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基于预警卫星观测的弹道导弹运动状态估计算法 总被引:1,自引:0,他引:1
针对预警卫星仅有角度测量信息,目标运动可观测性很弱,而导致最大似然弹道估计条件病态严重的问题,提出基于提供目标状态估计和联合误差协方差的Levenberg-Marquardt算法的修正最大似然估计(MML)算法.利用预警卫星初始观测时刻的目标高度和速度等部分先验信息作为伪测量量,推导出导弹运动状态参数估计的修正最大似然算法.最后,对算法进行了Monte-Carlo仿真研究,仿真结果表明估计误差同理论误差边界相当,验证了估计算法的一致性和有效性. 相似文献
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在"锥形体纤维单向缠绕技术"的基础上进行了碳纤维单向缠绕制备C/C扩张段成型工艺的探索,制备出了Φ180 mm C/C扩张段试验件,并对其进行了性能测试及整体探伤.测试结果为:超声探伤分贝差为15 dB的缺陷面积小于5%;沿母线方向层间剪切强度大于10 MPa,大端环向层间剪切强度偏小;内压爆破压强为0.6 MPa,破裂模式较好.试验结果表明,采用碳纤维单向缠绕技术制备C/C扩张段工艺可行. 相似文献
3.
主要研究了小卫星姿控/热控一体化执行机构的设计问题.首先,根据流体回路中液体流速变化对小卫星产生力矩实现姿态控制、液体流动吸/散废热实现热控制的原理,提出一种姿控/热控一体化执行机构设计方案.然后针对该设计方案,利用以电机转速为变量的流体回路内压强和电磁力矩方程,推导了一体化执行机构姿控力矩模型;利用散热量随流体回路流速的变化,建立了一体化执行机构热控模型.最后,针对某小卫星设计了基于姿控/热控一体化执行机构的闭环控制系统,并针对该一体化执行机构设计了一种姿控/热控解耦算法,对其姿控/热控能力进行数学仿真验证,仿真结果证明了该一体化执行机构的有效性. 相似文献
4.
为确定失效航天器等非合作目标的相对位姿,提出一种通过纹理边界检测的椭圆特征提取方法。该方法假设椭圆特征是航天器表面两种不同纹理的边界,利用上一时刻相对位姿信息,将对接环离散几何模型投影到像平面,并沿各离散点的法向方向通过概率方法检测纹理边界点。利用随机抽样一致(RANSAC)方法剔除边界点中的粗大误差,进而拟合出椭圆参数。纹理特征对光照变化具有鲁棒性,因此该方法能够在变光照、星体表面反光不均匀等复杂情况下快速准确地提取图像中的椭圆特征。本文以对接环图像特征提取为例进行仿真校验,分析了算法参数和噪声对提取椭圆精度和时间的影响。利用真实图像与基于梯度边缘的椭圆提取方法进行对比,结果表明,所提出的算法具有较高的精度和速度。 相似文献
5.
突破卫星轨道和姿态参数分别确定的传统模式,提出了以三轴磁强计和太阳敏感器为测量元件的轨道姿态一体化确定算法.由于地磁场是时间和位置的函数,而三轴磁强计指向又与卫星姿态相关,所以三轴磁强计的测量值既与轨道有关,又与姿态有关.充分利用磁强计和太阳敏感器的测量值中包含的轨道和姿态信息,推导出卫星轨道姿态一体化确定的扩展卡尔曼滤波算法.在太阳不可见区域,由于太阳敏感器没有输出信息,只采用磁强计为测量敏感器,按传统模式对卫星轨道和姿态分别确定.最后对2种模式下的滤波算法进行数学仿真验证,结果表明该算法的可行性与有效性. 相似文献
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7.
通过不同纺丝工艺的聚丙烯腈基炭纤维表面状态、NOL环及Φ150 mm容器的实验研究,分析了不同纺丝工艺对湿法缠绕复合材料聚丙烯腈基炭纤维强度转化率的影响。结果表明,干喷湿纺炭纤维比湿法纺丝Φ150 mm容器环向纤维强度转化率要高出11.9%~15.4%,湿法纺丝的炭纤维复合材料NOL环层间剪切强度要比干喷湿纺炭纤维复合材料高7.4~34.1 MPa。因此,干喷湿纺的炭纤维可应用于固体火箭发动机缠绕壳体、压力容器等主要承受拉伸应力的领域,可充分发挥其纤维强度;而湿法纺丝工艺制成的炭纤维与树脂基体结合紧密,利于载荷的传递,可应用于承受压缩剪切等复杂载荷的领域,从而发挥这两种纤维各自不同优势。 相似文献
8.
一种针对冗余执行机构配置的修正直接分配算法(英文) 总被引:2,自引:0,他引:2
控制分配考虑期望控制量在冗余执行机构配置间的指令分配问题。本文基于执行机构的可达集提出一种修正直接分配新算法,重点解决该类算法的分配效率问题,并与修正伪逆再分配法、基于单纯形法求解的直接分配法线性规划模型以及次梯度优化算法进行对比分析。为减少原始直接分配法的离线计算时间,提出基于执行机构安装矩阵的零空间构建可达集信息,使离线计算时间在执行机构数目小于10时优于传统基于行空间的构建方法。在线计算中,提出基于单位可达集顶点信息寻找与期望控制量射线方向临近的可达集表面,从而缩小搜索范围、降低在线计算时间。仿真结果表明:修正算法不显著增加离线数据存储量,并将在执行机构数目小于10时至少降低32.22%的离线计算时间;在线计算中,其平均在线时间较对比算法均有大幅提高;在高度冗余控制分配问题中,修正算法将具有更大优势。 相似文献
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以绳系辅助离轨系统为背景,考虑到大气阻力摄动和子星--返回舱的非质点因素,返回舱与绳系辅助离轨系统的相对姿态将产生大幅周期性变化,这将影响或破坏系统的稳定性;同时三自由度下绳系系统的展开控制和绳系系统横向振动抑制控制也对返回舱姿态的稳定性和精度提出了更高的要求.基于此,本文建立了大气阻力摄动下的绳系系统的展开动力学和返回舱姿态动力学模型;并在此基础上,设计了绳系辅助离轨系统的相对姿态跟踪控制策略.通过数学仿真来验证大气阻力摄动下该姿态跟踪控制算法的有效性,结果表明,该控制律能够有效控制绳系辅助离轨系统的相对姿态,满足展开控制的需要. 相似文献