姿态角

摘要： 针对运载器式潜射导弹水面弹射分离问题,采用RNG k-ε湍流模型和VOF模型,基于分数容积障碍网格法,建立含适配器的运载器式潜射导弹水面分离多物理场耦合模型。在数值模型与实验对比验证其精度和有效性基础上,对运载器出水过程中不同的导弹弹射起始高度、初始姿态角对动平台分离特性影响进行了数值模拟,仿真结果表明:弹射过程中,弹射起始高度越大,运载器和导弹的位移与姿态角变化越大;运载器和导弹倾斜10°出水比倾斜5°出水,弹射过程中运载器和导弹的位移和姿态角变化更大,而且运载器和导弹的速度变化更慢。仿真方法和结果对工程应用具有参考价值。

摘要： 利用弹体非正侵彻的计算模型对弹体非正侵彻过程中弹头表面阻力进行了分析,提出了弹目非正侵彻控制方程。利用有限元分析软件LS-DYNA对弹引系统在不同攻角下侵彻混凝土靶板时的轴向过载、横向过载、横向偏移以及弹体姿态角等的变化进行了仿真分析,得出了弹体横向过载与姿态角的对应关系。实弹试验结果与理论计算及数值仿真结果吻合较好。该方法可为侵彻过程中弹体姿态角的识别提供参考。

摘要： 根据惯性测姿装置的基本原理和组成,将装置的姿态角引出到立方镜的工作面上,提出了一种利用电子经纬仪进行三维姿态角的校准方法,该方法通过电子经纬仪分别对立方镜的工作面进行测量,再根据姿态角的定义进行角度转换,从而实现对惯性测姿装置的校准。此外,利用惯性测姿装置进行试验,验证了该校准方法的可行性,并对校准结果的测量不确定度进行评定。

摘要： 更长的飞行时间是四旋翼无人机领域研究热点方向之一;在对实际飞行中瞬时消耗电流和电池电压数据的研究中发现,过大姿态角下电池电量消耗显著提升;为了延长飞行时间和提升电池电量使用效率,提出一种长续航飞行模式;在该模式下,基于现有的角速度串级PID姿态控制器,将飞行加速度的控制算法改为飞行速度控制,限制过大姿态角的操作;在无风、微风和强风环境下的飞行实验表明,长续航飞行模式比传统飞行方式飞行时间增加8%~20%;长续航飞行模式可广泛应用于多种无需快速变换飞行路径,但需要更长飞行时间的的应用场景中。

摘要： 为解决日益突出的老年人口居家养老和看护问题,设计了一种基于加速度传感器和高度传感器的可穿戴系统。通过将多传感器参数与卡尔曼滤波进行融合,结合四元数对人体姿态进行识别,实现跌倒检测,并实时监控异常行为。实验结果表明,基于多传感器参数融合的卡尔曼滤波和Mahony姿态角的解析算法,在测试样本中检测跌倒的准确率为95%,具有检测精度高、计算量小、检测方便等特点,能更好解决居家养老和看护问题。

摘要： 针对目前两种船体坐标系下多波束波束脚印坐标计算方法的争论,即其一,先根据船体姿态角确定波束初始入射角后,再通过声线跟踪模型获取海底波束脚印坐标值;其二,先假设换能器处于水平状态,根据波束导向角结合声线跟踪模型计算海底波束脚印坐标,再乘以船体姿态角矩阵,最终获得实际传播的波束脚印坐标值。为了证明上述两种方法是否具有等价性,对两者分别建立了波束脚印计算的数学模型,并通过相同序号波束的方位角、X坐标、Y坐标及Z坐标四维参数的对比分析,证明了这两个模型的非等价性。这个证明也能够为实际的多波束测深工程应用提供有用的参考依据。

摘要： 针对传统人工背负式农药喷洒技术落后、药物危害大、药液雾化不均匀、劳动强度大、效率低,不能满足山丘、盆地等特殊农耕地快速精准施药要求等问题,课题组设计了一款简易植保无人机,并进行了经典PID控制及模糊PID控制的无人机变载荷飞行姿态控制实验。实验结果表明,基于模糊PID控制的植保无人机在变载荷飞行条件下,通过参数调节可以保持姿态角的基本稳定、维持无人机与作物之间的近地面距离;通过进行植保作业实地测试,植保无人机没有出现漏喷、重喷等现象,且飞行稳定,飞行与喷洒效果达到了预期目标。

摘要： 采用壳单元模型模拟箔片结构,考虑箔片在气膜压力作用下的凹陷和运动,以及波箔、顶箔和轴承套之间的相互作用,耦合有限差分法求解雷诺方程,建立预测箔片气体动压轴承性能的仿真分析模型。通过试验验证了理论模型的正确性,并分析了轴承的静、动态特性,结果表明:随载荷增大,偏心率增大,姿态角减小;随转速升高,偏心率和姿态角减小;随轴承长径比增大,偏心率减小,姿态角增大;随间隙比增大,偏心率和姿态角增大;随载荷增大,动态直接刚度系数明显增大,动态直接阻尼系数出现波动;随波箔凸起周向间隔角增大,动态刚度系数变化不大,在低载荷下动态阻尼系数变化不大,在高载荷下有一定变化;随顶箔、波箔厚度增大,动态刚度系数和动态阻尼系数变化不大;随轴承长径比增大,动态直接刚度系数和动态直接阻尼系数明显增大,交叉刚度系数减小;随间隙比增大,动态直接刚度系数和动态直接阻尼系数减小。

摘要： 四轴飞行器主要依靠桨叶转动进行运转,本文将基于MSP430单片机载体的四轴飞行器的控制系统进行研究的目的,采用对其构架系统进行分析的方法,并结合仿真实验,得出四轴飞行器可以通过姿态结算以及PID控制算法完成平稳飞行的结论,具有一定的研究价值.

摘要： 文中针对窄带雷达舰船目标识别问题,提出了一种窄带雷达舰船目标识别方法.该方法从窄带雷达回波信号中提取目标的感兴趣区域,基于感兴趣区域提取目标的期望、标准差、方差、中心矩特征.依据雷达舰船目标航迹信息提取目标姿态角,并将姿态角作为特征引入到分类器中.最后,利用支持向量机方法对窄带雷达舰船目标进行分类.通过建立的仿真数据进行识别效果测试,实验结果表明该方法对舰船大、中、小分类具有较高的识别率,说明该方法具有一定的工程应用价值.

摘要： 海洋二号(HY-2)卫星是我国首颗海洋动力环境卫星，主要用于获取全球海洋动力环境参数，是海洋防灾减灾的重要手段。利用最小二乘法,通过模拟跟踪,分析和研究了姿态角引起的卫星雷达高度计所测海面高度、后向散射系数和有效波高参数误差.所测参数误差与姿态角和有效波高有关.根据理论分析,以姿态角和有效波高为变量,对海面高度、后向散射系数和有效波高三参数误差进行补偿,提出补偿模型.该模型能较好的应用到HY-2高度计实测数据,补偿后精度具有较好提高,具有应用性.

摘要： 航天器的发射、飞行和返回过程具有空间范围广阔的特点,基于Vega Prime全球地形进行航天器视景仿真需要解决Vega Prime中相对地球的实体姿态描述和观察者视点控制问题.本文给出了通过仿真计算的姿态数据求解Vega Prime中姿态角的方法,并利用该方法解决了视点控制问题.该方法对远程导弹、运载火箭和人造卫星等各类航天器的视景仿真程序开发具有很高的通用性和实用性.

摘要： 载体在运动过程中的三个姿态角是反映载体运动状态的重要指标,而对于载体姿态角的解算在导弹制导、航空航天、自动驾驶、无人机等领域都有着很高的精度要求,因此,高精度、低成本的测姿手段一直是相关行业的研究热点.连续运行参考站(CORS),是一种提供高精度卫星导航定位服务的多功能服务系统,流动站通过与基准站间的实时载波相位差分技术来实现高精度定位,与姿态角解算的需求高度契合.本文先根据双天线测姿的原理推导出姿态角解算的公式,使用两台接受机模拟载体双天线车载测姿系统,连接到校园CORS网络进行实验,并通过改变接收机之间的距离来控制解算姿态角的基线长度.在获得姿态角后通过给定小车前进速度,结合时间序列对应的姿态角利用MATLAB反演出小车前进轨迹.最终分析实验结果,得出结论:基于CORS网络的双天线GNSS测姿方法能够满足高精度应用的需要,通过姿态角反推出的运动轨迹与真实路线基本符合,且在相同的条件下,更长的基线能够获得更精确的测姿结果.

摘要： 五轴转台是制导导弹半实物仿真的关键设备,用于模拟导弹的姿态变化和弹目视线角变化.针对现有某型立式五轴转台的机械旋转角度限制和某反坦克导弹飞行弹道模拟需求,重新定义了发射坐标系,给出了满足导弹飞行过程中姿态角和弹目视线角变化需求的立式五轴转台使用方法,并通过数学仿真对比分析了几种方法对导弹飞行弹道的影响.仿真结果表明,应用本文给出的五轴转台使用方法,可以实现某反坦克导弹的制导回路半实物仿真.

摘要： 航空频率域电磁法仪器在测线飞行探测的过程中,由于仪器姿态角变化导致收发线圈与大地之间的耦合发生变化,从而产生测量误差.本文首先研究了传统基于重叠偶极子模型的几何误差校正方法,该方法需要姿态角测量装置测得仪器的姿态角信息,且具有无法消除姿态角测量装置的安装角度误差、探测区域地形的起伏倾角误差以及感应误差的不足;基于类似的公式推导以及姿态角旋转矩阵中各分量间的等式关系,推导出在层状大地模型下的电磁张量姿态旋转不变量.由模型仿真结果可知,在一个测量周期内,当系统姿态角恒定不变时,垂直共轴、垂直共面以及水平共面三种常用线圈架构由姿态角引起的总误差,分别可以达到12％,11.5％,-11.5％,而不变量的总误差恒为零;当系统姿态角变化率恒定不变时,不变量的总误差随着初始姿态角以及姿态角变化量的增大而增大,且可以忽略发射频率以及大地电导率的影响.若选取的测量周期足够短,此时姿态角变化量足够小,则可以忽略不变量的总误差,从而不再需要测量系统的姿态角信息.已知RESOLVE系统在30ms的测量周期内翻滚角及俯仰角的初始姿态角均为27°,姿态角变化量均为0.45°,得到不变量在H型层状大地下的总误差仅为-0.21％,验证了不变量的可行性.

摘要： 精确的导引信息对无人机自动着舰至关重要.依据联合精密进场降落系统(JPALS)的基本原理,设计了一种基于ARM处理器、MEMS传感器以及GPS接收机的相对导引系统.在分析了无人机进近、着舰阶段对导航参数需求的基础上,阐述了相关信息的计算原理.试验结果表明,姿态角精度优于0.2.,垂向高度误差小于0.2m,基线测量精度优于0.6m.该系统满足无人机自动着舰的需求,具有一定的工程应用价值.

摘要： 首先对四旋翼飞行器建立精确的数学模型，然后根据飞行器的非线性的特点，设计动态逆控制器。并且根据时间的快慢，把控制系统分为3部分，分别进行控制器设计，通过Matlab仿真表明，动态逆控制器能实现对飞行器姿态角有效控制。最后在硬件上进行悬停试验，试验结果表明:在室内，四旋翼飞行器能够实现悬停飞行。

摘要： 失速尾旋是飞机的飞行禁区,本文研究了失速尾旋的发生机理、特征、危害,分析了失速尾旋的预防和改出措施,改出失速的关键是减小飞机迎角，避免飞机侧滑，改出失速的基本操作为：当发现飞机气动抖振后，一般将副翼中立(驾驶杆横向中立)、方向舵中立(脚蹬蹬平)、平尾(或升降舵)中立后，迅速而果断地推杆到底，将机头压低至水平线以下，使飞机迎角减小直到失速抖振告警现象消失，推油门增速，在飞机转入正常的俯冲状态、飞行速度增加大于1．3倍失速速度Vs后，柔和向后拉杆退出俯冲状态，再将飞机改平。改出尾旋关键是迅速制止飞机旋转，然后设法减小飞机迎角，降低飞机的姿态角，通过下降高度换取速度，要求飞机心须有足够安全高度(2000m～2500m以上为宜)，然后依据飞机滚转速度、载荷、下坠速度、姿态、剩余高度等情况视情实施改出。

摘要： 航天测量船在海浪中航行，船体受周围波浪压力的变动，引起船体的弹性变形，两台相同型号与精度的惯性导航设备所显示的信息有一定的差异，显然这种差异包含了船体的变形信息。为了提高测控精度，降低船体变形对测控精度的影响，航天测量船沿船长方向的不同设备(测量雷达、跟踪雷达等)之间都安置了光学测量设备，测量船体不同位置的变形，实时修正变形引起的误差。这些测量数据为验证船体弹性变形理论与计算方法提供了良好的检验手段。本文针对大型海上平台在波浪中的船体结构变形,探讨其船体纵向弹性变形的规律及其分解与预报方法,对船体姿态角(包括变形转角)的进行分解,以某航天测量船为例给出即时预报的两点模型,并对预报精度进行了必要的讨论与实践,供有关部门参考.

摘要： 欠驱动航天器系统在考虑只有两个控制力矩输入时,运用时变连续反馈控制法不能将系统渐近稳定至任意平衡点,因此,需采用不连续反馈控制方法对航天器的角速度和姿态角进行控制.首先对欠驱动航天器的可控性和稳定性进行了分析,接着给出不连续反馈控制算法对航天器姿态稳定,最后通过数值对控制算法的有效性进行验证.计算结果显示仅使用两个控制力矩作为输入的不连续反馈控制算法,可将航天器的角速度和姿态角稳定至平衡位置.

摘要： 课题在于，高精度地计算姿态角。解决手段在于，航行状态计算装置(10)中，接收部(11A、11B、11C、11D)使用天线(100A、100B、100C、100D)接收到的定位信号，输出在计算包含姿态角的航行状态中利用的计算用数据。相位差计算部(12)根据从接收部(11A、11B、11C、11D)输出的计算用数据，计算基线的1重相位差。姿态角计算部(131)使用计算用数据及1重相位差来计算姿态角。计算条件决定部(132)根据基线与定位卫星的位置关系，与姿态角的分量相应地决定计算用数据对计算姿态角的贡献度。姿态角计算部(131)使用该贡献度来计算姿态角。

摘要： 一种姿态角测量初始化方法，包括：统计在统计时长内落入到每个角度区间内的姿态角次数、固定解次数和浮点解次数；判断姿态角出现概率最大的角度区间内的固定解次数和浮点解次数的比例是否超过第一门限；判断姿态角出现概率最大的角度区间内的姿态角次数和统计时长内总的姿态角次数之比是否超过第二门限；判断姿态角出现概率最大的角度区间内的姿态角次数与姿态角出现概率第二大的角度区间内的姿态角次数之比是否超过第三门限；若上述三个判断步骤中判断结果均为是，则计算姿态角出现概率最大的角度区间内的姿态角的平均值作为初始化值输出。上述方法提高了初始化可靠性。本发明还涉及一种姿态角测量初始化装置、一种姿态角测量方法和装置。

摘要： 本发明的移动物体位置姿态角推定装置(10)，获取利用鱼眼镜头拍摄移动物体的周围环境得到的鱼眼镜头图像，针对鱼眼镜头图像的规定区域获取畸变小的针孔图像。并且，对移动物体的行进方向上的行驶路的弯曲度进行检测，在检测出的弯曲度小于规定值的情况下，选择针孔图像，在弯曲度大于或等于规定值的情况下，选择鱼眼镜头图像。然后，进行所选择的图像的边缘信息和三维地图数据之间的匹配，推定移动物体的位置及姿态角。

摘要： 本发明提供一种车轮姿态角测定装置及车轮姿态角测定方法。该车轮姿态角测定装置基于在基准车轮(RL)上产生的纵向力变动率(dFx)及横向力变动率(dFy)而运算变动能量和(EA”、EB”)，进而运算基准车轮参照姿态角(前束角TBR)。并且，该车轮姿态角测定装置还运算非基准车轮(FL)的非基准车轮参照姿态角(前束角TNBR)，进而基于前束角(TBR)与前束角(TI)之差、及前束角(TNBR)而运算设定于非基准车轮上的前束角(TNBA)。根据这样的车轮姿态角测定装置，在基于在车轮上产生的横向力的特性而调整车轮的姿态角时，可以确定使在前轮和后轮上产生的横向力的特性更加近似的姿态角的值。

摘要： 课题在于，高精度地计算姿态角。解决手段在于，航行状态计算装置(10)中，接收部(11A、11B、11C、11D)使用天线(100A、100B、100C、100D)接收到的定位信号，输出在计算包含姿态角的航行状态中利用的计算用数据。相位差计算部(12)根据从接收部(11A、11B、11C、11D)输出的计算用数据，计算基线的1重相位差。姿态角计算部(131)使用计算用数据及1重相位差来计算姿态角。计算条件决定部(132)根据基线与定位卫星的位置关系，与姿态角的分量相应地决定计算用数据对计算姿态角的贡献度。姿态角计算部(131)使用该贡献度来计算姿态角。

摘要： 一种姿态角测量初始化方法，包括：统计在统计时长内落入到每个角度区间内的姿态角次数、固定解次数和浮点解次数；判断姿态角出现概率最大的角度区间内的固定解次数和浮点解次数的比例是否超过第一门限；判断姿态角出现概率最大的角度区间内的姿态角次数和统计时长内总的姿态角次数之比是否超过第二门限；判断姿态角出现概率最大的角度区间内的姿态角次数与姿态角出现概率第二大的角度区间内的姿态角次数之比是否超过第三门限；若上述三个判断步骤中判断结果均为是，则计算姿态角出现概率最大的角度区间内的姿态角的平均值作为初始化值输出。上述方法提高了初始化可靠性。本发明还涉及一种姿态角测量初始化装置、一种姿态角测量方法和装置。

摘要： 本发明的移动物体位置姿态角推定装置(10)，获取利用鱼眼镜头拍摄移动物体的周围环境得到的鱼眼镜头图像，针对鱼眼镜头图像的规定区域获取畸变小的针孔图像。并且，对移动物体的行进方向上的行驶路的弯曲度进行检测，在检测出的弯曲度小于规定值的情况下，选择针孔图像，在弯曲度大于或等于规定值的情况下，选择鱼眼镜头图像。然后，进行所选择的图像的边缘信息和三维地图数据之间的匹配，推定移动物体的位置及姿态角。

摘要： 本发明提供一种车轮姿态角测定装置及车轮姿态角测定方法。该车轮姿态角测定装置基于在基准车轮(RL)上产生的纵向力变动率(dFx)及横向力变动率(dFy)而运算变动能量和(EA”、EB”)，进而运算基准车轮参照姿态角(前束角TBR)。并且，该车轮姿态角测定装置还运算非基准车轮(FL)的非基准车轮参照姿态角(前束角TNBR)，进而基于前束角(TBR)与前束角(TI)之差、及前束角(TNBR)而运算设定于非基准车轮上的前束角(TNBA)。根据这样的车轮姿态角测定装置，在基于在车轮上产生的横向力的特性而调整车轮的姿态角时，可以确定使在前轮和后轮上产生的横向力的特性更加近似的姿态角的值。

摘要： 针对姿态角控制输入饱和的姿态子系统控制器的设计方法，针对四旋翼无人机姿态子系统，结合指数观测器和双幂次趋近率滑模控制方法设计基于指数观测器的双幂次趋近律滑模控制器；通过所设计控制器可以得到更为准确的四旋翼无人机姿态角，并且能够更好控制无人机的姿态；给定期望姿态角，将其输入到基于指数观测器的双幂次趋近率滑模控制器中，并将控制器中指数观测器所观测到的干扰信号输入到姿态子系统中进行干扰补偿，通过姿态子系统可得到新的姿态角，将新的姿态角信号再次输入到所设计的控制器中，形成闭环控制，进行实时更新；不仅可以解决姿态角控制输入饱和问题，在一定程度上削弱滑模控制带来的抖振缺陷，可提高系统的控制精度和稳定性。

摘要： 本发明提出了一种通过提高捷联惯性导航系统姿态测量输出频率，利用欧拉角法求得姿态角的新方法。本发明提高了捷联惯性导航系统姿态测量输出频率，利用欧拉角法以求得姿态角。