共查询到17条相似文献,搜索用时 187 毫秒
1.
导弹大迎角飞行时,系统非线性特性非常明显,各通道间有很严重的气动交叉耦合现象.为实现对系统的非线性解耦,构造了基于神经网络动态逆的大迎角导弹解耦控制器,设计了非线性动态逆系统,利用RBF神经网络逼近逆误差.仿真实验结果表明:所设计的控制系统具有良好的解耦和指令跟踪能力. 相似文献
2.
大迎角下导弹气动耦合控制系统分析 总被引:1,自引:0,他引:1
工程设计中,基于三通道自独立的前提来设计导弹控制器的常用方法,一般是将耦合项作为随机干扰来处理,这种方法不但具有一定的盲目性和不确定性,而且还丰厚明显的理论缺陷:耦合的存在改变了原系统的性能,严重时甚至会影响系统的稳定性。因此,只有当耦合影响很微弱时,这种方法才有实际应用价值。现分别从稳定裕度和气动参数两个方面,论述了气动交连耦合是造成大迎角飞行导弹控制系统不稳定的重要原因,并由此得出结论:对于大迎角下气动耦合强烈的导弹,其控制系统需考虑采用解耦控制,以便行这有效地变不稳定系统为稳定系统。 相似文献
3.
4.
采用非线性系统扩展线性化方法设计飞控系统 总被引:2,自引:0,他引:2
利用非线性系统的扩展线性化方法设计具有大迎角的非线性飞行控制系统。在系统的静态平衡点族上进行线化及调节器设计并直接积分得到非线性控制律,同时利用等效系统法验证飞行品质。整个设计过程较简便,控制律便于实现,飞机的失速迎角有较大提高,飞行品质也是令人满意的。 相似文献
5.
基于自适应模糊滑模退步控制的直接力/气动力复合控制导弹自动驾驶仪设计 总被引:2,自引:0,他引:2
针对直接力/气动力复合控制导弹所具有的强耦合非线性特性,提出了一种基于自适应模糊滑模退步控制的自动驾驶仪设计方法.该方法利用自适应模糊系统所具有的万能逼近特性,对大迎角飞行过程中导弹动力学方程中存在的非线性函数进行逼近,并利用变结构控制所具有对干扰的强鲁棒性,构造误差系统滑模面,克服了逼近误差和外界干扰对控制系统的影响,实现了对大机动指令的精确跟踪.仿真结果表明,所设计的自动驾驶仪对过载指令有良好的跟踪效果,对模型不确定性和外界干扰具有鲁棒性. 相似文献
6.
7.
带传统线性控制器飞机在大迎角高机动飞行时敏捷性明显地减小,运动状态严重耦合更加重这一趋势,而此时操纵能力往往仍有剩余而未能被利用。针对此问题,应用非线性反馈理论直接就飞机非线性运动模型设计输入输出解耦飞行控制器,数值仿真结果证实,这种设计能够纳入气动和运动学非线性因素,充分利用飞机操纵潜力,因而使前述薄弱区域的闭环敏捷性得到了有效的增强,明显地扩大了敏捷性包线。 相似文献
8.
高机动导弹气动/运动/控制耦合的风洞虚拟飞行试验技术 总被引:2,自引:0,他引:2
解决先进飞行器大迎角高机动飞行时的气动/运动非线性耦合问题,需要发展基于非线性理论的风洞试验技术,即风洞虚拟飞行试验技术。该试验能够实现较为逼真的模拟飞行器机动运动过程,气动和运动参数的实时同步测量,以及飞行控制律的集成验证与优化,从而达到探索气动/运动耦合特性和机理的目的。本文介绍了风洞虚拟飞行试验的模拟方法、关键技术及其解决措施,并针对典型导弹模型开展了虚拟飞行验证试验。试验结果表明:目前已经初步具备适用于导弹模型跨声速气动/运动/飞行控制一体化研究的风洞虚拟飞行试验能力。 相似文献
9.
大迎角飞行品质要求的背景众所周知,在失速迎角前,能大迎角作无忧虑机动是当代(第三代)战斗机的标志,而具有过失速机动能力却是下一代(第四代)战斗机的重要特征。战斗机在失速迎角前后大迎角区作机动飞行的要求也是根据作战环境和作战方式确定的。当代战斗机面临着地(面指挥所)、空(中预警机)、天(卫星)实时侦察情报和指挥、控制和通信的统一这种作战环境。同时,70年代以来,随着机载雷达、火力控制系统和导弹武器的迅速发展,在战斗机上已经实现了雷达与火控系统甚至飞行控制系统的一体化。作为空战的主要武器──导弹也已发… 相似文献
10.
11.
姿控式直接侧向力与气动力复合控制策略设计 总被引:1,自引:0,他引:1
针对自旋导弹直接侧向力与气动力复合控制问题,提出一种分阶段复合控制策略,该策略充分考虑了直接侧向力离散控制和空气舵连续控制的特点,将弹体迎角和侧滑角响应过程分为上升段和保持段以实现快速精确跟踪。上升段考虑固体脉冲发动机的快响应特性,利用整数线性规划(ILP)得到了需要开启的脉冲发动机数量,产生直接侧向力控制导弹快速建立迎角和侧滑角。保持段则基于动态逆控制和自抗扰控制技术,通过空气舵控制迎角和侧滑角稳定在期望值,以克服侧向喷流干扰效应和大迎角飞行带来的非线性耦合的影响。仿真结果表明,依靠直接侧向力与气动力的分时串联作用,可以有效地抑制复合系统的外扰和模型不确定性的影响,显著加快拦截导弹的过载响应速度。 相似文献
12.
本文研究的对象是以小迎角、小侧滑角和一般超音速飞行的旋转弹翼式“X-X”型导弹。当它偏转弹翼进行俯仰和偏航控制时,弹翼部分的不对称绕流会在弹翼上产生不对称载荷分布,从而诱导出滚转力矩。本文主要依据空气动力学中的细长体理论;在这个理论关于厚度问题、迎角问题和侧滑角问题的基础上,著重对两对弹翼偏转一定角度后,因气动干扰而在弹翼上产生的各种气动载荷进行了研究,并由此得出了弹翼部分诱导滚转力矩的计算公式。可以看到,它的大小与导弹的飞行条件、气动外形和操纵情况有关,一般情况下它是不大的。 相似文献
13.
空对空导弹攻击在综合火力/飞行控制中的设计、仿真 总被引:5,自引:0,他引:5
研究空-空导弹攻击在综合火力/飞行控制(IFFC)系统中的设计与仿真问题,给出了IFFC系统的结构、组成及仿真信息流图。探讨了中程导弹拦射攻击的火力控制算法,并且详细地讨论了火力/飞行耦合器的设计方法及组成。最后,采用五自由度非线性飞机方程及三轴ACT控制增稳系统,进行了整个火力/飞行系统的数字仿真。在仿真的基础上,设计了一些典型作战条件下的火力/飞行耦合控制器的参数。仿真结果表明:综合火力/飞行控制系统可以实现导弹攻击的自动化,同时也说明本文设计的火力/飞行耦合器具有很强的鲁棒性能 相似文献
14.
15.
针对未来复杂战场环境下反舰导弹编队协同攻击的技术需求,提出了一种多弹编队飞行控制的技术方案。采用基于分层递阶控制思想的多智能体系统结构,把多枚功能相同或者不同的导弹按照一定的原则组合成弹群,弹群中各导弹之间进行编队飞行、协同搜索、信息融合和协同攻击等方面的作战配合,实现对单个目标或多个目标的精确打击。该方案可以实现多发导弹的编队飞行控制,能够提高导弹编队的体系对抗能力。 相似文献
16.
大攻角侧向多喷干扰流场特性数值模拟 总被引:3,自引:1,他引:2
采用计算流体力学(CFD)方法研究了大攻角状态下侧向多喷口干扰复杂流场对导弹气动特性的影响。首先通过喷流标模和大长细比导弹模型的雷诺平均Navier-Stokes(RANS)数值模拟,分别验证了所采用的仿真方法对喷流干扰流场和导弹大攻角流动求解的能力;其次采用RANS方程组对大攻角状态侧向多喷干扰流场进行了数值模拟,表明攻角与喷口数量对导弹气动载荷分布产生较大的影响;然后通过对比分析有/无喷流时法向力系数沿导弹轴向的分布,以及流场结构,揭示了不同攻角时喷流干扰流场对导弹气动特性影响的流动机理;最后给出了侧向喷流对导弹建立攻角时间影响的初步分析,表明与采用单独气动舵进行姿态控制相比,在10 km高度采用侧向喷流直接力控制不能提高导弹的快速性。 相似文献