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371.
372.
针对航空制导炸弹对低成本、高精度、高可靠性导航系统的需求,利用小型化挠性惯性测量组合(IMU)与高精度、高数据更新率的GPS-OEM板组成高精度、低成本的SINS/GPS组合导航系统。SINS和GPS采用速度、位置综合模式,利用Kalman滤波进行数据融合。最后对该组合导航系统进行了数学仿真试验和车载试验。研究表明,此低成本的组合导航系统具有精度高、成本低、可靠性好、体积小等优良指标。 相似文献
373.
挠性结构的分力合成主动振动抑制方法研究 总被引:1,自引:0,他引:1
针对当代航天器的大挠性特点和挠性附件的振动常影响航天器的姿态控制精度和指向精度的问题,全面分析了一种挠性结构的主动振动抑制方法-分力合成方法。分力合成方法的具体应用以若干个定理的形式加以总结。为了提高方法在工程实践中应用的可行性,又提出了改善方法对参数变动鲁棒性的定理并得到了严格的数学证明。数值仿真和地面试验进一步验证了该方法的有效性和简便性。 相似文献
374.
375.
针对有板式挠性附件的航天器,根据几何变形约束法引入有限元方法,用Lagrange方程建立系统的刚柔耦合一次近似动力学方程组。在动力学方程中获得了与大范围刚体运动有关的动力刚度项。仿真结果表明,在柔性体大范围运动时动力刚度项的影响较大,忽略动力刚度项的传统动力学建模方法会给出错误结论。 相似文献
376.
377.
航天器弹性附件伸展动力学研究 总被引:3,自引:0,他引:3
利用动量矩定理推导出带伸展弹性板航天器的姿态动力学方程,在弹性板等速伸展的情况下,导出板的振动与伸展运动耦合微分方程,航天器姿态运动与板的伸展运动、振动耦合微分方程,通过龙格—库塔积分法得出了数值解,结果表明弹性板等速伸展时,其振动的振幅随板长度的增长而增大,航天器姿态角速度随板长度的增长而减小。弹性板等速伸展的速率越大,板振动的振幅越大。 相似文献
378.
挠性航天器大角度机动的变结构控制 总被引:3,自引:0,他引:3
考虑刚性主体上带有挠性梁的航天器 ,在建立挠性系统动力学模型的基础上 ,采用等速趋近率的滑模变结构控制策略进行大角度机动控制 ,并通过最优控制理论设计弹性稳态器 ,抑制由于刚体运动而激发的弹性振动 ,实现了旋转机动的同时 ,有效抑制弹性振动 相似文献
379.
本文导出了带挠性伸展附件航天器姿态动力学方程,研究了附件伸展和振动对姿态动力学的影响。对于附件按指数规律伸展情况,以及附件长度的次方随时间线性变化情况,给出了姿态角速率的渐近公式。 相似文献
380.
本文建立了空间挠性多体系统的一般动力学方程。设挠性多体系统由任意数目的挠性体和刚体由铰链连接成树形拓扑结构,并允许铰链具有相对转动和平动,选择分体相对其直接内连体的平动坐标和转动角速度,以及模态坐标为变量,分别采用Lagrange和Newton-Euler方法,导出了考虑外力和重力影响下的系统运动方程,结果便于建立计算机软件系统精确分析挠性飞行器、空间站和空间机器人等挠性系统的动力学。 相似文献