过山气流低空风切变对野战火箭弹弹道特性影响分析

针对过山气流低空风切变的流动特点,基于位势流动理论,在地面坐标系上建立考虑地面摩擦及背风旋涡的过山气流三维风场分布模型。结合六自由度刚体弹道模型,以某122mm尾翼火箭弹为例,仿真分析了野战火箭弹在主动段受过山气流风切变影响的弹道特性变化。结果表明,过山气流低空风切变对野战火箭弹的飞行时间、射程、侧偏,落速及角运动均产生较大影响,其中对弹箭横向运动的影响较为显著;风场强度与野战火箭弹受风场的影响程度正相关;野战火箭弹在迎风坡与背风坡发射时,弹道特性的变化规律相反,且背风坡处发射时弹道特性的变化更明显;中低射角范围内,增大野战火箭弹的射角能够降低过山气流低空风切变对射程的影响,但侧偏所受的影响会相应增大。     

尾裙对弹体斜侵彻混凝土薄靶弹道的影响规律研究

为研究尾裙设计在弹体斜侵彻混凝土薄靶后的姿态影响,采用LS-DYNA软件,模拟了不同半锥角尾裙弹以不同初始倾角贯穿混凝土薄靶的过程,分析了侵彻过程中各阶段弹体姿态变化特征,得到了弹体过靶后倾角、攻角和角速度变化规律. 结果表明,尾裙的设计有助于减小弹体的攻角和角速度,有利于保持弹体斜侵彻混凝土薄靶时的弹道稳定.      

某型末制导炮弹惯导陀螺动力学分析与仿真

目前国内外学者将惯导陀螺连同末制导炮弹弹体视作单刚体来研究,对于惯导陀螺内外框摆动角的确定是通过弹体坐标系、惯导陀螺坐标系和地面坐标系之间的转换关系推导出来的,并不能直接反应惯导陀螺内外框摆动的动力学规律.为了揭示惯导陀螺内外框摆动角变化的内在规律,得到多刚体条件下末制导炮弹角运动模型,首先进行基本假设、建立坐标系,其...     

正交曲线坐标系角速度矢量的一种表达式

0 引言 Kane和Levinson在文[1]中采用正交曲线坐标系来描述刚体的运动,得出了正交曲线坐标系(或与其固连的刚体)的角速度矢量的计算公式。文[2]、[3]在文[1]的基础上分别提出了另外两种计算这种角速度矢量的方法。但文[1—3]的角速度矢量都是在动系(正交曲线坐标系)的三个正交的单位矢量上进行分解的。本文则给出了动系角速度矢量的一种矢量叉积形式,它既可在动系上分解,也可在定系上分解。1 角速度矢量叉积形式的推导     

飞航导弹高精度自适应预测控制设计

飞航导弹的飞行主要是通过姿态稳定与调节来实现的。通过以小扰动模型为基础的导弹动力学特性分析，建立了导弹姿态控制回路的串级控制结构，并且以离散模型作为基于递推最小二乘法的自适应预测控制的被控对象，把原先响应较慢的质心控制转换为反应较快而且精度高的弹道角控制。根据导弹的特性，在姿态内回路采用广义预测控制，在弹道外回路采用一种积分形式的预测控制。在参考信号上，实现了质心指令到弹道指令的有效变换，为高精度小超调跟踪奠定了基础。这种方法实现了姿态参考信号与导引指令的统一，姿态控制与质心控制的统一，充分降低了对气动等     

可穿戴式头部摆动姿态检测系统

为解决传统人机交互方式对于部分重度残疾人士或在某些特定场合不适用的问题，设计了一种可穿戴式头部摆动姿态检测系统.首先，由头部摆动姿态检测模块采集头部的原始姿态数据；其次，在时域上分析三轴加速度数据，并利用四元数姿态解算三轴角速度数据；然后，结合三轴加速度和角速度数据确定5种头部摆动姿态相对应的阈值范围，通过滑动窗口法区分指令动作和无意识动作，完成头部摆动姿态检测；最后，采用蓝牙无线通信方式将指令传输至蓝牙子系统模块，并通过串口在上位机显示结果.试验结果表明，该系统可以准确检测头部摆动姿态、区分无意识头部动作，头部摆动姿态检测平均正确率达96%.该头部摆动姿态检测系统具有结构简单、准确率高、成本低、阈值可调等优点.     

基于锁相跟踪和惯组的旋转弹滚转角估计方法

为解决微惯性测量组合测量旋转弹滚转角的问题,在对旋转弹角运动特性进行分析研究的基础上,建立微惯性测量组合测量滚转姿态的数学模型,提出基于锁相跟踪算法和微惯性测量组合的旋转弹滚转角估计方法. 该方法对基于三阶锁相环的锁相跟踪算法及其特性进行研究,根据旋转弹角运动特性和微惯性测量组合测量信号特性确定三阶锁相环环路滤波参数,并建立基于三阶锁相环和微惯性测量组合的旋转弹滚转角估计模型,即可根据模型进行锁相跟踪计算得到滚转角. 仿真结果表明,三阶锁相跟踪环路能对旋转弹滚转信号进行有效跟踪,并能够通过微惯性测量组合估计滚转角速度和滚转角,满足旋转弹滚转运动姿态提取的要求,有较大的实用价值.      

基于SINS/星敏感器的组合导航模式

针对利用捷联惯导系统导航的不足,提出了一种基于捷联惯导系统/星敏感器的新组合导航模式,来提高飞行器导航的精度和速度.利用星敏感器得到恒星星光矢量在星敏感器CCD光敏面上的星像点及其在导航星库中对应的坐标值,然后分别进行坐标变换得到星光矢量在数学平台坐标系和地理坐标系中的坐标角度值.以Kalman滤波为基础,将所得到的星光坐标角度值和姿态角速度进行数据融合,估计出组合导航系统的误差状态量,进而修正捷联惯导系统的位置、速度和姿态角参数.详细推导了SINS/星光的组合导航算法,并通过仿真证实了该方案可提高导航系统的精度和速度,有较好的容错性和环境适应性,具有实际使用价值.     

柔性翼飞行器动力学建模与循环求解仿真方法

针对刚体飞行动力学难以描述柔性翼飞行器刚柔耦合动力学特性的问题,提出了一种在时域内对刚体运动和弹性体运动交替进行数值计算的建模与循环求解仿真方法.该方法分别为飞行器刚体与弹性体运动建立了独立坐标系,根据坐标系之间的惯性牵连关系,通过气动力与惯性力完成了刚柔耦合动力学关系在刚体与弹性体运动之间的传递.与此对应的仿真算法是在1个积分步长内顺序计算飞行器受力情况、弹性变形状态与刚体运动状态,在仿真步长之间以循环求解的方式进行仿真计算.以飞行器对姿态扰动的动态响应为例进行仿真分析,结果表明本文的动力学建模与仿真方法能正确反映柔性翼飞行器的飞行特性.      

弹目相对方位的图像与陀螺组合测量方法

针对现有修正弹药中弹目相对方位探测精度较低的不足,该文结合图像敏感器（CCD）和微机电陀螺（MEMS）的特点,设计了利用CCD与MEMS陀螺组合测量弹目相对方位的方法。该方法以弹丸姿态运动方程为基础,根据弹丸全弹道下CCD的成像轨迹和MEMS陀螺测得的弹丸姿态角,计算得到了弹目相对方位参数。计算机仿真和转台试验结果表明,该方法能够较准确地测量弹丸与目标的相对方位,精度可达±0．4°。     

低轨道航天器姿态跟踪机动控制研究

某些低轨道航天器在执行任务时 ,需要通过姿态控制系统使其有效载荷 (如星载相机 )在一段时间里连续指向地面或空间的给定目标。文中研究了带 3个反作用飞轮的低轨道航天器的姿态跟踪开展问题。首先根据刚体运动学知识推导出航天器的参考姿态角、参考角速度和参考角加速度表达式 ,然后基于卫星航天器姿态动力学给出了 3个互相垂直安装的反作用飞轮的控制律 ,并利用 L yapunov稳定性理论证明了闭环系统的渐近稳定性。最后通过数值仿真计算验证了控制算法的正确性     

基于四元数的刚体姿态调节问题

给出了用四元数表示的刚体姿态调节问题的两种控制规律，首先利用反馈非线性化方法，给出一种不含非线性扭矩项，仅由四元数和角速度的线性组合构成的控制规律，该控制律与刚体惯性参数无关，因而具有一定的鲁棒性，并证明在一定条件下闭环系统是指数渐近稳定的，其次重新研究了刚体姿 态控制问题固有的无源性，并利用这种新的无源性设计了一种仅利用姿态四元数而无需用角速度测量作为反馈的控制规律，与现有的四输入/四输出无源系统相比，这里的严格无源系统的动态控制器仅是三输入/三输出的，有效地减少了实时计算所需的时间。     

刚柔耦合系统的几何非线性运动稳定性

针对由中心刚体与柔性附件所组成的平面型刚柔耦合系统,不仅研究柔性附件的横向弯曲变形对系统动态特性的影响,同时考虑柔性附件的拉伸变形、截面转角变化与弯曲变形的相互耦合作用,并且以非线性几何关系作为基本出发点,建立了柔性变形、姿态运动之间的非线性耦合动力学模型。基于上述非线性模型,利用能量积分构造Lyapunov函数,分别以中心刚体不转动和中心刚体匀速转动为无扰运动,证明了非线性系统关于姿态角速度、挠性变形位移和应变等扰动变量的稳定性。     

基于惯性传感器数据融合的管线三维可视化研究

受施工技术与管线设计等因素影响,一般管线的三维轨迹通常和设计轨迹有部分误差,而精确了解管线的空间位置又十分重要。本文提出一种基于Arduino平台的六轴陀螺仪姿态解算与融合及管线轨迹可视化算法。首先从六轴陀螺仪收集加速计数据和角速度数据,分别计算出姿态角,并对加速计解算的姿态角进行滑动加权滤波,将滤波后的姿态角与角速度计解算的姿态角经卡尔曼滤波进行融合,得出高精度的翻滚角、偏航角、俯仰角,最后通过融合后的数据求得采样点坐标,绘制出三维轨迹。实验结果证明：该算法不仅能够有效消除陀螺仪传感器的误差,而且测出的三维轨迹曲线与实际管线轨迹基本吻合,有很高的精确度。本文研究的算法有很强的实用性。     

角速度矢量与二阶反对称张量

从刚体定点转动的速度概念出发 ,利用张量变换的性质严格地证明了瞬时角速度矢量是二阶反对称张量 ,而速度恰是角速度矢量与位矢的矢积 .     

运载火箭姿态控制系统稳定性分析

为解决无控刚性箭体和弹性箭体姿态控制系统的不稳定问题,以俯仰通道为例,对无控刚性箭体引入了姿态角偏差和姿态角速度偏差反馈,设计了PD控制器;对弹性箭体引入结构滤波器,进行控制器设计.仿真结果显示无控刚性箭体和弹性箭体姿态控制系统俯仰通道的稳态误差分别为0.05%、-0.30%,从而使无控刚性箭体和弹性箭体姿态控制系统的不稳定问题得到了有效控制.     

四旋翼动力学建模及非线性PID轨迹跟踪控制

四旋翼无人机因其简单易用性被应用于航空摄影、天气监测、交通监控、军事监视和地球科学等领域,可以配备摄像头和各种传感器按照既定轨迹飞行,来准确执行许多复杂的任务。通过四旋翼飞行器系统刚体运动学建模及模型线性化处理,针对速度和姿态角较小时的轨迹跟踪问题,设计了级联双闭环比例-积分-微分(proportional-integral-derivative,PID)控制器。利用Simulink对所设计模型进行仿真分析,验证了定点悬停和平面正弦轨迹跟踪性能。仿真结果表明:基于小角度假设条件下,所设计PID控制系统可以有效地完成四旋翼飞行器的既定轨迹跟踪。最后通过实物飞行测试,验证了控制算法的有效性。     

动力定位船矢量推进器回转动力学响应分析

为研究全回转矢量推进器回转动力学系统的响应特性,对瓦锡兰某型矢量推进器的液压回转系统的组成进行深入分析,研究了泵控液压马达驱动齿轮减速机构带动推进器进行回转的工作原理,建立了矢量推进器回转动力学系统的数学模型,提出了一种全回转矢量推进器实现目标方位角快速跟踪的改进控制方法,构建了一种矢量推进器回转动力学异步控制频率仿真系统,分析了不同目标方位角时推进器的方位角、角速度、液压系统的动态响应特性,建立了矢量推进器回转响应的物理约束条件.仿真结果表明,建立的动力学模型可模拟真实矢量推进器的回转运动响应过程,同时可实现矢量推进器回转方位角的快速、准确控制,对全回转矢量推进器和动力定位船舶推力分配方法的研究具有较重要的指导意义和工程价值.      

单天线GPS接收机载体姿态测定分析

该文研究了利用单天线GPS接收机的输出信息来实时确定载体姿态的基本原理与方法。文中的GPS载体姿态是指关于载体飞行速度矢量轴的新系偏航角、航迹角和新系滚转角，亦称为新系姿态。文中对姿态测定的分析包括利用GPS接收机配合软件LABMON46输出的原始信息来分析速度矢量的求解方案；利用卡而曼滤波模型对速度信息进行处理得到相应的加速度信息；根据前面2步求得的速度和加速度给出解算载体新系姿态的方法；最后给出常规姿态与新系姿态的关系和对照说明。     

粘弹性纤维在均匀变形流场中的悬浮动力学

本文以三珠二杆粘弹性铰接的珠链作为纤维的模型,用将珠链运动分解为准刚体运动和纯变形运动的方法,对粘弹性珠链纤维在均匀变形流场中的悬浮运动进行了研究。得到了纤维速度,加速度分布公式,纤维平均取向的角速度南纤维纯变形运动方程。并发现,在纤维质心运动方程中,集中在纤维质心上的各圆珠的斯托克斯阻力之矢量和就等于流体作用于纤维质心的斯托克斯阻力;在纤维相对于质心的动量矩方程中,力矩是准刚珠链纤维中各圆珠上相对于纤维质心的斯托克斯阻力矩之矢量和。特别是在不计纤维惯性、重力和浮力的条件下,当纤维刚直并作平面运动时,其角速度与同样条件下无限长径比椭球角速度的 Jeffery 公式完全一致。