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191.
192.
针对捷联惯性导航系统(INS, Inertial Navigation System)全温动态环境下测量误差问题,提出一种全温六方位正反速率标定及分段线性插值补偿方法.根据工作环境设定标定温度点,在每个恒温点设计六方位正反速率标定方案;采用分段线性插值算法实时补偿系统零偏和标度因数温度误差,提高了系统温度及动态环境下的测量精度.实验结果表明:采用该方法系统的车载和飞行实验纯惯性导航误差均值分别由1.501 n mile/h和5.811 n mile/h减小到0.393 n mile/h和0.68 1n mile/h,为进一步提高合成孔径雷达(SAR,Synthetic Aperture Radar)成像分辨率奠定基础. 相似文献
193.
电推进技术因其比冲高的技术特点在GEO轨道转移中应用可大大减少燃料质量,提高有效载荷质量比,延长任务寿命等。针对全电推进GEO卫星入轨的轨迹优化和制导问题,首先利用间接法获得小推力燃料最优GEO轨道转移的数值解,提出一种多项式曲线拟合最优轨迹的方法,多项式曲线形式简单,可作为参考轨道在星上存储和使用。在多项式参考轨道的基础上,建立了一种分段常值推力跟踪参考轨道的闭环制导策略,在常值推力条件下,轨道要素控制量与控制力有解析关系,简化了制导律设计;将多圈轨道转移问题分解为多个单圈轨道优化问题。结果显示,本文提出的分段常值跟踪制导策略跟踪精度高,和最优轨道相比多消耗7%的燃料。本制导策略控制结构简单,易于工程实施。 相似文献
194.
195.
针对单力臂模型的复杂动力学行为,设计了一种不依赖于被控对象的精确数学模型的变论域模糊控制器。在闭环系统中,角位移量的跟踪偏差和其变化率作为系统输入,并将控制器的初始论域设为[-3,3],其值可通过伸缩因子来调节。基于Matlab软件仿真,验证单力臂模型对预期指令的跟踪性能。另外,基于现场可编程门列阵(FPGA)硬件,采用移位操作和分段线性化两种方法对控制器进行优化。由此,无乘法器和片上内存零占用的设计结构显著降低了硬件资源负担。实验结果表明:本文所提变论域模糊闭环控制方法在精确度(低于0.02)、自适应性以及实时性等方面性能较优越,具有一定工程应用价值。 相似文献
196.
基于可靠性分析理论,用保形分段三次Hermite插值方法构造响应面函数,以避免在整个设计空间内用一个形式固定的简单函数拟合隐式极限状态函数。插值中采用保形技术,可保证函数值不过度偏离给定数据。算例结果表明:采用保形分段三次Hermite插值方法构造响应面函数的拟合精度高于传统响应面函数。 相似文献
197.
燃烧室对接狭缝设计参数对压强振荡的影响研究 总被引:2,自引:0,他引:2
为了获得分段式固体发动机药柱对接部位狭缝宽度对发动机压强振荡的影响规律,针对某典型分段式固体发动机建立了二维轴对称模型。采用大涡模拟(LES)方法,以"突扩比"为重要设计参数,完成了6种不同"突扩比"设计条件下的分段式发动机流场稳定性数值模拟,并分别对其压强-时间曲线进行了FFT分析。结果表明,随着"突扩比"的逐渐增大,燃烧室压强振荡频率基本不变,但压强振荡的幅值总体上呈现下降的趋势。所得分析结果已得到试验的初步验证。 相似文献
198.
将预冷过程引入高超声速涡轮发动机可以降低进入压气机的空气温度,提高可用增压比,增加发动机推力。为研究预冷器热力性能变化规律,对预冷器的结构形式和换热形式进行了分析,建立了以高热沉碳氢燃料为冷源的渐开线型预冷器分段热力计算模型,指出冷热流体均经历大温度变化的预冷器必须分段进行热力计算。研究了燃油流量、空气出口温度、预冷器结构参数等因素对预冷器热力性能的影响,得出结论:由于微细换热管数量达到数万量级,管内流动层流占比较大;燃油流量增加时,预冷器冷却能力增强且重量减轻,但吸热后的燃油不一定能全部用于燃烧,造成推力浪费;降低空气出口温度有助于提升发动机推力性能,但会造成预冷器重量增加和空气压力损失增大;管束横纵向间距均为1.5倍管径时,顺排相比于叉排排列,空气侧对流换热能力差,预冷器重量和空气压降均较大;管束横纵向间距对预冷器热力性能有较复杂影响。研究结论可为未来相似结构管束式预冷器的设计、验证和性能分析提供支撑。 相似文献
199.
分段式固体发动机技术发展与应用进展 总被引:1,自引:0,他引:1
通过对国外分段式固体发动机发展现状、发展规律和技术特点的系统分析,并结合国内分段式固体发动机的技术发展现状,系统梳理了分段式发动机需攻克的大型分段对接、大尺寸柔性喷管设计与制造、压力振动抑制、推力偏差控制等关键技术,最终提出了加大分段式固体助推发动机研究力度以及探索高性能低成本技术途径的发展建议。 相似文献
200.
传统最优控制航迹规划一般以逆风精确着陆、控制能量小为优化目标,但传统最优控制的操纵过程一般是一条连续变化的曲线,工程上不易实施;与之相比,传统分段航迹规划操纵简单,工程上容易实施,能实现逆风精确着陆的目标,但控制能耗大。为了兼顾逆风精确着陆、能耗低和控制操作简单等目标,提出了一种基于梯度下降法的翼伞最优分段航迹规划方法。该方法将控制变量参数化,将逆风精确着陆、控制能耗小、能实现避障等多目标优化问题转化为加权单目标优化问题,并通过梯度下降法求解得到分段常值最优归航航迹。所提算法与基于伪谱法的最优控制规划航迹和基于遗传算法的分段规划航迹进行了对比,算法仿真结果表明本文提出的最优分段航迹规划法既可以实现着陆精度高、控制能量小、逆风着陆和避障的优化目标,同时规划的航迹又由分段常值实现控制,工程上容易实施,兼顾了最优控制航迹规划和分段航迹规划的优点。 相似文献