基于北斗定位技术的试验靶船自动监测系统

海上武器飞行试验任务中,靶船位置飘移大小和姿态的变化将直接影响试验进程。针对海上武器试验的特殊性,设计研制了试验靶船自动监测系统。利用北斗卫星定位功能对靶船进行实时定位,利用北斗通信功能传送GPS定位、授时数据和三维姿态测量数据,可以在布靶结束后实时监测靶船的位置和姿态,为试验指挥人员提供真实可靠的指挥决策依据。在试验任务中取得了较好的效果。     

捷联惯导系统初始对准中的自调平方法

以地空导弹实际应用为背景,研究了静基座条件下速率捷联式惯性导航与制导系统初始对准过程中数学平台的实现方法。对加速度计的测量值进行了归一化处理。针对目前工程实践中有用两个加速度计输出进行调平计算的实际情况,强调必须用三个加速度计输出进行调平计算的技术观点。只有用三个加速度计的输出值进行调平计算,才能解决θ,γ角的象限计算问题,实现θ,γ的全姿态调平。     

自行高炮跟踪线的两轴角位移补偿式稳定

介绍了解决自行高炮跟踪线稳定的方法和实现跟踪线稳定的基本原理,在剖析了以往自行高炮两轴角位移补偿式跟踪线稳定存在的问题后,提出一种新的两轴角位移补偿式稳定跟踪方案     

多旋翼无人机AHRS系统矢量乘积误差PI跟踪算法

针对多旋翼无人机对低成本姿态航向参考系统的实际需求,设计并实现了一种姿态航向参考系统。该系统采用陀螺仪积分出的载体姿态和已知的地球重力矢量,解算出地球重力矢量在载体系下的投影和加速度计测量出的地球重力矢量的矢量乘积结果作为水平姿态角的误差表征数值,并采用比例积分跟踪算法进行误差跟踪反馈,实现了准确的水平姿态角跟踪测量。利用陀螺仪积分出的姿态和已知的地球磁场信息,解出地球磁场矢量在载体系下的投影与磁力计测量的地球磁场矢量乘积结果作为航向误差角的误差表征数值,并采用比例积分跟踪算法进行误差跟踪反馈实现了对航向角的跟踪。转台实验表明:该系统水平姿态角跟踪精度约为1°,与EKF算法相比,运算速度提升了80%且精度好于EKF算法。     

单框架控制力矩陀螺部分失效时的空间站姿态机动方法

对金字塔构型单框架控制力矩陀螺(SGCMG)的失效特性进行分析。结合SGCMG部分失效的特点,构建运用Legendre伪谱法的重规划姿态机动路径求解方法。考虑SGCMG失效情况的不可预测性,设计自适应操纵律,该操纵律可以根据指令力矩与输出力矩的偏差对SGCMG的失效情况进行诊断,从而调节操纵律的内部参数,实现失效情况操纵律的自适应调节。仿真结果表明,采用姿态机动路径重规划算法与自适应操纵律,在控制力矩陀螺部分失效的情况下,仍可以实现空间站的大角度姿态机动。姿态机动方法可以有效应对空间站大角度姿态机动过程中可能出现的SGCMG部分失效情况,从而提高空间站姿态机动任务的安全性与可靠性。     

基于稀疏A*算法的微小卫星飞行姿态静环境规划

提高微小卫星的低可观测特性能够有效提升微小卫星的使用效率和生存能力,因此,设计了一种以稀疏A*算法(SAS)为基础的微小卫星低可观测飞行姿态静环境规划算法。通过对微小卫星的俯仰角,方位角和横滚角等姿态角进行调整,从而可以有效降低微小卫星在威胁雷达方向上的RCS值,提高微小卫星的低可观测特性。通过对工作频率在S波段和VHF波段的威胁雷达对微小卫星的威胁性进行仿真,结果显示规划后微小卫星的低可观测性能明显改善,满足飞行姿态规划的需求。     

采用压缩感知的卫星高频姿态确定方法

高频振荡通常会超过星载陀螺和星敏的测量频率范围,导致卫星姿态确定精度下降。因此,提出一种基于常规姿态传感器进行高频姿态确定的方法。将高频姿态抖动看作一个稀疏信号,通过压缩感知的方法将该信号从低频采样结果中恢复。利用低带宽姿态传感器和卡尔曼滤波器测量得到低频姿态数据并进行融合,再通过压缩感知算法从融合数据中恢复出高频姿态数据。通过仿真实验验证了该方法的有〖BHDWG8,WK10YQ,DK1*2,WK1*2D〗〖XCWP.TIF;%129%129〗听语音 聊科研与作者互动 效性。     

利用线阵CCD自动测量MSBS中悬浮模型的位置与姿态

以我国自行研制的磁悬挂天平系统为背景,主要研究了利用线阵CCD传感器构建MSBS的模型位置与姿态测量系统以及相应的传感器配置方案、信号转换、测量原理和测量流程等问题。该系统的位置与姿态测量系统以两组共5片线阵CCD作为MSBS中悬浮模型的5自由度位置与姿态传感器,以串联的多级惯性环节电路为脉宽-电压转换电路,将测量信号分别输入控制回路和校准测量回路。文中详细介绍了5片CCD传感器的配置方案及其测量原理,然后研究了使用多级惯性环节实现脉宽-电压信号的转换问题,并对该方案进行了理论分析和仿真,最后研究了利用CCD的测量信号反演悬浮模型位置与姿态的数学原理及其自动测量流程。     

无人机配载弹射式导弹静稳定性分析

通过刚体飞行六自由度动力学方程建立弹射式导弹初始段无控飞行模型,并结合弹射装置动力模型和导弹发动机推力模型进行仿真计算。基于无控飞行模型和仿真结果分析了无人机配载弹射式导弹发射特性,在导弹初始飞行段对机弹分离安全性和导弹姿态控制要求进行了研究。对导弹不同静稳定度下的运动特性对比分析,分别给出了满足各种安全和控制要求的导弹静稳定度范围。进一步综合所有安全和姿态控制要求,得到了满足所有要求的最佳静稳定度。经过一个实例的仿真研究,结果表明建立的模型与所用到的方法是合理有效的。     

利用地球磁场进行弹丸飞行姿态的测试

研究了基于地磁场测试弹丸姿态的工作原理和测试方法;建立了使用地磁传感器测试弹丸姿态的数学模型;给出了某弹丸姿态的实测曲线;提出了地磁传感器实际测试中需要注意的问题,给出了解决这些问题的方法.