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981.
在仅已知系统相对阶的情况下,通过串联差分器(微分器)的方法使系统的相对阶条件得到满足,从而使基于二阶特征模型的全系数自适应控制可以应用于高相对阶的最小相位高阶线性不稳定对象.针对测量存在噪声的问题,又提出一种改进的强跟踪滤波方法对测量信号进行去噪声处理,从而显著地改善了控制量和被控对象输出的性能.最后,通过对几种控制方案的控制性能比较,说明所提出的基于串联差分器和改进的强跟踪滤波相结合的全系数自适应控制方案可以较好地处理含测量噪声情况下的高相对阶系统的镇定控制问题.  相似文献   
982.
许军校  黄奕勇 《上海航天》2010,27(2):14-17,45
对三轴稳定飞轮姿控小卫星的模糊控制方法进行了研究。不考虑解耦运算,基于模糊控制,以姿态角偏差及偏差变化率为输入,飞轮转动角加速度为输出,在每个通道分别加入模糊控制器,实现了对小卫星滚转、俯仰和偏航通道耦合系统的有效控制。仿真结果表明:该法对干扰抑制明显、对结构参数变化不敏感,响应过程有良好的快速性和较高的稳态精度(可达1×10-4rad),可避免传统方法中对动力学方程的直接解耦操作,应用时可将模糊控制规则转化为控制表储存在星载计算机,简单高效。  相似文献   
983.
通过分析同步卫星定点保持控制过程中,轨道变化与卫星动量轮转速变化的对应关系,提出了一种利用轨道控制期间卫星角动量变化实现控制效果的快速评估算法。该算法可在点火结束后较短时间准确评估出轨道半长轴、漂移率和偏心率的变化量,具有评估时间短,精度高的特点,在实际卫星控制中得到了很好的应用。  相似文献   
984.
科技成果     
《航天器工程》2010,19(2):141-143
中星22号稳定运行10周年刷新我国卫星在轨运行记录 据中国航天网2010年1月29日报道,中星22号卫星在轨稳定运行十周年,成为迄今为止我国在轨运行时间最长的卫星,树直了我国卫星长寿命、高可靠的典范。在中星22号甲星在轨运行十周年庆典上,总结成功经验有4点启示:一是型号技术方案的优化,一定要坚持实事求是,遵循科学发展的原则;  相似文献   
985.
两轴稳定平台的过顶盲区问题   总被引:3,自引:0,他引:3  
过顶盲区问题是目标在导弹的小离轴角附近区域运动时,由于框架角速率限制产生的稳定平台不能正常跟踪目标机动的一种现象.根据光电探测系统成像的几何关系,分别对直角坐标框架和极坐标框架稳定平台的目标成像关系进行了分析,进而给出极坐标框架稳定平台的过顶盲区的数学描述,并对这种盲区的成因进行了分析.结合三种情况的目标机动速度,在Matlab的Simulink环境下对极坐标框架稳定平台的过顶盲区现象进行了仿真.最后,基于分区域变参数的PID控制方法,给出了目标在过顶盲区内作垂直向上机动时的一种控制方案,并与普通PID控制进行了对比仿真研究.实际仿真结果表明,通过数学分析得到的极坐标框架稳定平台的过顶盲区模型与实际情况相符合,并且基于分区域变参数的PID控制方法能够改善极坐标框架稳定平台的跟踪特性.   相似文献   
986.
利用分数低阶空时矩阵进行冲击噪声环境下的DOA估计   总被引:1,自引:0,他引:1  
何劲  刘中 《航空学报》2006,27(1):104-108
研究冲击噪声环境下的信号DOA估计问题。在对称α稳定(SαS: Symmetric α-stable)分布冲击噪声假设下,定义了一个阵列接收数据的广义分数低阶空时矩阵。理论分析表明,对广义分数低阶空时矩阵进行奇异值分解可获得噪声子空间估计。与信号空间DOA估计技术相结合,提出一种新的基于信号空间分解的DOA估计算法。该算法在低信噪比下对强冲击噪声具有更好的抑制作用。计算机仿真证明了算法的有效性。  相似文献   
987.
提出了一种改进的合成孔径雷达(SAR)图像α-MAP降斑算法,通过采用厚尾α稳定分布和引入噪声方差调整系数的方法,可以获得更好的降斑和纹理保持效果,同时应用平稳小波分解来解决Gibbs效应引入的伪噪声问题。最后通过对实际SAR图像的降斑处理,对本文的算法与最新的小波软阈值算法以及传统的局部自适应滤波器在性能参数和滤波效果上做了全面的比较。试验表明本文的算法更具适应性,实现了降斑与纹理保持更有效的综合滤波,在性能参数和复原图像效果上都有较好的表现。  相似文献   
988.
对转桨推进型鱼雷有动力影响研究   总被引:1,自引:0,他引:1  
为使国内具有鱼雷有动力风洞试验能力,通过设备研制和对转桨推进型鱼雷性能研究试验表明:一是动力对姿态导数影响达40%,效率导数一般下降10%-15%,设计单位应重视上述特性对鱼雷航行与机动特性的影响;二是对转桨对雷体稳定性作用值得高度重视,传统认为对转桨是鱼雷辅助稳定装置的设计思想应有所调整,尤其对机动性要求高的鱼雷。  相似文献   
989.
990.
本文研究自旋航天器的旋转轴的试验测定方法,给出自旋轴方向的表示方法及其与转动惯量,惯性积的关系,建立了利用动平衡试验的不平衡量确定自旋轴相对平衡旋转轴偏差的计算机公式,从而可以利用动平衡试验的测试结果确定自自旋轴的方向,文末的例中讨论了动平衡机的最小可达剩余不平衡量对试验结果的影响。  相似文献   
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