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211.
《燃气涡轮试验与研究》2016,(3)
基于干扰解耦思想,针对涡轴发动机工作中传感器瞬时断路硬故障模式,提出一种基于模型的涡轴发动机未知输入观测器传感器硬故障诊断方法。通过对地面、高空工作的涡轴发动机不同传感器故障的模拟,验证了该故障诊断方法的有效性。结果表明,基于模型设计的未知输入观测器(UIO),能够对系统输入中的测量干扰未知输入信号进行有效解耦,同时传感器故障信息通过UIO计算获得的输出估计具有鲁捧残差性能。 相似文献
212.
针对攻击机动目标的制导问题,设计了一种考虑自动驾驶仪性能、输入项约束的指令滤波反演制导律。首先,基于三维空间内弹目相对运动模型,采用反演递推方式设计制导律。针对传统反演控制存在的"微分膨胀"问题,引入指令滤波器对虚拟量进行过滤计算。考虑硬件计算能力的约束,引入自动驾驶仪二阶动力学模型减少控制过程延迟,并利用饱和函数和低通滤波器对输入项进行约束。此外,针对机动目标设计了一种扩张状态观测器来获取其加速度。通过Lyapunov理论证明了所设计闭环制导系统的稳定性。通过仿真实验验证了该制导律相有效性及优越性。 相似文献
213.
为克服传统雷达面临的带宽瓶颈,提升其分辨率,利用微波光子倍频与混频技术对宽带雷达信号进行处理,构建宽带雷达,成功实现了实时高分辨雷达成像。构建的微波光子雷达样机带宽高达12 GHz,实现逆合成孔径雷达成像的二维分辨率优于2 cm×2 cm,成像速率高达100帧/s。在该雷达架构基础上构建了多输入多输出微波光子雷达,在相同的相参累积时间内,能进一步提高雷达成像的方位向分辨率。研究结果表明:微波光子技术是突破传统雷达频率与带宽限制的有效手段,有望在未来实时高分辨雷达探测与成像中发挥重要作用。 相似文献
214.
215.
216.
217.
借助OH夜气辉辐射的光化学模式,由OH夜气辉辐射反演中间层-低热层区域的原子氧数密度时,输入参数的不确定性将导致反演得到的原子氧数密度具有不确定性.以在sudden death猝灭模式下通过OH(8-3)振动带体辐射率反演原子氧数密度为例,分别研究了大气参数和OH气辉辐射率的不确定度引起的反演不确定度、化学反应速率常数的不确定度引起的反演不确定度,以及所有输入参数的不确定度共同引起的反演不确定度,找出其不确定度对反演结果影响最大的参数.结果表明,三种反演不确定度均随着高度的升高而增大,温度和体辐射率的不确定度对第一种反演不确定度的贡献最大,反应速率常数b(8)和A(8-3)、的不确定度对第二种反演不确定度的贡献最大. 相似文献
218.
精确完整的发动机线性模型对于现代航空发动机控制系统的设计与故障诊断至关重要。提出了1种用差分进化算法提取包含发动机主要特征量及其执行机构状态变量的增广发动机状态变量模型的方法,其状态变量包括发动机转速、执行机构位移、速度、控制压力等特征,并包含了执行机构的输入饱和限制,与实际系统相一致。仿真结果表明:利用该方法建立的增广发动机状态变量模型与非线性模型动态响应过程吻合良好且稳定终值一致,可用于具有工程应用价值的控制器设计及包含执行机构的发动机故障诊断。 相似文献
219.
自校准Kalman滤波方法 总被引:3,自引:4,他引:3
提出一种自校准Kalman滤波方法(SKF),建立SKF模型及其滤波递推算法.在深空探测、发动机故障诊断等许多工程实际中,由于未知输入(如突风、故障、未知的系统误差等)的影响,传统的Kalman滤波方法在滤波递推过程中会产生较大误差.文中提出的自校准Kalman滤波方法能够自动补偿这种未知输入的影响,提高滤波精度.从某飞行器仿真中可以看到,SKF的滤波误差均值和方差分别比传统的Kalman滤波方法降低了400%和300%以上,有效地改善了滤波效果.并且该方法计算简单,便于工程应用. 相似文献
220.
The attitude synchronization problem for multiple spacecraft with input constraints is investigated in this paper. Two distributed control laws are presented and analyzed. First, by intro- ducing bounded function, a distributed asymptotically stable control law is proposed. Such a con- trol scheme can guarantee attitude synchronization and the control inputs of each spacecraft can be a priori bounded regardless of the number of its neighbors. Then, based on graph theory, homoge- neous method, and Lyapunov stability theory, a distributed finite-time control law is designed. Rig- orous proof shows that attitude synchronization of multiple spacecraft can be achieved in finite time, and the control scheme satisfies input saturation requirement. Finally, numerical simulations are presented to demonstrate the effectiveness and feasibility of the oroDosed schemes. 相似文献