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381.
激光陀螺的噪声影响其使用精度,为提高精度需要对噪声进行估计。研究几种基于Allan方差的激光陀螺噪声估计方法。首先,介绍了Allan方差的基本定义,以及运用Allan方差理论估计陀螺仪随机噪声系数的基本原理。详细叙述了三种典型噪声系数估计方法,即最小二乘法、分段估计法与规范化最小平方回归算法,指出各方法原理上的优缺点。最后通过对多组环形激光陀螺实测信号的定量分析,详细比较了三种噪声系数估计方法。结果表明,规范化最小平方回归算法计算简便,耗时短,拟合曲线平滑,拟合精度高,且具有较好的重复性,与其它两种估计方法相比,是一种更有效、科学,更适用于环形激光陀螺随机噪声特性分析的系数估计方法。 相似文献
382.
383.
本文提供了一种用疲劳长裂纹恒K_(max)降ΔK近内在门槛区数据预测疲劳短裂纹扩展曲线簇(σ为外加应力半幅,c为表面裂纹半长)的方法。由于恒K_(max)降ΔK的试验数据容易获得,相对稳定;又由于预测中引用了A.Navarro发展的位错描述方程,使所得短裂纹扩展特性分别计及了扩展速率的固有变动性和与外加应力的相关性。此预测方法为在紧凑结构部件中应用疲劳短裂纹扩展特性,进行损伤容限设计和安全寿命评估,提供了实施的良好前景。 相似文献
384.
为了实现永磁同步电机低速段的高精度无传感器运行,系统地分析了绕组电阻和感应电动势、电流调节器、滤波器、电机暂态运行、注入高频电压的幅值与频率、多凸极效应、电流传感器精度以及A/D采样量化误差等因素对基于旋转高频电压注入法的低速无传感器控制方法转子位置估计精度的影响机理。在此基础上,提出了一种基于基波电流观测器和旋转高频电压注入法相结合的低速无传感器控制策略,消除了传统的无传感器控制方法中带通滤波器引起的转子位置估计误差,并降低了电机暂态运行引起的转子位置估计误差,有效地提高了低速无传感器控制方法的转子位置估计精度。仿真和实验结果表明,所提出的低速无传感器控制策略具有更高的转子位置估计精度和更宽的调速范围。 相似文献
385.
386.
考虑到目前暂无法实现机载条件下高压涡轮前温度直接、可靠的测量,提出一种用于涡扇发动机高压涡轮前温度估计的方法.基于涡扇发动机的能量守恒原理,建立高压涡轮前温度与气路参数的热力学关系,进而推导出高压涡轮前温度的6个估计模型.将各温度模型中不易测量的参数以整体的形式作为温度模型系数,并利用某涡扇发动机性能仿真模型建立温度模型系数与可测状态参数的多项式关系,最终确立高压涡轮前温度的组合估计模型.验证结果表明:组合估计方法在发动机健康及性能衰退状态下都具有较高的精度,其性能最好模型的方均根误差不超过1%.与已有线性拟合、神经网络等方法的对比也表明组合估计方法不论在精度还是性能稳定性方面都具有明显优势. 相似文献
387.
针对脉冲星导航系统的滤波问题,传统的扩展卡尔曼滤波(EKF)算法存在不能克服系统模型存在不确定性参数以及乘性噪声等缺陷,提出一种鲁棒EKF算法。首先,分析了状态预测误差方程和估计误差方程,利用统计学原理,得到了状态预测方差矩阵和状态估计方差矩阵计算等式。由于系统模型存在不确定性参数,状态预测协方差矩阵和状态估计协方差矩阵无法计算;因此,利用4个重要矩阵不等式,分析并找到预测方差矩阵和状态估计方差矩阵的上界。最后,利用状态估计误差协方差矩阵上界设计状态增益矩阵,使得状态估计协方差矩阵的迹最小。将该算法对脉冲星导航系统进行仿真,仿真结果验证了所提算法的有效性。 相似文献
388.
SA(Spalart-Allmaras)一方程湍流模型是目前工程湍流计算中主要采用的湍流模型之一。首先,针对某典型战斗机的小攻角、中等攻角、大攻角流动工况,利用均匀试验设计方法分析SA一方程模型中8个参数取值对上述工况下飞机升力和阻力系数计算结果的影响规律;然后,建立工程湍流模型参数的辨识方法,并将其用于该战斗机大攻角工况下湍流模型参数cb1值的辨识调整。结果表明:不同工况下,湍流模型参数对计算结果的影响规律不同;在附着流状态下,对升力和阻力影响较大的参数是cv1和cb1;在中等攻角和较大攻角下,对升力和阻力影响较大的参数是cb1;适当减小参数cb1的取值后,升力和阻力系数的计算结果有较明显的改善,这可能与飞机大攻角分离流场中涡粘系数和剪切应力的发展与自由剪切流存在一定差异有关。 相似文献
389.
390.
评估导弹命中精度的一种工程实用方法 总被引:4,自引:0,他引:4
提供了一种工程适用的用贝叶斯方法评估导弹命中精度完整的数学模型。利用导弹飞行试验前制导器件误差标定的信息和飞行试验误差分离的信息,综合确定导弹落点偏差验前信息。最后给出了对某型导弹评估的算例,结果表明:本文方法既保证了验前信息的准确性和可靠性,又保证了用贝叶斯方法评估导弹命中精度的精确性和可靠性。 相似文献