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带末端攻击角约束连续有限时间稳定制导律 总被引:4,自引:0,他引:4
针对制导武器末端攻击角约束与末端弹道尽可能平直的要求,应用有限时间控制方法,设计了具有末端攻击角约束的连续有限时间稳定制导律,使闭环制导系统在有限时间内视线角速度收敛到零和视线角收敛到期望值。通过非线性控制系统的有限时间稳定齐次性理论对该制导律进行了分析,证明了闭环制导系统的视线角速度和视线角全局有限时间稳定特性,并基于有限时间Lyapunov稳定性理论给出了闭环制导系统有限停息时间的表达式。在实例应用仿真中,比较了该制导律与最优制导律的制导性能,检验了该制导律在不同作战任务下的制导效果。仿真结果证实了该制导律的有效性和鲁棒性。 相似文献
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何超群 《桂林航天工业高等专科学校学报》2007,12(4):120-122
有限合伙制度主要存在于英美法系国家之中,它在中小型企业和风险投资业的发展上发挥了非常重要的作用。我国在2006年修订合伙企业法过程中以专章的形式规定了有限合伙制度。论文就有限合伙制度中普通合伙人的信义义务进行了理论上的详细探讨,希望能有助于我国有限合伙法律制度的发展与完善。 相似文献
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一种基于有限时间理论的抗饱和制导律设计方法 总被引:1,自引:0,他引:1
针对制导过程中一些状态可能进入饱和进而影响系统性能的问题,结合制导系统的特点,在有限时间理论框架下提出一种抗饱和制导律设计方法。首先以矩阵不等式的形式给出了保证有限时间有界且有限时间输入输出稳定的充分条件;而后在此基础上研究了基于有限时间理论的抗饱和制导律设计方法。此方法利用事先给定的有限时间区间和加权矩阵函数刻画系统的动态品质需求,同时能在理论上严格保证系统状态有界,仿真结果也表明在此方法设计的控制器作用下,系统能在有限时间内使视线角速率趋近于零,同时加速度亦不超过物理限制。 相似文献
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宋亚伟 《北华航天工业学院学报》2008,18(1):23-26
本文主要研究了Eckhaus方程的初始边界值问题的一个有限差分法,提出了有条件的能量守恒的有限差分格式,证明了差分解的收敛性与稳定性. 相似文献
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为火箭发动机喷管设计及其冷却系统的设计提供有效参考数据作为应用背景,计算喷管壁所受的红外辐射热流。分别推导了有限体积法和反向蒙特卡罗法适用于不含粒子条件下喷管壁面所受红外辐射热流的计算公式,并针对不同的边界条件设定,重点分析了有限体积法的特性,并提出了有限体积法的局限性。最后,以某三维双圆弧喷管模型为例,用有限体积法和反向蒙特卡罗法自主编写程序计算在不同边界设定下壁面受到的红外辐射热流密度。通过计算结果对有限体积法的局限性进行了论证,同时肯定了反向蒙特卡罗法在壁面辐射热流计算上的优势。 相似文献
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针对航天器随机振动设计载荷全频段法往往过于保守的问题,根据随机振动理论,分析了航天器随机振动设计载荷有限频段法的原理;在白噪声基础激励下,比较了有限频段法与位移等效法的设计载荷。结果显示:在单自由度弹簧质量模型下,有限频段法与位移等效法结果基本相同;在二自由度弹簧质量模型及整星模型下,有限频段法要大于位移等效法的设计载荷。以某卫星为例,分析了结构随机振动响应。分析结果表明:航天器不同结构的收敛频率不同,不同方向的位移收敛频率也不同,因此,应根据结构响应收敛频率来确定有限频段法截取频率。 相似文献
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有限时间收敛变结构导引律 总被引:9,自引:2,他引:7
对于拦截机动目标问题,传统方法中基于Lyapunov稳定性理论获得的导引规律,在数学原理上只能保证当时间趋于无穷时视线角速率趋于零.基于非线性控制系统有限时间稳定性理论,提出了制导系统有限时间收敛的充分条件和一种形式简洁的有限时间收敛变结构导引规律.证明了在目标一导弹相对接近速度为常数,而且目标机动条件下,该导引律令视线角速率在末制导结束前收敛到零.最后以某拦截问题为实例对导引律的有限时间收敛性质进行了数学仿真验证. 相似文献
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基于卫星热试验与热分析状态差异性分析,根据某遥感卫星热分析和热平衡试验结果,用综合虚拟热试验和有限元的有限差分集成法对其热模型修正技术进行了研究。卫星在轨温度遥测结果表明热模型修正有效。 相似文献
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考虑到法向热流远高于气流方向热流的特征,烧蚀层简化为沿法线方向的一维移动相变边界传热模型,用有限差分法求解,而弹身、弹翼等结构则用三维有限元热传导模型求解。为了将专用的一维移动相变边界热传导分析程序与通用的三维结构有限元热传导分析程序相结合,引入了涂层—结构—涂层交替计算方法。通过交替计算,最终使烧蚀层与结构的界面满足温度相等、热流平衡的传热协调条件。采用自行编制的烧蚀层热传导计算程序结合通用有限元程序(NASTRAN)计算带有烧蚀防热涂层的弹身和弹翼两个算例,验证了交替计算的收敛性。 相似文献
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由薄壁管组成的大型空间结构在外层空间受到太阳等星体的辐射加热,其热变形是值得关注的。为了准确地预测这种变形,首先推导了一种梁的热弹性几何非线性增量有限元格式,用以分析该类结构的热-力学响应,然后考虑到空间结构热流输入与变形耦合的特性,提出了一种热-力学耦合分析的有限元方法。对哈勃太空望远镜太阳能帆板热变形的实例计算表明,数值解与理论解符合较好。数值算例表明,结构内部热变形的不一致程度越大,考虑几何非线性对于热变形计算结果的影响越大;热流入射方向角和热变形大小是影响耦合效应的主要因素。 相似文献
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A numerical method is proposed to optimize the design of a space inflatable membrane reflector. The initial geometry is expressed by polynomial series weighted by a set of shape parameters. The problem is formulated as a minimization of a cost function representing the difference between the effective shape of the reflector and a perfect parabolic surface. The minimization is performed using the Nelder–Mead method or downhill simplex method. The cost function is computed at each vertex of a simplex defined in the space of optimization parameters by solving direct problem thanks to a finite element method. The finite element model handles geometrical non-linearities and takes into account phenomena like membrane wrinkling and torus buckling which may affect the reflector shape when inflated. 相似文献
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固体火箭发动机点火过程内流场的二维预示 总被引:2,自引:0,他引:2
本文对固体火箭发动机点火过程的内场流进行了二维无粘非定常分析,计算得到了该阶段燃烧室中压强,温度和速度的分布。本文还提出了以近似预示复杂三维装药发动机内流场的有效积法。 相似文献
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航天器发动机羽流对敏感器热效应仿真研究 总被引:2,自引:1,他引:1
采用差分求解N-S方程与DSMC方法相结合的方法,研究了航天器单台发动机连续工作情况下真空羽流对航天器敏感器的热效应。首先通过求解N-S方程,获得发动机喷管的内流场,然后应用DSMC方法对喷管出口外轴对称羽流场进行计算,最后将轴对称羽流场计算结果作为模拟粒子入口边界条件,在并行计算机平台上进行三维羽流场和热效应计算得到航天器单发动机连续工作情况下羽流场对敏感器的热效应。以两个敏感器为例,对仿真结果进行了分析和比较,并得出了相应结论。 相似文献
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级间分离过程中,可重复使用运载器受到非定常扰动,可能会造成分离失败。为研究级间分离过程中可重复使用运载器运动特性及周围流场分布随分离高度的变化情况,建立航天器和运载器的运动方程,使用动网格技术和有限体积法求解N-S方程。研究结果表明:随着级间分离高度的升高,气动力不断减小,非定常扰动对分离产生的影响越来越小;分离过程中,航天器和运载器的平动速度差较小,角速度差越来越小,最大差值从30 km高空的0.427 rad/s减小到50 km 高空的0.1 rad/s,二者之间的最小距离变大,更有利于安全分离。 相似文献