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搜索资源列表

  1. 自动控制原理位置随动系统课程设计

  2. 位置随动是指输出的位移随位置给定输入量而变化。在位置随动控制系统中，一般执行电动机常选用伺服电动机，所以也称位置私服控制系统。位置随动系统的应用十分广泛。如，军事工业中自动火炮跟踪雷达天线或跟踪电子望远镜的目标控制，陀螺仪的惯性导航控制，飞行器及火箭的飞行姿态控制；冶金工业中轧钢机轧辊压下装置的自动控制，按给定轨迹切割金属的火焰喷头的控制；仪器仪表工业中函数记录仪的控制以及机器人的自动控制等。 一般来说，随动控制系统要求有好的跟随性能。位置随动系统是非常典型的随动系统，是个位置闭环反馈系统，系

  3. 所属分类：专业指导

    • 发布日期：2009-12-29
    • 文件大小：314368
    • 提供者：orangeyangchao

  1. 多传感器数据融合组合测量弹箭飞行姿态及误差分析

  2. 飞行弹体的姿态测量是在制导炮弹设计中必须解决的重要问题。本文针对磁阻传 感器和加速度传感器组合测量的方式，采用非线性卡尔曼滤波和小波去噪理论，对多 传感器数据融合技术应用于弹箭飞行姿态角解算的问题进行了详细分析研究。 通过对角运动模型离散化，得到了非线性卡尔曼滤波的状态方程;根据磁阻传感 器和加速度计的测量原理以及坐标变换，推导出了非线性卡尔曼滤波所需的量测方 程。在此基础上，分别采用无迹卡尔曼滤波数据融合算法(UKF)和混合卡尔曼滤波 数据融合算法(MKF)，结合磁阻传感器和加速度计的测量值

  3. 所属分类：其它

  1. 飞行器惯性导航Matlab仿真实现

  2. 这是研究惯性导航的最好代码。记得自己添加测试数据。此为基于四元素法，角增量法的捷连惯导系统程序算法，飞行器飞行过程中飞行高度不变， 航向角以逆时针为正。以地理系为导航坐标系 ，运行程序时需导入比力信息及陀螺议角速率信息。

  3. 所属分类：其它

    • 发布日期：2015-11-12
    • 文件大小：2048
    • 提供者：zbjchaishen

  1. 北斗_微惯导组合导航方法研究

  2. 第 i 页 摘 要 随着我国北斗卫星导航系统建设的稳步推进和惯性导航技术的飞速发展，以及 我军制导弹药发展的迫切需求，北斗/微惯导组合导航方法及相关应用技术已成为 研究热点。本文利用软件接收机概念，构建北斗/微惯导组合导航系统，研究了基 于软件接收机的紧组合与深组合导航框架，对于两类框架中的主要关键技术进行 了优化设计，并对主要理论问题和方法进行了研究。论文的主要工作与创新点如 下： 1. 考虑 SINS 运动相关性条件下，从理论上进行软件接收机信号捕获与 SINS 的适配性分析。通过对软件接

  3. 所属分类：交通

    • 发布日期：2017-12-21
    • 文件大小：5242880
    • 提供者：happyatan

  1. DSC WORLD F15C 中文飞行手册

  2. F-15C 介绍 8 F-15 的历史 10 诞生 10 未来发展 16 多级改进计划 20 F-15 服役 22 F-15 在战场 23 简易航电模式 29 导航模式 30 空对空模式 31 F-15C 驾驶舱仪表 33 垂直态势显示器 34 战术电子战系统显示器 35 多功能彩色显示器武器控制面板 35 指示空速与马赫数表 37 迎角指示器 37 加速度计 38 姿态方位指示器 38 水平状态指示器 39 气压高度表 39 垂直速度表 40 转速表 40

  3. 所属分类：其他

    • 发布日期：2018-03-23
    • 文件大小：10485760
    • 提供者：qq_41889140

  1. 基于stm32f407飞控+stm32f103遥控sxy飞行器加权串级PID控制代码（代码+算法）

  2. 本资源是本人在大学四年里设计和研究的成果，主要研究sxy飞行控制的控制方法，方案采用的是9轴mpu9150，包含3轴陀螺仪+3轴加速计+3轴地磁计，陀螺仪采用四元数+欧拉角算法解算出xyz姿态角度，采用了加权系数串级pid控制算法（内环+外环鲁棒控制）使系统更加稳定、安全、和更具鲁棒性，采用卡尔曼滤波算法滤掉和平滑滤波算法滤除高频成分和突变情况，使角度更加平滑，输出更稳定，采用数字补偿控制飞行器漂移，采用24l01无线模块远程控制飞行姿态，采用超声波和z轴加速度控制高度和定高，实践飞行的效果比

  3. 所属分类：硬件开发

    • 发布日期：2018-10-04
    • 文件大小：31457280
    • 提供者：qq_20499427

  1. 飞行仿真气动力数据机器学习建模方法（作者-中国航天空气动力技术研究院-王超等）

  2. 这篇文章主要讲了机器学习在CFD（计算流体力学）领域的跨学科应用，研究方法和角度值得学习，具体内容：基于机器学习思想,提出了一种大空域、宽速域的气动力建模方法.该方法利用飞行仿真弹道数据辨识的气动力数据,采用人工神经网络技术,实现了对高度、速度、姿态和舵偏角等多维度强非线性特性的全弹道气动力数据的高精度逼近.

  3. 所属分类：机器学习

    • 发布日期：2019-08-20
    • 文件大小：16777216
    • 提供者：sunmingyang1987

  1. 惯导系统为指北方位的平台系统

  2. 作业内容： 数据说明： 1：惯导系统为指北方位的平台系统。 初始经度为：116.344762072818度 纬度为：39.981430918136度 高度为：40.8236米。 初始姿态角为[0 0 0]（俯仰，横滚，航向，单位：度，航向角以逆时针为正）。 初始速度为0米/秒，飞行高度不变（即：无须计算高度通道）。 2：fw中保存的为比力信息f（单位：m/s^2）和陀螺仪角速率信息w（单位：rad/s）, 排列顺序为 一~三行分别为东、北、天向信息,共600秒数

  3. 所属分类：讲义

    • 发布日期：2020-05-17
    • 文件大小：141312
    • 提供者：qq_32640807

  1. JPG_Exif_GetGPS 1.1.3.rar

  2. 对于航拍照片JPG图像，能够识别exif里面的基础数据和GPS数据，如果包含拍摄角度等信息，则在XPM信息中读取GPS数据、飞行姿态数据、航向角数据和拍摄云台数据的提取

  3. 所属分类：其它

    • 发布日期：2020-03-03
    • 文件大小：186368
    • 提供者：laoleizi

  1. 磁传感器性能及其在弹道修正引信中的应用研究

  2. 磁传感器性能及其在弹道修正引信中的应用研究，高峰，张合，为了利用地磁探测确定弹道修正弹的飞行姿态角，有必要研究各种地磁传感器的性能特点以便进行优选。介绍了各种模拟输出和数字输出

  3. 所属分类：其它

    • 发布日期：2020-02-17
    • 文件大小：429056
    • 提供者：weixin_38550459

  1. 高转速弹丸姿态解算方法研究

  2. 高转速弹丸姿态解算方法研究，邱海迪，李岩，针对传统利用三轴磁阻传感器测量姿态角的解算方法计算量大这一问题，根据常规高转速弹丸在飞行过程中偏转角变化小这一特点，提出

  3. 所属分类：其它

    • 发布日期：2020-02-12
    • 文件大小：447488
    • 提供者：weixin_38724229

  1. 如何用单片机控制舵机及程序详细

  2. 舵机概述 舵机最早出现在航模运动中。在航空模型中，飞行机的飞行姿态是通过调节发动机和各个控制舵面来实现的。举个简单的四通飞机来说，飞机上有以下几个地方需要控制： 1.发动机进气量，来控制发动机的拉力（或推力）; 2.副翼舵面（安装在飞机机翼后缘），用来控制飞机的横滚运动; 3.水平尾舵面，用来控制飞机的俯仰角; 4.垂直尾舵面，用来控制飞机的偏航角; 遥控器有四个通道，分别对应四个舵机，而舵机又通过连杆等传动元件带动舵面的转动，从而改变飞机的运动状态。舵机因此得名：控制舵面的伺服电机

  3. 所属分类：其它

    • 发布日期：2020-07-13
    • 文件大小：166912
    • 提供者：weixin_38695452

  1. 一种改进Fuzzy-PID技术的飞行器姿态控制系统设计

  2. 为了克服飞行器模型不精确以及在飞行过程中各种随机因素带来的干扰，提高飞行器姿态控制精度和稳定性能，提出了一种改进的Fuzzy-PID技术飞行器姿态控制系统，并进行数学仿真。根据姿态角大小决定采用Fuzzy控制或PID控制。同时，在Fuzzy控制器中引入自动修正因子n对模糊控制器的参数进行在线修改，增强参数在线自调整能力。实验仿真结果表明该方法能够迅速减小姿态角偏差，改善系统的动态响应特性，提高飞行器自适应能力。

  3. 所属分类：其它

    • 发布日期：2020-10-16
    • 文件大小：409600
    • 提供者：weixin_38513665

  1. 基于STM32单片机四旋翼飞行器建模分析与设计

  2. 针对四旋翼飞行器稳定性差、控制难的问题，使用牛顿-欧拉方程建立了数学模型，提出了姿态解算的实现方法。设计了以STM32单片机为控制核心，加速度计、陀螺仪及磁力计等组成的硬件控制电路。提出将加速度计解算出的角度数据与陀螺仪解算出的角度数据进行融合，通过卡尔曼滤波滤去干扰信号，保证了角度数据的准确性。设计了三路串级PID控制器，通过对横滚角、俯仰角、偏航角3种姿态角进行控制，实现了对飞行器的悬停、前进、后退、左转、右转等控制。经室内外飞行测试表明，飞行器可以平稳飞行。

  3. 所属分类：其它

    • 发布日期：2020-10-16
    • 文件大小：389120
    • 提供者：weixin_38617413

  1. 大侧滑模型参考自适应飞行控制方法研究

  2. 针对飞机单侧副翼舵机卡死故障的飞行问题，研究了基于模型参考自适应控制的大侧滑角飞行控制方法。首先给出进行大侧滑角直飞的级联式飞行控制方案，并对控制信号间的关系进行分析；其次对与侧滑角指令有关的姿态内环进行模型参考自适应控制结构和算法设计，同时给出参考模型选取方法；最后分别在无故障和单侧副翼舵机卡死飞机下进行非线性仿真验证。仿真结果表明，该控制方法能够在气动数据摄动和控制器参数初值随意选取下，仅利用故障前配平点使得飞机在发生单侧副翼舵机卡死后能够跟随参考模型响应，并进一步无静差地跟踪大侧滑角指令，

  3. 所属分类：其它

    • 发布日期：2020-10-17
    • 文件大小：399360
    • 提供者：weixin_38733597

  1. 三自由度直升机的嵌入式控制系统

  2. 实验室配备的三自由度直升机采用PC机+运动控制卡的控制方案，该方案偏离了真实直升机的飞行控制系统方案。为此，采用ARM+μC/OSII设计了三自由度直升机的嵌入式控制系统。由外接的飞行摇杆给出三自由度直升机平台姿态角的指令信号，通过以EasyARM1138为核心的嵌入式控制系统，采用闭环反馈的数字PID控制，实现了对三自由度直升机俯仰角和横侧角的精确控制，并可模拟真实飞机的“辅助操纵”、“全自动驾驶”、“改平”3种工作模式。

  3. 所属分类：其它

    • 发布日期：2020-10-26
    • 文件大小：327680
    • 提供者：weixin_38610573

  1. 基于MEMS的低成本AHRS研究

  2. 随着现代微机电系统（MEMS）技术的飞速发展，对基于MEMS传感器的低成本捷联式AHRS的要求变得可行。 本文介绍了使用低成本基于MEMS的传感器进行姿态确定的结果。 针对低成本MEMS陀螺仪漂移和累积偏差引起的累积偏差，本研究提出了一种多传感器数据融合算法，该算法使用基准参考矢量来检测和校正陀螺仪漂移。 该算法采用基于方向余弦矩阵（DCM）的姿态评估方法。 BP神经网络PID控制器用于计算陀螺仪漂移以进行实时校正。 数值仿真表明，该算法满足系统要求。 为了测试系统的实际性能，基于三轴陀螺仪，三

  3. 所属分类：其它

    • 发布日期：2021-02-24
    • 文件大小：524288
    • 提供者：weixin_38647567

  1. 机载LiDAR中工作参数的控制误差和测量误差对点云产品精度的影响机理及其比较

  2. 机载LiDAR 中的一些工作参数既有控制误差，又有测量误差，如机载平台的飞行轨迹、姿态角和激光扫描仪的扫描角等，两种误差均会造成点云产品质量降低。为分析两种误差对点云产品精度的影响机理，从理论上分析了两种误差对点云和数字表面模型(DSM)精度的影响，通过数值仿真，模拟了机载LiDAR 的测量过程，以机载平台姿态角参数为例，定量评价及比较了姿态角的控制误差和测量误差对点云分布及DSM精度的影响大小。结果表明，机载LiDAR的测量精度取决于这两种误差的影响，其中控制误差主要造成点云分布区域及密度改变

  3. 所属分类：其它

    • 发布日期：2021-02-23
    • 文件大小：4194304
    • 提供者：weixin_38611527

  1. 基于物距辅助的单站姿态处理方法

  2. 为了解决靶场姿态测量系统中远距离单站测量易出现不稳定解或解不收敛的难题,从而为靶场常规中远距离光学单站姿态处理提供可行方案,在某参与计算特征点物距可获取的前提下,提出了一种物距辅助的单站姿态信息获取方法;首先提出物面连续离散化等效计算像长的方法,在此基础上,以像长为匹配元素建立单站透视姿态测量模型,然后以炮管为例对算法进行试验验证,最后对关键影响因素进行误差分析。结果表明:偏航角、俯仰角相对真值的均方根误差分别为0.97°、0.90°;所提方法可拓展至飞机类非轴对称回转体目标单站飞行姿态的处理。

  3. 所属分类：其它

    • 发布日期：2021-02-03
    • 文件大小：3145728
    • 提供者：weixin_38571544

  1. 基于模糊控制的高超声速飞行器二阶滑模姿态控制

  2. 考虑高超声速飞行器飞行过程中气动参数变动导致的不确定,将模糊控制与二阶滑模控制相结合,形成自适应模糊二阶滑模控制器,用于控制高超声速飞行器姿态的飞行系统中.依据奇异摄动理论,设计快速和慢速双闭环系统控制角速率和姿态角.设计二阶滑模控制器用于有效地衰减抖振,同时对姿态角指令实现准确和快速跟踪.采用自适应模糊逻辑逼近高超声速飞行器动力学和运动学模型中的不确定部分,以对控制器进行有效补偿,基于Lyapunov稳定性理论,推导模糊规则参数的自适应律,确保整个闭环控制系统的稳定.仿真结果表明,所提出的高超

  3. 所属分类：其它

    • 发布日期：2021-01-12
    • 文件大小：558080
    • 提供者：weixin_38562626
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