北航《飞机结构与系统》在线作业二

北航《飞机结构与系统》在线作业二
北航《飞机结构与系统》在线作业二

北航《飞机结构与系统》在线作业二

一、单选题(共15 道试题,共60 分。)

1. 现代大型飞机的机翼前缘缝翼和发动机进气道都是利用___来防冰和除冰。

A. 发动机引气

B. 气动装置

C. 热电阻丝

D. 机械装置

正确答案:

2. 在低速和大油门工作期间,速度配平系统提供飞机的___稳定性。

A. 高度

B. 俯仰

C. 速度

D. 航向

正确答案:

3. 当飞机在地面进行维护、清洁、加油、发动机启动等作业时,一般由___供电。

A. 二次电源

B. 地面电源

C. 辅助电源

D. 应急电源

正确答案:

4. 大气密度和高度的关系是:高度升高,大气密度___。

A. 不变

B. 降低

C. 升高

D. 先降低后升高

正确答案:

5. 飞机上使用的呼吸用氧气是一种不含水分,至少为___纯度的特殊氧气。

A. 99.3%

B. 99.4%

C. 99.5%

D. 99.6%

正确答案:

6. 燃油本身溶解出_____。

A. 水

B. 酒精

C. 燃油

D. 润滑剂

正确答案:

7. 在现代飞机液压源系统中,中低压系统多用齿轮泵,对于高压系统一般采用_____。

A. 叶片泵

B. 齿轮泵

C. 柱塞泵

D. 离心泵

正确答案:

8. 飞机外载荷根据作用性质分为静载荷和_____。

A. 集中载荷

B. 分布载荷

C. 突风载荷

D. 动载荷

正确答案:

9. 一般要求飞机在最大设计巡航高度上,必须能保持约_____的座舱高度。

A. 2000m

B. 2400m

C. 3000m

D. 3400m

正确答案:

10. 自动驾驶仪属于闭环工作系统,它包含两个反馈回路,一个称内回路,另一个称___。

A. 外回路

B. 传感器回路

C. 伺服回路

D. 比较回路

正确答案:

11. 航空仪表显示的基本”T”型格式中,位于中间的是___。

A. 马赫-空速表

B. 气压式高度表

C. 姿态指引仪

D. 水平状态指示器

正确答案:

12. CCAR-25规定:正载荷不得小于_____。

A. 1

B. 1.5

C. 2

D. 2.5

正确答案:

13. 下列哪个选项不属于灭火剂的灭火机理?

A. 隔离氧气

B. 隔离氮气

C. 物理冷却

D. 化学冷却

正确答案:

14. 下列哪项不属于溢流阀的应用,_____。

A. 安全阀

B. 减压阀

C. 定压阀

D. 节流阀

正确答案:

15. 下列哪项不属于主飞行操纵系统_____。

A. 副翼

B. 襟翼

C. 升降舵

D. 方向舵

正确答案:

北航《飞机结构与系统》在线作业二

二、判断题(共10 道试题,共40 分。)

1. 飞行参数记录仪在飞机飞行开始时自动工作,落地后自动停止。

A. 错误

B. 正确

正确答案:

2. 铆接是可拆卸型连接。

A. 错误

B. 正确

正确答案:

3. 气体式氧气系统的优点是氧气储存量大,供氧时间长,可重复使用。

A. 错误

B. 正确

正确答案:

4. 灯光照明系统为飞机的安全正常飞行、机组的工作以及旅客安全舒适提供灯光和指示。

A. 错误

B. 正确

正确答案:

5. 水分对燃油系统的影响是增加静电危害。

A. 错误

B. 正确

正确答案:

6. 马赫数指飞机所在高度的当地音速和真空速之比。

A. 错误

B. 正确

正确答案:

7. 随着高度增加,大气的压力下降。

A. 错误

B. 正确

正确答案:

8. 油气减震器主要利用气体的压缩变形吸收撞击动能,利用油液高速流过小孔的摩擦消耗能量。

A. 错误

B. 正确

正确答案:

9. 供电网络是指将电能送到负载的电网,包括对发电机进行调压、汇流条控制等。

A. 错误

B. 正确

正确答案:

10. 飞机上的火警探测器是将表征火警条件的物理量转换为另一种物理量的器件。

A. 错误

B. 正确

正确答案:

惯性导航作业

惯性导航作业

一、数据说明: 1:惯导系统为指北方位的捷连系统。初始经度为116.344695283度、纬度为39.975172度,高度h为30米。初速度 v0=[-9.993908270;0.000000000;0.348994967]。 2:jlfw中为600秒的数据,陀螺仪和加速度计采样周期分别为为1/100秒和1/100秒。 3:初始姿态角为[2 1 90](俯仰,横滚,航向,单位为度),jlfw.mat中保存的为比力信息f_INSc(单位m/s^2)、陀螺仪角速率信息wib_INSc(单位rad/s),排列顺序为一~三行分别为X、Y、Z向信息. 4: 航向角以逆时针为正。 5:地球椭球长半径re=6378245;地球自转角速度wie=7.292115147e-5;重力加速度g=g0*(1+gk1*c33^2)*(1-2*h/re)/sqrt(1-gk2*c33^2); g0=9.7803267714;gk1=0.00193185138639;gk2=0.00669437999013;c33=sin(lat纬度); 二、作业要求: 1:可使用MATLAB语言编程,用MATLAB编程时可使用如下形式的语句读取数据:load D:\...文件路径...\jlfw,便可得到比力信息和陀螺仪角速率信息。用角增量法。 2:(1) 以系统经度为横轴,纬度为纵轴(单位均要转换为:度)做出系统位置曲线图; (2) 做出系统东向速度和北向速度随时间变化曲线图(速度单位:m/s,时间单位:s); (3) 分别做出系统姿态角随时间变化曲线图(俯仰,横滚,航向,单位转换为:度,时间单位:s); 以上结果均要附在作业报告中。 3:在作业报告中要写出“程序流程图、现阶段学习小结”,写明联系方式。

北航数值分析大作业一

《数值分析B》大作业一 SY1103120 朱舜杰 一.算法设计方案: 1.矩阵A的存储与检索 将带状线性矩阵A[501][501]转存为一个矩阵MatrixC[5][501] . 由于C语言中数组角标都是从0开始的,所以在数组MatrixC[5][501]中检索A的带内元素a ij的方法是: A的带内元素a ij=C中的元素c i-j+2,j 2.求解λ1,λ501,λs ①首先分别使用幂法和反幂法迭代求出矩阵按摸最大和最小的特征值λmax和λmin。λmin即为λs; 如果λmax>0,则λ501=λmax;如果λmax<0,则λ1=λmax。 ②使用带原点平移的幂法(mifa()函数),令平移量p=λmax,求 出对应的按摸最大的特征值λ,max, 如果λmax>0,则λ1=λ,max+p;如果λmax<0,则λ501=λ,max+p。 3.求解A的与数μk=λ1+k(λ501-λ1)/40的最接近的特征值λik (k=1,2,…,39)。 使用带原点平移的反幂法,令平移量p=μk,即可求出与μk最接近的特征值λik。 4.求解A的(谱范数)条件数cond(A)2和行列式d etA。 ①cond(A)2=|λ1/λn|,其中λ1和λn分别是矩阵A的模最大和 最小特征值。

②矩阵A的行列式可先对矩阵A进行LU分解后,detA等于U所有对角线上元素的乘积。 二.源程序 #include #include #include #include #include #include #include #define E 1.0e-12 /*定义全局变量相对误差限*/ int max2(int a,int b) /*求两个整型数最大值的子程序*/ { if(a>b) return a; else return b; } int min2(int a,int b) /*求两个整型数最小值的子程序*/ { if(a>b) return b; else return a; } int max3(int a,int b,int c) /*求三整型数最大值的子程序*/ { int t; if(a>b) t=a; else t=b; if(t

北航惯性导航综合实验五实验报告

惯性导航技术综合实验 实验五惯性基组合导航及应用技术实验

惯性/卫星组合导航系统车载实验 一、实验目的 ①掌握捷联惯导/GPS组合导航系统的构成和基本工作原理; ②掌握采用卡尔曼滤波方法进行捷联惯导/GPS组合的基本原理; ③掌握捷联惯导 /GPS组合导航系统静态性能; ④掌握动态情况下捷联惯导 /GPS组合导航系统的性能。 二、实验内容 ①复习卡尔曼滤波的基本原理(参考《卡尔曼滤波与组合导航原理》第二、五章); ②复习捷联惯导/GPS组合导航系统的基本工作原理(参考以光衢编著的《惯性导航原理》第七章); 三、实验系统组成 ①捷联惯导/GPS组合导航实验系统一套; ②监控计算机一台。 ③差分 GPS接收机一套; ④实验车一辆; ⑤车载大理石平台; ⑥车载电源系统。 四、实验内容 1)实验准备 ①将IMU紧固在车载大理石减振平台上,确认IMU的安装基准面紧靠实验平台; ②将IMU与导航计算机、导航计算机与车载电源、导航计算机与监控计算

机、GPS 接收机与导航计算机、GPS 天线与GPS 接收机、GPS 接收机与GPS 电池之间的连接线正确连接; ③ 打开GPS 接收机电源,确认可以接收到4颗以上卫星; ④ 打开电源,启动实验系统。 2) 捷联惯导/GPS 组合导航实验 ① 进入捷联惯导初始对准状态,记录IMU 的原始输出,注意5分钟内严禁移动实验车和IMU ; ② 实验系统经过5分钟初始对准之后,进入导航状态; ③ 移动实验车,按设计实验路线行驶; ④ 利用监控计算机中的导航软件进行导航解算,并显示导航结果。 五、 实验结果及分析 (一) 理论推导捷联惯导短时段(1分钟)位置误差,并用1分钟惯导实验数据验证。 1、一分钟惯导位置误差理论推导: 短时段内(t<5min ),忽略地球自转0ie ω=,运动轨迹近似为平面1/0R =,此时的位置误差分析可简化为: (1) 加速度计零偏?引起的位置误差:2 10.88022t x δ?==m (2) 失准角0φ引起的误差:2 02 0.92182g t x φδ==m (3) 陀螺漂移ε引起的误差:3 30.01376 g t x εδ==m 可得1min 后的位置误差值123 1.8157m x x x x δδδδ=++= 2、一分钟惯导实验数据验证结果: (1)纯惯导解算1min 的位置及位置误差图:

北航惯性导航大作业

惯性导航基础课程大作业报告(一)光纤陀螺误差建模与分析 班级:111514 姓名: 学号 2014年5月26日

一.系统误差原理图 二.系统误差的分析 (一)漂移引起的系统误差 1. εx ,εy ,εz 对东向速度误差δVx 的影响 clc;clear all; t=1:0.01:25; g=9.8; L=pi/180*39; Ws=2*pi/84.4*60; Wie=2*pi/24; R=g/(Ws)^2; e=0.1*180/pi; mcVx1=e*g*sin(L)/(Ws^2-Wie^2)*(sin(Wie*t)-Wie*sin(Ws*t)/Ws); mcVx2=e*((Ws^2-(Wie^2)*((cos(L))^2))/(Ws^2-Wie^2)*cos(Ws*t)-(Ws^2)*((sin(L))^2)*cos(Wi e*t)/(Ws^2-Wie^2)-(cos(L))^2); mcVx3=(sin(L))*(cos(L))*R*e*((Ws^2)*cos(Wie*t)/(Ws^2-Wie^2)-(Wie^2)*cos(Ws*t)/(Ws^2-Wi e^2)-1); plot(t,[mcVx1',mcVx2',mcVx3']); title('Ex,Ey,Ez 对Vx 的影响'); xlabel('时间t'); ylabel('Vx(t)'); 0,δλδL ,v v δδ

legend('Ex-mcVx1','Ey-mcVx2','Ez-mcVx3'); grid; axis square; 分析:εx,εy,εz对东向速度误差δVx均有地球自转周期的影响,εx,εy还会有舒勒周期分量的影响,其中,εy对δVx的影响较大。 2.εx,εy,εz对东向速度误差δVy的影响 clc;clear all; t=1:0.01:25; g=9.8; L=pi/180*39; Ws=2*pi/84.4*60; Wie=2*pi/24; R=g/(Ws)^2; e=0.1*180/pi; mcVy1=e*g*(cos(Wie*t)-cos(Ws*t))/(Ws^2-Wie^2); mcVy2=g*sin(L)*e/(Ws^2-Wie^2)*(sin(Wie*t)-Wie/Ws*sin(Ws*t)); mcVy3=g*cos(L)*e/(Ws^2-Wie^2)*(sin(Wie*t)-Wie/Ws*sin(Ws*t)); plot(t,[mcVy1',mcVy2',mcVy3']); title('Ex,Ey,Ez对Vy的影响'); xlabel('时间t'); ylabel('Vy(t)'); legend('Ex-mcVy1','Ey-mcVy2','Ez-mcVy3'); grid; axis square;

北航数值分析大作业第一题幂法与反幂法

《数值分析》计算实习题目 第一题: 1. 算法设计方案 (1)1λ,501λ和s λ的值。 1)首先通过幂法求出按模最大的特征值λt1,然后根据λt1进行原点平移求出另一特征值λt2,比较两值大小,数值小的为所求最小特征值λ1,数值大的为是所求最大特征值λ501。 2)使用反幂法求λs ,其中需要解线性方程组。因为A 为带状线性方程组,此处采用LU 分解法解带状方程组。 (2)与140k λλμλ-5011=+k 最接近的特征值λik 。 通过带有原点平移的反幂法求出与数k μ最接近的特征值 λik 。 (3)2cond(A)和det A 。 1)1=n λλ2cond(A),其中1λ和n λ分别是按模最大和最小特征值。 2)利用步骤(1)中分解矩阵A 得出的LU 矩阵,L 为单位下三角阵,U 为上三角阵,其中U 矩阵的主对角线元素之积即为det A 。 由于A 的元素零元素较多,为节省储存量,将A 的元素存为6×501的数组中,程序中采用get_an_element()函数来从小数组中取出A 中的元素。 2.全部源程序 #include #include void init_a();//初始化A double get_an_element(int,int);//取A 中的元素函数 double powermethod(double);//原点平移的幂法 double inversepowermethod(double);//原点平移的反幂法 int presolve(double);//三角LU 分解 int solve(double [],double []);//解方程组 int max(int,int); int min(int,int); double (*u)[502]=new double[502][502];//上三角U 数组 double (*l)[502]=new double[502][502];//单位下三角L 数组 double a[6][502];//矩阵A int main() { int i,k; double lambdat1,lambdat2,lambda1,lambda501,lambdas,mu[40],det;

北航惯性导航综合实验四实验报告

基于运动规划的惯性导航系统动态实验 二零一三年六月十日

实验4.1 惯性导航系统运动轨迹规划与设计实验 一、实验目的 为进行动态下简化惯性导航算法的实验研究,进行路径和运动状态规划,以验证不同运动状态下惯导系统的性能。通过实验掌握步进电机控制方法,并产生不同运动路径和运动状态。 二、实验内容 学习利用6045B 控制板对步进电机进行控制的方法,并控制电机使运动滑轨产生定长运动和不同加速度下的定长运动。 三、实验系统组成 USB_PCL6045B 控制板(评估板)、运动滑轨和控制计算机组成。 四、实验原理 IMU安装误差系数的计算方法 USB_PCL6045B 控制板采用了USB 串行总线接口通信方式,不必拆卸计算机箱就可以在台式机或笔记本电脑上进行运动控制芯片PCL6045B 的学习和评估。 USB_PCL6045B 评估板采用USB 串行总线方式实现评估板同计算机的数据交换,由评估板的FIFO 控制回路完成步进电机以及伺服电机的高速脉冲控制,任意2 轴的圆弧插补,2-4 轴的直线插补等运动控制功能。USB_PCL6045B 评估板上配置了全部PCL6045B 芯片的外部信号接口和增量编码器信号输入接口。由 USB_PCL6045B 评估测试软件可以进行PCL6045B 芯片的主要功能的评估测试。

图4-1-1USB_PCL6045B 评估板原理框图 如图4-1-1 所示,CN11 接口主要用于外部电源连接,可以选择DC5V 单一电源或DC5V/24V 电源。CN12 接口是USB 信号接口,用于USB_PCL6045B 评估板同计算机的数据交换。 USB_PCL6045B 评估板已经完成对PCL6045B 芯片的底层程序开发和硬件资源与端口的驱动,并封装成156 个API 接口函数。用户可直接在VC 环境下利用API 接口函数进行编程。 五、实验内容 1、操作步骤 1)检查电机驱动电源(24V) 2)检查USB_PCL6045B 控制板与上位机及电机驱动器间的连接电缆 3)启动USB_PCL6045B 控制板评估测试系统检查系统是否正常工作。 4)运行编写的定长运动程序,并比较实际位移与设定位移。

北航卡尔曼滤波课程-捷联惯导静基座初始对准实验

卡尔曼滤波实验报告 捷联惯导静基座初始对准实验 一、实验目的 ①掌握捷联惯导的构成和基本工作原理; ②掌握捷联惯导静基座对准的基本工作原理; ③了解捷联惯导静基座对准时的每个系统状态的可观测性; ④了解双位置对准时系统状态的可观测性的变化。 二、实验原理 选取状态变量为:[]T E N E N U x y x y z X V V δδεεε=ψψψ??,其

中导航坐标系选为东北天坐标系,E V δ为东向速度误差,N V δ为北向速度误差,E ψ为东向姿态误差角,N ψ为北向姿态误差角,U ψ为天向姿态误差角,x ?为东向加速度偏置,y ?为北向加速度偏置,x ε为东向陀螺漂移,y ε为北向陀螺漂移,z ε为天向陀螺漂移。则系统的状态模型为: X AX W =+ (1) 其中, 1112212211 12 1321222331323302sin 000002sin 000000000sin cos 0000sin 000000cos 0000000000000000000000000000000000000000000000000000 0L g C C L g C C L L C C C L C C C L C C C A Ω-? ? ??-Ω????Ω-Ω? ?-Ω????Ω=? ?????? ?????????? ? [00000]E N E N U T V V W W W W W W δδψψψ=,E D V W W δψ 为零均值高斯 白噪声,分别为加速度计误差和陀螺漂移的噪声成分,Ω为地球自转角速度,ij C 为姿态矩 阵n b C 中的元素,L 为当地纬度。 量测量选取两个水平速度误差:[ ]T E N Z V V δδ=,则量测方程为: 10000000000100000000E E N N V X V δηδη???? ??=+???????????? (2) 即Z HX η=+ 其中,H 为量测矩阵,[]T E N ηηη=为量测方程的随机噪声状态矢量,为零均值高 斯白噪声。 要利用基本卡尔曼滤波方程进行状态估计,需要将状态方程和量测方程进行离散化。 系统转移矩阵为: 2323/1111102!3!! n n k k k k k k n T T T I TA A A A n ∞ -----=Φ=++++=∑ (3)

北航数值分析报告第三次大作业

数值分析第三次大作业 一、算法的设计方案: (一)、总体方案设计: x y当作已知量代入题目给定的非线性方程组,求(1)解非线性方程组。将给定的(,) i i

得与(,)i i x y 相对应的数组t[i][j],u[i][j]。 (2)分片二次代数插值。通过分片二次代数插值运算,得到与数组t[11][21],u[11][21]]对应的数组z[11][21],得到二元函数z=(,)i i f x y 。 (3)曲面拟合。利用x[i],y[j],z[11][21]建立二维函数表,再根据精度的要求选择适当k 值,并得到曲面拟合的系数矩阵C[r][s]。 (4)观察和(,)i i p x y 的逼近效果。观察逼近效果只需要重复上面(1)和(2)的过程,得到与新的插值节点(,)i i x y 对应的(,)i i f x y ,再与对应的(,)i i p x y 比较即可,这里求解 (,)i i p x y 可以直接使用(3)中的C[r][s]和k 。 (二)具体算法设计: (1)解非线性方程组 牛顿法解方程组()0F x =的解* x ,可采用如下算法: 1)在* x 附近选取(0) x D ∈,给定精度水平0ε>和最大迭代次数M 。 2)对于0,1, k M =执行 ① 计算() ()k F x 和()()k F x '。 ② 求解关于() k x ?的线性方程组 () ()()()()k k k F x x F x '?=- ③ 若() () k k x x ε∞∞ ?≤,则取*()k x x ≈,并停止计算;否则转④。 ④ 计算(1) ()()k k k x x x +=+?。 ⑤ 若k M <,则继续,否则,输出M 次迭代不成功的信息,并停止计算。 (2)分片双二次插值 给定已知数表以及需要插值的节点,进行分片二次插值的算法: 设已知数表中的点为: 00(0,1,,) (0,1,,)i j x x ih i n y y j j m τ=+=???=+=?? ,需要插值的节点为(,)x y 。 1) 根据(,)x y 选择插值节点(,)i j x y : 若12h x x ≤+ 或12 n h x x ->-,插值节点对应取1i =或1i n =-,

波音737-800建模大作业

波音737—800飞机飞行模型建立实验 学院:航空自动化 专业:导航制导与控制

1 实验目的 根据飞机所提供的QAR数据,把飞机的飞行过程分为几个阶段,通过受力分析计算得出飞机在各阶段的各个时刻的地速以及飞机当时所处的地球经纬度。这之后,再把计算出来的这些数据与QAR里面的相对应的数据进行比较,得出数据误差。使我们对飞机各阶段的机体受力分析得到验证,最后确定飞机的整个飞行过程的模型。 2 实验内容 分析所得的QAR数据,根据QAR数据对飞机的飞行过程进行分阶段处理。然后查找相关资料,对飞机在飞行各阶段过程中进行受力分析。进而用MATLAB软件编写程序,计算出飞机各个阶段的地速和地球经纬度。最后把计算出来的数据和QAR里相应的数据作比较,用MA TLAB画出比较曲线图,得出计算误差,建立起飞机的飞行过程模型。在整个实验过程中要修学的课程有:《大气数据应用分析》、《导航原理与系统》、《飞机的飞行性能》、《惯性导航原理》、《MATLAB应用与编程》等等。

3 实验步骤 3.1 QAR数据分析 QAR数据分析 数据英文数据意义和用途所用仪表备注 1 东经Present Position Longitude 由0°本初子午线向东、西递增到180°导航仪 2 北纬Present Position Latitude 赤道向北递增到90°导航仪 3 磁航向Heading Magnetic 飞机纵轴在地平面上的投影,与磁子午线的 夹角(磁北顺时针转的夹角)。磁偏角:地 球表面任一点的磁子午圈同地理子午圈的夹 角。 磁罗盘上 有罗差修 正器,已经 抵消罗差, 所以磁罗 盘测的基 本就是磁 航向。 4 标准气压高度ALTITUDE 飞机到标准气压平面的垂直距离气压式高度表 5 左无线电高度RADIO HEIGHT Left 飞机到地面的垂直距离 无线电高 度表 6 机场标高AIR/GROUND 机场与海平面的垂直高度 7 左主起落架Left main gear air/end 起落架用于在地面停放及滑行时支撑飞机并 使飞机在地面上灵活运动,并吸收飞机运动 时产生的撞击载荷。主要用来判断飞机是否 起飞。 8 右主起落架Right main gear air/end 9 真空速Computed airspeed 飞机相对于空气的运动速度,根据空速可计 算地速,从而确定已飞距离和待飞时间。 空速表0.5~1.0 10 马赫数MACH 真空速与飞机所在高度的音速之比,当飞机 的M数超过临界M数时,飞机的空气动力特 马赫数表0.5~1.0

北航惯性导航综合实验四实验报告

基于运动规划的惯性导航系统动态实验 GAGGAGAGGAFFFFAFAF

二零一三年六月十日 实验4.1 惯性导航系统运动轨迹规划与设计实验一、实验目的 为进行动态下简化惯性导航算法的实验研究,进行路径和运动状态规划,以验证不同运动状态下惯导系统的性能。通过实验掌握步进电机控制方法,并产生不同运动路径和运动状态。 二、实验内容 学习利用6045B 控制板对步进电机进行控制的方法,并控制电机使运动滑轨产生定长运动和不同加速度下的定长运动。 三、实验系统组成 USB_PCL6045B 控制板(评估板)、运动滑轨和控制计算机组成。 四、实验原理 IMU安装误差系数的计算方法 GAGGAGAGGAFFFFAFAF

USB_PCL6045B 控制板采用了USB 串行总线接口通信方式,不必拆卸计算机箱就可以在台式机或笔记本电脑上进行运动控制芯片PCL6045B 的学习和评估。 USB_PCL6045B 评估板采用USB 串行总线方式实现评估板同计算机的数据交换,由评估板的FIFO 控制回路完成步进电机以及伺服电机的高速脉冲控制,任意 2 轴的圆弧插补,2-4 轴的直线插补等运动控制功能。USB_PCL6045B 评估板上配置了全部PCL6045B 芯片的外部信号接口和增量编码器信号输入接口。由 USB_PCL6045B 评估测试软件可以进行PCL6045B 芯片的主要功能的评估测试。 GAGGAGAGGAFFFFAFAF

图4-1-1USB_PCL6045B 评估板原理框图如图4-1-1 所示,CN11 接口主要用于外部电源连接,可以选择DC5V 单一电源或DC5V/24V 电源。CN12 接口是USB 信号接口,用于USB_PCL6045B 评估板同计算机的数据交换。 USB_PCL6045B 评估板已经完成对PCL6045B 芯片的底层程序开发和硬件资源与端口的驱动,并封装成156 个API 接口函数。用户可直接在VC 环境下利用API 接口函数进行编程。 五、实验内容 GAGGAGAGGAFFFFAFAF

导航系统大作业

导航系统

1.简述捷联惯性系统中地理系到机体系的姿态阵b g C 其含义及其功能。 答:含义:导航坐标系g g g O x y z -到机体坐标系b b b O x y z -的一组欧拉角为,,θγψ,导航坐 标系经过3次转动到机体坐标系。g g g x y z 依次沿g O z -、' b O x -、'' b O y -旋转角度-ψ、θ、γ后到b b b x y z 。姿态矩阵中包含了机体的姿态角方位角ψ、俯仰角θ和横滚角γ。 功能:机体陀螺仪输出的角速度信息经过补偿后,积分得到机体坐标系与导航坐标系的姿态信 息和姿态转移矩阵。捷联惯导系统中,加速度计与载体固连,利用姿态阵完成加速度计输出信息从机体坐标到导航坐标的转换。转换后的加速度计信息经过积分可得到机体在导航坐标系下的速度和位置。 2.画出并用式表达速度三角形(地速、控速、风速)及航迹角、航向角与偏流角之间的关系。 答:风速:空气相对于地面的运动速度;空速:飞机相对于空气运动的速度;地速:飞机相对 于地面的运动速度。=+v v v 风地空 航向角:机头在水平面投影与真北方向的夹角?;偏流角:空速矢量和地速矢量之间的夹角,用 δ表示;航迹角:飞机速度矢量在水平面投影与真北方向的夹角。航向角?加上偏流角δ等于地 速v 地的方位角α。 3.简述惯性导航系统、卫星导航系统、多普勒导航、塔康、VOR/DME 、天文导航其各自的基本工作原理、特点及误差特性。 答:一、惯性导航系统 (1)工作原理 以牛顿力学定律为基础,以陀螺仪和加速度计为敏感器件进行导航参数解算。系统根据陀螺

仪的输出建立导航坐标系,根据加速度计输出解算出运载体的速度和位置,从而实现姿态和航向解算。 (2)特点 惯性导航系统不需要任何外来信息,也不会向外辐射任何信息,仅依靠惯性器件就能全天候,全球性的自主三维定位和三维定向,同时具备自主性、隐蔽性和信息的完备性。 (3)误差特性 误差随时间积累,短时间导航精度较高。 二、卫星导航系统 (1)工作原理 以卫星和用户接收机天线之间的距离观测量为基准,根据已知的卫星的瞬时坐标(轨道根数),来确定用户观测点的经纬度和高程信息。 (2)特点 卫星导航系统具有全天候、高精度、自动化、高效益、性能好,应用广的特点,是一种被动式的导航系统。但需要地面站支持,电波易受干扰。 (3)误差特性 在卫星导航系统中,影响测量结果的误差因素有与卫星有关的误差,与观测有关的误差,和与观测站有关的误差。包括卫星时钟、星历误差,也受电离层、对流层和周围环境事物遮挡等影响。长时间导航精度较高。 三、多普勒导航系统 (1)工作原理 多普勒导航系统是一种自助式推算导航系统。机载多普勒雷达向地面发射电波和接收地面的回波,通过测量地面回波的多普勒频移,通过定位解算,即可得到飞行器的位置信息。 (2)特点 多普勒导航系统不需要有地面或卫星发射台,发射的波束窄,角度陡,难以被监测,自主性强,测速精度高,不需要初始对准。 (3)误差特性 影响多普勒导航系统的误差有测速误差和飞机的角度敏感误差。系统的定位误差发散,随时间推移而增大。 四、塔康导航系统 (1)工作原理 塔康导航系统是由塔康地面设备(塔康信标)和机载设备组成。其采用极坐标体制定位,飞机定时向地面台发送和接收信号,机载设备与塔康信标配合连续解算出飞机所在点相对于信标的方位角和距离。 (2)特点

北航数值分析大作业第二题精解

目标:使用带双步位移的QR 分解法求矩阵10*10[]ij A a =的全部特征值,并对其中的每一个实特征值求相应的特征向量。已知:sin(0.50.2)() 1.5cos( 1.2)(){i j i j ij i j i j a +≠+== (i,j=1,2, (10) 算法: 以上是程序运作的逻辑,其中具体的函数的算法,大部分都是数值分析课本上的逻辑,在这里特别写出矩阵A 的实特征值对应的一个特征向量的求法: ()[]()() []()[]()111111I 00000 i n n n B A I gause i n Q A I u Bu u λλ-?-?-=-?-?? ?-=????→=??????→= ?? ? 选主元的消元 检查知无重特征值 由于=0i A I λ- ,因此在经过选主元的高斯消元以后,i A I λ- 即B 的最后一行必然为零,左上方变 为n-1阶单位矩阵[]()()11I n n -?-,右上方变为n-1阶向量[]()11n Q ?-,然后令n u 1=-,则 ()1,2,,1j j u Q j n ==???-。

这样即求出所有A所有实特征值对应的一个特征向量。 #include #include #include #define N 10 #define E 1.0e-12 #define MAX 10000 //以下是符号函数 double sgn(double a) { double z; if(a>E) z=1; else z=-1; return z; } //以下是矩阵的拟三角分解 void nishangsanjiaodiv(double A[N][N]) { int i,j,k; int m=0; double d,c,h,t; double u[N],p[N],q[N],w[N]; for(i=0;i

北航惯性导航综合实验一实验报告

实 验一 陀螺仪关键参数测试与分析实验 加速度计关键参数测试与分析实验 二零一三年五月十二日 实验一陀螺仪关键参数测试与分析实验 一、实验目得 通过在速率转台上得测试实验,增强动手能力与对惯性测试设备得感性认识;通过对陀螺仪测试数据得分析,对陀螺漂移等参数得物理意义有清晰得认识,同时为在实际工程中应用陀螺仪与对陀螺仪进行误差建模与补偿奠定基础。 二、实验内容 利用单轴速率转台,进行陀螺仪标度因数测试、零偏测试、零偏重复性测试、零漂测试实验与陀螺仪标度因数与零偏建模、误差补偿实验。 三、实验系统组成 单轴速率转台、MEMS 陀螺仪(或光纤陀螺仪)、稳压电源、数据采集系统与分析系统。

四、实验原理 1.陀螺仪原理 陀螺仪就是角速率传感器,用来测量载体相对惯性空间得角速度,通常输出与角速率对应得电压信号。也有得陀螺输出频率信号(如激光陀螺)与数字信号(把模拟电压数字化)。以电压表示得陀螺输出信号可表示为: (1-1)式中就是与比力有关得陀螺输出误差项,反映了陀螺输出受比力得影响,本实验不考虑此项误差。因此,式(1-1)简化为 (1-2)由(1-2)式得陀螺输出值所对应得角速度测量值: (1-3) 对于数字输出得陀螺仪,传感器内部已经利用标度因数对陀螺仪模拟输出进行了量化,直接输出角速度值,即: (1-4)就是就是陀螺仪得零偏,物理意义就是输入角速度为零时,陀螺仪输出值所对应得角速度。且 (1-5) 精度受陀螺仪标度因数、随机漂移、陀螺输出信号得检测精度与得影响。通常与表现为有规律性,可通过建模与补偿方法消除,表现为随机特性,可通过信号滤波方法抵制。因此,准确标定与就是实现角速度准确测量得基础。 五、陀螺仪测试实验步骤 1)标度因数与零偏测试实验 a、接通电源,预热一定时间; b、陀螺工作稳定后,测量静止情况下陀螺输出并保存数据;

惯性导航作业

惯性导航系统的基本原理、特点及在现代生活中的应用 惯性导航系统的基本原理 惯性导航系统也称作惯性参考系统,是一种不依赖于外部信息、也不向外部辐射能量(如无线电导航那样)的自主式导航系统。其工作环境不仅包括空中、地面,还可以在水下。惯性导航的基本工作原理是以牛顿力学定律为基础,通过测量载体在惯性参考系的加速度,将它对时间进行积分,且把它变换到导航坐标系中,就能够得到在导航坐标系中的速度、偏航角和位置等信息。 惯性导航系统属于推算导航方式,即从一已知点的位置根据连续测得的运动体航向角和速度推算出其下一点的位置,因而可连续测出运动体的当前位置。惯性导航系统中的陀螺仪用来形成一个导航坐标系,使加速度计的测量轴稳定在该坐标系中,并给出航向和姿态角;加速度计用来测量运动体的加速度,经过对时间的一次积分得到速度,速度再经过对时间的一次积分即可得到距离。 惯性导航技术的理论基础是牛顿力学基本定律。惯性导航系统是以陀螺和加速度计为敏感器件的导航参数解算系统,该系统根据陀螺的输出建立导航坐标系,根据加速度计输出解算出运载体在导航坐标系中的速度和位置。惯性导航系统分成平台式惯性导航系统和捷联式惯性导航系统两大类。平台式惯性导航系统将惯性测量元件安装在惯性平台上,惯性平台稳定在预定的坐标系内,为加速度计提供一个测量基准,并使惯性测量元件体角运动的影响。导航计算机根据加速度计的输出和初始条件进行导航解算,得出载的位置、速度等导航参数。捷联式惯性导航系统将惯性测量元件直接固联在载体上,测量沿载体坐标系的角速度和角加速度,计算机则利用陀螺的输出,进行坐标变换,求解载体的即时速度、位置等导航参数。惯性导航仅依靠惯性装置本身就能在载体内部独立地完成导航任务,不需要与外界发生任何信号联系,具有高度的自主性。这在战略和战术应用上具有重要的意义。但惯性导航的定位误差会随时间逐步增加,必须不断地进行误差修正,才能保证达到要求的精度。 陀螺仪 陀螺仪通常是指安装在万向支架中高度旋转的转子,转子同时可绕垂直于自转轴的一根轴或两根轴进动,前者称单自由度陀螺仪,后者称二自由度陀螺仪。

北航数值分析大作业第二题

数值分析第二次大作业 史立峰 SY1505327

一、 方案 (1)利用循环结构将sin(0.50.2)() 1.5cos( 1.2)() {i j i j ij i j i j a +≠+==(i,j=1,2,……,10)进行赋值,得到需要变换的 矩阵A ; (2)然后,对矩阵A 利用Householder 矩阵进行相似变换,把A 化为上三角矩阵A (n-1)。 对A 拟上三角化,得到拟上三角矩阵A (n-1),具体算法如下: 记A(1)=A ,并记A(r)的第r 列至第n 列的元素为()n r r j n i a r ij ,,1,;,,2,1) ( +==。 对于2,,2,1-=n r 执行 1. 若 ()n r r i a r ir ,,3,2) ( ++=全为零,则令A(r+1) =A(r),转5;否则转2。 2. 计算 () ∑+== n r i r ir r a d 1 2 )( ()( )r r r r r r r r r r d c a d a c ==-=++则取,0sgn ) (,1)(,1若 )(,12r r r r r r a c c h +-= 3. 令 () n T r nr r r r r r r r r R a a c a u ∈-=++) ()(,2)(,1,,,,0,,0 。 4. 计算 r r T r r h u A p /)(= r r r r h u A q /)(= r r T r r h u p t /= r r r r u t q -=ω T r r T r r r r p u u A A --=+ω)()1( 5. 继续。 (3)使用带双步位移的QR 方法计算矩阵A (n-1)的全部特征值,也是A 的全部特征值,具体算法如下: 1. 给定精度水平0>ε和迭代最大次数L 。 2. 记n n ij n a A A ?-==][) 1()1()1(,令n m k ==,1。

北航数值分析第二次大作业--QR分解

《数值分析A》

一、算法设计方案 整个程序主要分为四个函数,主函数,拟上三角化函数,QR分解函数以及使用双步位移求解矩阵特征值、特征向量的函数。因为在最后一个函数中也存在QR分解,所以我没有采用参考书上把矩阵M进行的QR分解与矩阵Ak的迭代合并的方法,而是在该函数中调用了QR分解函数,这样增强了代码的复用性,减少了程序长度;但由于时间关系,对阵中方法的运算速度没有进行深入研究。 1.为了减少QR分解法应用时的迭代次数,首先对给定矩阵进行拟上三角化处理。 2.对经过拟上三角化处理的矩阵进行QR分解。 3.注意到计算特征值与特征向量的过程首先要应用前面两个函数,于是在拟上三角化矩阵的基础上对QR分解函数进行了调用。计算过程中,没有采用goto语句,而是根据流程图采用其他循环方式完成了设计,通过对迭代过程的合并,简化了程序的循环次数,最后在计算特征向量的时候采用了列主元高斯消去法。

二、源程序代码 #include #include #include int i,j,k,l,m; //定义外部变量double d,h,b,c,t,s; double A[10][10],AA[10][10],R[10][10],Q[10][10],RQ[10][10]; double X[10][10],Y[10][10],Qt[10][10],M[10][10]; double U[10],P[10],T[10],W[10],Re[10]={0},Im[10]={0}; double epsilon=1e-12; void main() { void Quasiuppertriangular(double A[][10]); void QRdecomposition(double A[][10]); void DoublestepsQR(double A[][10]); int i,j; for(i=0;i<10;i++) { for(j=0;j<10;j++) { A[i][j]=sin(0.5*(i+1)+0.2*(j+1)); Q[i][j]=0; AA[i][j]=A[i][j]; } A[i][i]=1.5*cos(2.2*(i+1)); AA[i][i]=A[i][i];

北航数值分析报告大作业第八题

北京航空航天大学 数值分析大作业八 学院名称自动化 专业方向控制工程 学号 学生姓名许阳 教师孙玉泉 日期2014 年11月26 日

一.题目 关于x , y , t , u , v , w 的方程组(A.3) ???? ?? ?=-+++=-+++=-+++=-+++79 .0sin 5.074.3cos 5.007.1cos sin 5.067.2cos 5.0y w v u t x w v u t y w v u t x w v u t (A.3) 以及关于z , t , u 的二维数表(见表A-1)确定了一个二元函数z =f (x , y )。 表A-1 二维数表 t z u 0 0.4 0.8 1.2 1.6 2 0 -0.5 -0.34 0.14 0.94 2.06 3.5 0.2 -0.42 -0.5 -0.26 0.3 1.18 2.38 0.4 -0.18 -0.5 -0.5 -0.18 0.46 1.42 0.6 0.22 -0.34 -0.58 -0.5 -0.1 0.62 0.8 0.78 -0.02 -0.5 -0.66 -0.5 -0.02 1.0 1.5 0.46 -0.26 -0.66 -0.74 -0.5 1. 试用数值方法求出f (x , y ) 在区域}5.15.0,8.00|), {≤≤≤≤=y x y x D (上的近似表达式 ∑∑===k i k j s r rs y x c y x p 00 ),( 要求p (x , y )以最小的k 值达到以下的精度 ∑∑==-≤-=10020 7210)],(),([i j i i i i y x p y x f σ 其中j y i x i i 05.05.0,08.0+==。 2. 计算),(),,(* ***j i j i y x p y x f (i =1,2,…,8 ; j =1,2,…,5) 的值,以观察p (x , y ) 逼 近f (x , y )的效果,其中j y i x j i 2.05.0,1.0**+==。

(完整)北航惯性导航作业二.

(完整)北航惯性导航作业二. 编辑整理: 尊敬的读者朋友们: 这里是精品文档编辑中心,本文档内容是由我和我的同事精心编辑整理后发布的,发布之前我们对文中内容进行仔细校对,但是难免会有疏漏的地方,但是任然希望((完整)北航惯性导航作业二.)的内容能够给您的工作和学习带来便利。同时也真诚的希望收到您的建议和反馈,这将是我们进步的源泉,前进的动力。 本文可编辑可修改,如果觉得对您有帮助请收藏以便随时查阅,最后祝您生活愉快业绩进步,以下为(完整)北航惯性导航作业二.的全部内容。

惯性导航作业

一、数据说明: 1:惯导系统为指北方位的捷连系统.初始经度为116。344695283度、纬度为 39.975172度,高度h为30米。初速度v0=[—9。993908270;0.000000000; 0.348994967]。 2:jlfw中为600秒的数据,陀螺仪和加速度计采样周期分别为为1/100秒和1/100秒。 3:初始姿态角为[2 1 90](俯仰,横滚,航向,单位为度),jlfw。mat中保存的 为比力信息f_INSc(单位m/s^2)、陀螺仪角速率信息wib_INSc(单位rad/s),排列 顺序为一~三行分别为X、Y、Z向信息. 4:航向角以逆时针为正. 5:地球椭球长半径re=6378245;地球自转角速度wie=7。292115147e-5;重力加速度 g=g0*(1+gk1*c33^2)*(1-2*h/re)/sqrt(1—gk2*c33^2);g0=9.7803267714; gk1=0。00193185138639;gk2=0。00669437999013;c33=sin(lat纬度); 二、作业要求: 1:可使用 MATLAB语言编程,用MATLAB编程时可使用如下形式的语句读取数据: load D:\..。文件路径。。.\jlfw,便可得到比力信息和陀螺仪角速率信息。用角增 量法。 2:(1) 以系统经度为横轴,纬度为纵轴(单位均要转换为:度)做出系统位置曲线图; (2)做出系统东向速度和北向速度随时间变化曲线图(速度单位:m/s,时间单位:s); (3) 分别做出系统姿态角随时间变化曲线图(俯仰,横滚,航向,单位转换为:度,时间单位:s); 以上结果均要附在作业报告中. 3:在作业报告中要写出“程序流程图、现阶段学习小结”,写明联系方式。 (注意程序流程图不是课本上的惯导解算流程,而是你程序分为哪几个模块、是 怎样一步步执行的,什么位置循环等,让别人根据该流程图能够编出相应程序)

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