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61.
红外拦截弹输出反馈制导控制一体化设计 总被引:1,自引:0,他引:1
针对采用红外导引头的拦截弹,提出一种基于滑模观测器的制导控制一体化(IGC)控制方法,在导弹的部分状态已知和非匹配不确定性影响下,确保了其高精度拦截效果。首先,由于采用红外导引头的拦截弹的视线(LOS)角速率难以获取,系统将不满足干扰估计的匹配条件,设计了一种新型滑模观测器,通过构造补偿滑模观测器,同时实现导弹的未知状态和干扰的有限时间精确估计。然后,利用未知状态和干扰估计信息,设计反步控制器实现导弹的制导控制一体化,证明了系统的有界稳定。仿真结果表明,本文提出的方法可以获得较小的脱靶量,且对存在的不确定性具有较强的鲁棒性。 相似文献
62.
63.
依据压电敏感方程和压电致动方程 ,给出了粘贴有若干压电片的挠性梁的数学模型 ;基于结构模态在可控可观性子空间上的正交投影 ,提出了压电敏感器 /致动器位置的优化设计方法 ,并将可控和可观格莱姆矩阵作为加权矩阵反映可控可观的测度。仿真计算结果表明 ,采用优化的压电敏感器 /致动器能够有效抑制悬臂梁的振动 相似文献
64.
地球物理导航中位场下延的迭代正则化方法研究 总被引:3,自引:0,他引:3
地磁、重力数据下延是制备地球物理导航基准图的重要内容,而它通常是一个不适定问题,采用常规代数方法求解并不奏效;对此,结合航空地球物理测量和地球物理导航的特点,研究了迭代正则化方法(包括迭代Tikhonov法、Landweber迭代法和截断奇异值分解(TSVD)法)在位场下延中的应用.首先给出了位场下延和迭代正则化的基本理论,然后采用理论位场模型验证了迭代正则化方法在位场下延中的应用可行性,最后分析了迭代正则化方法的下延精度、计算时间和边界效应等性能.由分析结果可知,迭代Tikhonov方法具有最好的综合下延性能,应优先在实际的位场下延中使用. 相似文献
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66.
22N 双组元液体火箭发动机采用四氧化二氮和一甲基肼为推进剂,在这样小的发动机中认为产生一次切向不稳定燃烧是不可能的,因为,这需要有极高的振荡频率。1991年,一台22N 火箭发动机在常规的验收试验中,遇到燃烧室被烧毁时,就否认了是高频不稳定引起的。由于缺乏高灵敏的测试仪器和基于高振荡频率的一次切向不稳定燃烧是不可能产生的认识,因此,进行了大量的故障原因分析工作。后来的研究结果证明,50000Hz 频率左右的一次切向不稳定燃烧是能够出现的。而改变喷注器集液腔容积和应用亥姆霍兹谐振器,便能成功地消除这种类型的不稳定燃烧。 相似文献
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68.
采用辐射冷却的铱一铼440N 推力轨道转移发动机,为增加比冲,提高燃烧室压力是最有希望的潜在途径。将燃烧室压力提高达3.5MPa(绝),不仅可以得到3283m/s 以上的比冲,而且可以显著降低发动机结构尺寸和重量。如果就利用现在使用的空间运载器上的贮籍,燃烧室压力提高到1.75MPa(绝)是切实可行的。如果把燃烧室压力提高到3,5MPa(绝),则只需增加一个用电力驱动的小型泵,便可以轻易地实现。推力室热试验采用四氧化二氮/肼,1.75MPa(绝)燃烧室压力试验采用铼材料推力室;3.5MPa(绝)燃烧室压力试验则采用铜材料推力室。在燃烧室压力为1.75MPa(绝),喷管面积比为300:1的条件下,实际比冲可以达到3263m/s。试验结果表明,铼燃烧室温度满足其长寿命极限要求,并且没有遇到稳定性,相容性和热的有关问题。 相似文献
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70.
针对高超声速飞行器严重气动非线性特性给控制系统设计提出的高要求,基于推广的随控布局思想,从控制系统设计角度对高超声速飞行器总体提出气动非线性程度低的优化设计指标。引入高超声速飞行器气动非线性特性度量——非线性度的定义,通过气动工程估算建立非线性度与飞行器总体外形参数关系的表征模型,将非线性度表示为总体外形参数的函数;采用遗传算法求解以总体外形参数为决策变量和以非线性度最小为目标函数的优化问题;最终确定随控优化思想下的高超声速飞行器总体优化策略。算例分析表明,本文提出的总体随控优化方法对于改善高超声速飞行器的气动非线性特性简单有效。 相似文献