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为了准确测定弹箭的惯性主轴位置以保证弹箭的飞行稳定性和命中率,采用惯性主轴的双立面四点法,分析了测试过程中各截面质心的位置,根据力矩平衡得到弹箭惯性主轴的实际位置.设计了弹箭惯性主轴测试系统,通过标准圆柱体的组合方式以惯性主轴的理论计算值对系统进行标定,对测试得到的数据进行了误差分析.结果表明,该系统完全能满足弹箭惯性主轴的测试要求,在弹箭惯性主轴的测试方面,该方法是可行的. 相似文献
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在对弹道计算方法研究的基础上,使用VC++6.0和OpenGL对弹箭飞行轨迹进行动态仿真,开发了弹箭动态飞行仿真系统.该系统通过可视化的形式对弹箭飞行全过程进行动态、实时动匦仿真,使设计人员对各弹道诸元的分析更加便捷。 相似文献
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大长径比自旋弹箭横向自振特性的有限元计算方法与结果分析 总被引:2,自引:0,他引:2
本文研究大长径比自旋弹箭在飞行时横向振动的自振特性。本文将转子动力学应用于弹道学 ,采用有限元法 ,建立自旋弹箭横向振动自振特性方程。同时给出了计算方法。利用该方程和该方法 ,开发了相应的计算程序。通过数值计算 ,可给出细长旋转弹箭飞行时的进动转速和临界转速 ,以及相应的位移和角度振型。利用该程序 ,进行了实例计算和分析。 相似文献
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本文研究大长径比自旋弹箭在飞行时横向振动的自振特性.本文将转子动力学应用于弹道学,采用有限元法,建立自旋弹簧横向振动自振特性方程。同时给出了计算方法,利用该方程和该方法,开发了相应的计算程序,通过数值计算,可给出细长旋转弹簧飞行时的进动转速和临界转速,以及上应的位移和角度振型。利用该程序,进行了实例计算和分析。 相似文献
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尾翼式柔性弹箭飞行稳定性研究 总被引:3,自引:1,他引:2
建立了低速旋转的尾翼式弹箭飞行运动和柔性弯曲变形耦合的动力学模型和一般运动方程组,以梁的弯曲理论为基础,推导了柔性弹箭的弯曲变形方程,在准静态变形条件下推导出了柔性弹箭的攻角运动方程,并由此获得了尾翼式柔性弹箭的静态稳定性条件和动态稳定性条件,从中可以看出柔性变形对弹箭飞行稳定性的影响,为大长细经弹箭的设计提供了重要的理论依据。 相似文献
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基于弹道精确测量的射表编拟方法研究 总被引:1,自引:1,他引:1
射表试验弹药消耗大、试验周期长是长期存在的问题。针对此问题,根据刚体弹道理论,建立了弹箭六自由度弹道微分方程。开展了飞行诸元关于各气动参数的灵敏度分析,通过仿真计算,对弹箭气动参数准确辨识方法和全弹道符合计算方法进行了研究,初步形成了基于弹道精确测量的射表编拟新方法。仿真结果表明,新方法能够较准确辨识出弹箭气动参数,计算弹道与实际弹道一致性更好,更能反映弹箭的真实飞行状态。研究成果为改变射表试验消耗大、周期长的问题,进一步提高射表精度和射表编拟技术奠定了理论基础。 相似文献
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针对室内非结构环境下,全球定位系统、无线电定位等定位手段使用困难,轮式里程计在楼梯等场合易出现打滑或空转而误差较大,单一视觉传感器或微机电系统(MEMS)惯性测量单元(IMU)很难实现高精度自主定位,以及传统的视觉与MEMS IMU组合导航算法复杂、计算量大、导航精度低等问题,提出一种适用于室内的深度相机与MEMS IMU松组合导航算法。MEMS IMU预积分结果作为改进迭代最近点(ICP)算法的迭代初值,大幅减少了迭代次数;通过深度相机和MEMS IMU分别计算载体的位置并作差运算,将位置差值作为量测信息,使用扩展卡尔曼滤波估计MEMS IMU的导航误差,修正航位推算的结果;利用Kinect v1深度相机和MTI 100-IMU搭建的平台进行实验验证。结果表明,基于MEMS IMU辅助的改进ICP算法能够减少迭代次数约50%,基于位置差值的深度相机与MEMS IMU松组合算法导航定位误差小于总里程的10%. 相似文献
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基于DSP和CPLD研制的新型惯组 总被引:1,自引:0,他引:1
介绍了一种基于数字信号处理器(DSP)和复杂可编程逻辑器件(CPLD)研制的新型惯组的软、硬件设计,并对系统中的关键技术进行了论述。通过合理的软、硬件措施,克服了干扰对系统的影响。实验证明,该惯组具有结构简单、稳定可靠、应用领域广等特点。 相似文献
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基于新息自适应滤波的惯性测量单元误差在线标定方法研究 总被引:1,自引:1,他引:0
考虑到空天飞行器飞行环境和运动特性下导航传感器误差的噪声统计特性不可能完全精确已知,若使用常规卡尔曼滤波进行在线标定,将会导致滤波精度下降甚至发散。设计一种基于新息自适应滤波方法的惯性测量单元(IMU)误差在线标定方案和算法,克服常规卡尔曼滤波需预先知道噪声统计特性的不足,设计包含IMU安装误差、刻度因子误差和随机常值误差在内的27维高阶状态变量的误差标定模型,分析提出可同时对系统噪声和量测噪声协方差矩阵进行动态调整的新息自适应滤波在线标定算法。仿真验证实验表明,相较于采用常规卡尔曼滤波以及Salychev O自适应滤波算法进行在线标定,所设计的新息自适应滤波在线标定方法能更有效实现对IMU误差的动态标定及补偿,进一步提高了惯性导航系统精度。实物验证实验表明,该方法可有效标定IMU误差残差,提高导航精度,为工程应用带来较大便利。 相似文献
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运载火箭控制系统通过惯性器件冗余信息进行故障检测以提高系统可靠性,还可对惯组冗余信息采用信息融合技术以提高火箭入轨精度。以中国现役载人运载火箭控制系统双七表捷联惯组冗余设计为例,研究惯性器件冗余管理中的精度控制技术,提出了基于惯性冗余信息故障诊断和信息融合的精度控制技术,并以其他火箭实际飞行故障案例进行仿真分析。仿真结果表明,提出的惯性器件冗余管理中的精度控制技术能有效判别故障信息,提高火箭入轨精度。 相似文献
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针对传统冗余惯性导航系统存在成本高,体积大,功耗大的问题,提出采用低精度MEMS惯组参与惯性导航冗余的导航系统冗余模式.利用MEMS惯组单次通电稳定性具有优势的特点,利用高精度惯组信息对低精度惯组参数进行在线估计.免除因增加惯性器件导致射前标定的大工作量.针对导航参数在飞行器飞行过程中可能发生变化的问题,提出一种自适应滑动窗口估计方法,利用数据的分散性对有效估计时间进行决策,并采用最小二乘法对参数进行估计,仿真结果表明该方法是有效的. 相似文献
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机载武器捷联惯导系统传递对准仿真环境研究 总被引:1,自引:0,他引:1
为了更加真实准确地研究机载武器的传递对准过程,设计了一个能够分别模拟主子惯导IMU输出,并包括杆臂效应补偿、机翼振动模型和IMU误差模型在内的用于传递对准研究的仿真环境。建立了滚转角辅助倾斜转弯下的姿态角速度模型,提出并建立了包括安装误差角在内的惯性器件误差模型。通过仿真表明,该仿真环境比较真实地反应了实际的飞行轨迹,既可以作为研究传递对准算法的工具,也为更进一步研究传递对准过程提供了平台基础。 相似文献