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131.
132.
针对低轨卫星星座运行中地球引力摄动的周期特性,基于迭代学习控制(ILC)方法,提出了星座碰撞规避的迭代学习构型保持方法。该方法由反馈控制和ILC两部分构成,分别抑制卫星运行过程中的非周期摄动和周期摄动对构型保持精度的影响,进而在地球非球形引力摄动未知条件下,通过相对构型的精确保持实现对星座卫星碰撞的有效规避。仿真结果表明,在地球J摄动影响下,与传统反馈控制相比,ILC方法以更小的控制输入实现了轨道保持精度的显著提升,进而在星座卫星轨道高度相近的情形下显著降低了碰撞风险,且控制器可在保证收敛性能的前提下,实现启动时间的灵活选择。 相似文献
133.
针对反舰导弹的来袭方位、作战海域的海况,如何确定干扰弹的发射方案和舰艇的规避机动方案是箔条质心干扰战术运用需要解决的关键问题。采用动态仿真的方法,分析了箔条质心干扰的效果与反舰导弹威胁方向、干扰弹发射舷角、舰艇规避机动方向、作战海域的风速风向等要素的关系,得出了质心干扰时干扰弹发射和舰艇机动的一些原则。 相似文献
134.
135.
基于非线性动态逆方法的TF/TA控制器设计 总被引:6,自引:0,他引:6
为了增强巡航导弹的低空突防能力,应用非线性动态逆原理设计了具有纵向和侧向解耦能力的TF/TA控制器。这种方法利用了反馈线性化理论,研究通过非线性反馈或动态补偿的方法,将非线性系统变换为线性系统(伪线性系统),然后再按线性系统理论完成系统的各种控制目标设计。由于巡航导弹模型的复杂非线性,本文提出了一种简化方法。针对其各状态变量的时间响应特性不同,采取了分阶控制的方法,将TF/TA控制器分解为内环、中环和外环三层分别设计,这样大大简化了控制器设计的复杂性。最后以某巡航弹为例进行了全系统仿真,仿真结果表明,用非线性动态逆方法设计的TF/TA控制器具有良好的纵侧向解耦能力和快速响应能力。导弹能够准确地跟踪地形轮廓飞行,而且可以有效地绕过地形中的相对高处,并且系统对参数摄动具有一定的鲁棒性。 相似文献
136.
连续景象匹配的后处理算法 总被引:6,自引:0,他引:6
下视景象匹配是各类巡航飞行器实现导航误差修正的关键技术。由于基准图和实时图存在差异,配准点往往落在相关阵的次峰上,导致匹配的失败。提出了N帧连续景象匹配决策的图论算法。该算法利用单帧匹配后形成的相关阵中的主次峰信息以及惯导的位移信息,进行多帧景象匹配的一致性决策。由于引入了相关阵中的次峰信息并结合惯导位移的一致性判断,使得匹配算法能有效剔除误匹配点,从而提高算法的鲁棒性和匹配概率。 相似文献
137.
138.
讨论中断进近复飞决断,有助于提高飞行员的决断能力和处境意识。若很好地完成复飞,飞行员必须明确复飞的前提条件,掌握复飞决断的标准,了解复飞决断的影响因素,理解正确复飞决断的原则,熟练掌握复飞的正确实施方法,这样才能有效地保证飞行安全.顺利完成飞行任务。 相似文献
139.
郑屹宾 《华北航天工业学院学报》2009,(3):31-32,38
高等院校为适应扩大招生规模的需要,大量举债,目前高校贷款总额已达1500亿-2000亿之间;银行认为贷款安全而主动与高校合作,可以得到回报;政府将为高校贷款(高校为公益事业)承担巨大风险。从高等院校公用、专项经费看,许多院校无力偿还贷款。希望各高校、银行、政府能够有所警示和启迪。 相似文献
140.
T. Flohrer H. Krag H. Klinkrad 《Advances in Space Research (includes Cospar's Information Bulletin, Space Research Today)》2009
ESA’s Space Debris Office provides an operational service for the assessment of collision risks of ESA satellites. Currently, the ENVISAT and ERS-2 missions in low Earth orbits are covered by this service. If an upcoming high-risk conjunction event is predicted based on analysis of Two-Line Element (TLE) data from the US Space Surveillance Network, then independent tracking data of the potential high-risk conjunction object are acquired to improve the knowledge of its orbit. This improved knowledge and the associated small error covariances derived from the orbit determination process scale down the position error ellipsoid at the conjunction epoch. Hence, for the same miss-distance, in most cases an avoidance manoeuvre can be suppressed with an acceptable residual risk. 相似文献