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陀螺寻北仪作为一种定北装置,在军事和民用定向中应用愈来愈多.讨论了二位置寻北算法,该方案能利用转位消除陀螺的常值漂移,而且陀螺的随机漂移影响也小,寻北时间短且能达到很高的精度.在阐述了寻北算法的基础上,介绍了系统的数字化设计和实现.实践证明该寻北仪各项指标达到了设计要求. 相似文献
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针对稳瞄系统的性能有一定改进空间,而对象机械特性又改善受限的问题,试图从电气控制角度寻求更好的解决方法。为此,以某上反稳瞄系统为平台,对Luenberger观测器和LADRC(线性自抗扰控制器)两种能提高系统性能的先进控制算法进行了半实物仿真研究。首先,介绍了Luenberger观测器和LADRC的基本原理。其次,对某上反稳瞄系统的对象特性进行了分析,设计了基于两种控制模型的控制器参数。然后,运用MATLAB/Simulink工具和d SPACE半实物仿真系统,对某上反稳瞄系统进行了两种控制算法的对比研究。Luenberger观测器的控制性能相对较好,受噪声的影响,离工程实现还有一段距离。如何有效抑制噪声有待进一步研究。 相似文献
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连续旋转式寻北仪以其突出的性能成为当前寻北仪研究的热点,但关于转台误差对连续旋转寻北算法精度影响的分析很少.针对速率偏频激光陀螺寻北仪,研究了转台测角周期性误差对寻北结果的影响.理论分析表明,测角周期性误差的存在会导致寻北结果偏离真实值,必须对其进行建模和补偿以提高寻北精度.对理论分析结果进行了仿真实验和样机寻北实验验... 相似文献
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车载高精度稳瞄系统的满意度设计 总被引:1,自引:0,他引:1
研究了车载高性能稳瞄系统伺服带宽设计的几个主要约束因素,对运动载体和强冲击振动环境下的扭转谐振等问题进行了深入研究,提出了噪声、精度和机械谐振等综合优化条件下的设计方法,同时对高性能稳瞄头部机构的安装机座提出了扭转谐振的要求以及减小谐振效应的方法. 相似文献
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针对飞行器跟踪预设轨迹的问题,提出非奇异快速终端滑模和角度约束的轨迹跟踪制导律。通过引入虚拟目标点,提出参考轨迹曲率半径的期望视线角约束条件,建立带有视线角约束并考虑自动驾驶仪动态特性的轨迹跟踪数学模型。为了保证在有限时间内跟踪预设轨迹并避免出现奇异问题,采用快速非奇异终端滑模和动态面控制方法进行制导律设计。推导出视线角误差和轨迹跟踪误差之间的数学关系,并利用Lyapunov稳定性准则证明轨迹跟踪误差最终有界任意小。与弹道成型轨迹跟踪制导律进行仿真对比,仿真结果表明所提出的制导律具有良好的跟踪性能及鲁棒性。 相似文献
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传统基于Lyapunov定理所设计的制导律无法保证制导系统的有限时间收敛.基于滑模控制理论,给出了一种二阶滑模有限时间收敛方法,并将该方法与机动目标拦截情形相结合,进行制导律的设计.该制导律首项使得视线转率趋于0,而扩展项可满足视线成型,滑模面的有限时间收敛等特性.针对2种典型的目标机动形式进行了仿真研究,结果表明该滑模制导律可以实现目标的有效拦截,满足上述特性. 相似文献
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讨论了头盔瞄准具电磁敏感系统的工作原理,研究了确定头盔瞄准系统瞄准线的两种方法,结合工程实践建立了四元数法确定瞄准线的数学模型,给出了计算结果,并进行了结果分析。 相似文献
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大气层高层作战的动能拦截器多采用侧窗探测的结构布局,侧窗定向方位对其拦截效果有重要的影响,但定向方位的选择却受诸多因素制约.在一定理想化假设的基础上,研究了末段交战过程中视线转率的变化规律,从理论上分析了由侧窗定向产生的攻角对拦截结果的影响,得到了只考虑气动力影响下的最佳定向方位;然后综合考虑气动力、轨控系统、姿控系统的影响,给出了不同作战高度下侧窗定向方位的选择方法.数字仿真结果表明,此种方法能够满足侧窗探测的要求,且在大多数情况下只需一次定向即可完成拦截. 相似文献
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《防务技术》2010,(4)
Aiming at the guidance problem under impact angle constraint for homing missile against ground targets,a new adaptive robust nonlinear terminal guidance law was proposed in this paper.According to nonlinear kinetic relationship between the missile and target in vertical plane,a mathematic model was formulated while the motion of target and the system structure perturbation were regarded as limited disturbances.Based on the ideas of zeroing the rate of line-of-sight(LOS)angle and the impact angular tracking error,a nonlinear control strategy was contrived to obtain adaptive robust guidance law by adopting Nussbaum-type gain technique under a desired impact angle.The stability of guidance system in finite time is strictly proven by using Lyapunov stability theory.Finally,the numerical simulation verifies the effectiveness of the proposed scheme. 相似文献
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一种适用于拦截高速目标的末段导引律 总被引:1,自引:0,他引:1
基于在视线坐标系中的导弹-目标相对运动模型,以控制导弹-目标视线角速度趋于零为基本思想,设计了一种末制导律,用于拦截高超声速目标。以脱靶量和能量消耗为约束条件,以目标无机动时有很好的性能为目的,首先设计了最优制导律;然后,基于滑模控制理论,选择合适的滑模趋近律,对所设计的最优制导律进行改进得到最优滑模制导律;用李雅普诺夫理论证明了该制导律的稳定性,分析了该制导律参数选择条件。仿真结果表明,与最优制导律相比,所设计的制导律对目标机动有较强的鲁棒性,能以直接碰撞的方式拦截高超声速目标。 相似文献
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针对单星敏感器绕视轴方向旋转角测量精度相对较差的问题,提出了一种利用微机电系统陀螺和同时工作的双星敏感器的测量来获得精确的立方星姿态信息的方法。该方法基于平均双四元数的思想,基于乘性扩展卡尔曼滤波算法制定了集中式和分散式两种姿态确定方案。仿真分析结果表明,所提出的陀螺/双星敏感器姿态确定方法,在采用低成本、低精度的姿态敏感器以及传统滤波算法的情况下,仍能有效提高立方星的定姿性能,具有较高的精度和较快的收敛性。为立方星低成本、高精度姿态确定提供了一种可行的参考,并且具备一定的工程应用价值。 相似文献
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面向多约束下高超声速飞行器末制导过程中的通道耦合、参数扰动、模型失配等突出问题,设计一种适于高超声速飞行器的三维非线性自适应末制导律。为了模型描述的完整性和简洁性,引入视线旋量和旋量速度的概念,并基于此建立三维制导参考模型和实际系统的表达式;为了保证制导律的鲁棒性和自适应性,基于自适应控制理论,设计一种三维非线性自适应制导律;通过数学推导证明了该制导律的稳定性。该制导律能够从理论上克服高超声速飞行器末制导面临的通道耦合、参数扰动、模型失配等突出问题,满足多约束制导要求。仿真结果验证了所设计制导律的有效性。 相似文献