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261.
262.
惯导与速率计构成的组合系统是机动作战车辆较常使用的自主定位定向系统,其惯导姿态精度将直接影响组合定位精度。文章利用车辆运动途中的地标信息,讨论了车载惯导姿态误差估计与修正技术,通过仿真分析了地标位置与车辆零速信息在惯导姿态修正过程中的作用。结果表明:利用地标信息是进行车载惯导姿态修正较为实用的途径,在此基础上可以有效提高车载惯导/速率计组合定位系统的精度。 相似文献
263.
基于SPH的小型飞机水上迫降姿态数值仿真 总被引:1,自引:0,他引:1
适航条例中要求飞机必须具备良好的水上迫降性能。早期主要通过试验方法研究飞机的水上迫降性能,但是试验耗资巨大、时间周期长。采用一种新型的数值模拟方法研究飞机水上迫降问题,利用光滑质点流体动力学(SPH)方法模拟三级波浪,建立小型飞机水上迫降模型。考虑到飞机姿态角和起落架收放状态对迫降性能的影响,建立7种计算工况,模拟得到相应的加速度响应和姿态角变化。以飞机在迫降过程中应该受到较小的加速度响应和姿态角变化为依据,通过对比分析计算结果,最终给出12°姿态角、起落架收起为最优迫降状态的结论,为飞机迫降的入水姿态提供技术支持。 相似文献
264.
265.
基于神经网络的航天器GPS/INS组合定姿系统 总被引:1,自引:0,他引:1
基于GPS和惯性技术的组合导航系统是近年来导航系统的研究热点和主要发展方向.目前基于卡尔曼滤波方法的算法在稳定性、计算量、算法鲁棒性以及系统可观测性等方面仍然存在问题.基于神经网络技术研究了一种新的GPS/INS组合定姿自适应卡尔曼滤波方法,理论分析表明,该方法不但对姿态信息具有较好的估计性能,而且对系统模型的精确性、噪声特性具备良好的鲁棒性.最后,利用模拟数据对所研究算法进行了分析计算,与传统的卡尔曼滤波方法进行了比较、分析,结果表明所设计组合算法在精度、稳定性以及鲁棒性等方面较传统卡尔曼方法具有良好的特性. 相似文献
266.
介绍了飞机航姿自动测试系统的设计要求和设计方法。该系统以嵌入式PC104工业控制计算机为核心,将飞机航姿自动测试系统的性能检测与故障诊断融于一体。实践证明,提高了部队的快速机动维修保障能力。 相似文献
267.
268.
主要研究中继卫星H∞回路成形姿态稳定控制问题。中继卫星具有弱阻尼的柔性模态频率和晃动模态频率,并且模态频率具有不确定性,同时系统增益也存在有较大的变化。首先利用拉格朗日方程建立了该卫星的动力学方程,描述了系统存在的结构不确定性,然后设计了H∞回路成形控制器。在设计过程中,首先提出了控制系统所需要满足的鲁棒稳定性和鲁棒性能指标;随后利用H∞回路成形理论设计了卫星的姿态稳定控制器,利用ν间隔度量方法对所设计的控制器进行了降阶处理,并且对所设计的控制器进行了鲁棒稳定性和鲁棒性能分析;最后通过数学仿真证明了所设计的控制器的有效性。 相似文献
269.
变质心自旋弹头的姿态运动建模与仿真分析 总被引:2,自引:0,他引:2
为了明确直观地表现自旋弹头姿态运动与控制量之间的关系,采用牛顿力学方法建立了自旋弹头的姿态运动模型。选取质量块的运动方式为正弦运动,推导了质量块的运动加速度。为了分析质量块运动对自旋弹头姿态运动的影响,构建了仿真模型,选取质量块的三种不同运动频率进行了对比仿真。仿真结果表明,质量块的运动频率越大,即其运动加速度越大,引起的自旋弹头俯仰角和偏航角的变化范围越大,自旋弹头的机动能力越大。 相似文献
270.
为了探讨尾缘射流出口缝宽对燃烧性能的影响,在来流λm-0.1,0.18,0.25和丁Tm-53,63,3 K状态条件下,分别对缝宽为1,2,4 mm的尾缘吹气式稳定器和V型稳定器的燃烧性能进行了试验研究,对比分析了它们的贫熄特性、温度分布和燃烧效率.燃烧试验结果表明缝宽对尾缘吹气式稳定器燃烧性能有明显影响.在本模拟条件下,缝宽较窄的稳定器贫熄边界较宽,缝宽为1 mm的尾缘吹气式稳定器贫熄边界最宽;从出口温度分布可以看出,缝宽小的尾缘吹气式稳定器高温区域较大;缝宽较小的稳定器燃烧效率较高,缝宽1 mm的稳定器燃烧效率最高. 相似文献