搜索的功能。本文基于对双轴陀螺稳定平台动力学方程、传递函数、非线性系统的分析研究,就双轴陀螺稳定平台在实现目标角度跟踪过程中出现的抖动现象,阐述了机理;同时,通过大量的试验验证,提出了完善和改进产品的工艺措施,从而消除了平台在目标角度跟踪过程中出现的抖动现象,满足了系统的使用要求。本文的分析研究结论,在工程上具有重要的现实意义。 相似文献
77.
78.
79.
飞机起落架着陆撞击动力分析 总被引:1,自引:0,他引:1
根据现有油—气式缓冲器结构形式.针对模拟起落架着陆撞击过程的落震试验模型.考虑起落架航向刚度和阻尼的影响,依据撞击过程中各变量间的运动关系.建立了描述着陆过程中的运动微分方程组.并采用龙格库塔法对运动微分方程组进行求解。最后采用该方法对K8飞机主起落架(单腔)和某机起落架(双腔)落震试验过程进行了模拟.并与试验结果进行了比较。发现计算结果与试验结果吻合较好。 相似文献
80.
高精度寻北是旋转调制光纤陀螺惯导实现高精度导航的前提,也是其技术优势的体现。针对当前旋转调制光纤陀螺惯导在快速高精度寻北中遇到的问题,对其寻北精度极限进行了深入研究,梳理出4项最主要的影响因素,对其影响机理、误差模型、量级进行了深入的分析,并通过样机试验进行了验证。结果表明,尽管随机游走系数是制约寻北精度极限的最终因素,但陀螺刻度系数误差、扰动速度、航向效应等误差处理不好,将严重影响旋转调制寻北精度;通过采取措施,高精度光纤陀螺旋转调制惯导5min寻北精度已达到35″(3σ),进一步提高精度的措施正在研究中。 相似文献