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本文的研究目的在于使制导律既保留最优制导动态性能好、节省能量的优点,同时又对有界机动目标具有良好的鲁棒性。首先,在导弹-目标追逃问题的相对运动学关系的基础上,我们根据制导动态性能好、节省制导能量要求,构造了线性二次型性能指标,利用Hopfield神经网络在线实时求解该最优制导问题,克服了实际中的最优制导难于求解的问题;同时为了在拦截有界机动目标时,保证视线角速率趋于零,又将滑模控制理论引入到制导律的设计中,并利用Lyapunov稳定性理论对该新型导引律的稳定性进行了证明。仿真结果表明该导引律能够对有界机动目标具有较强的鲁棒性,保证了导弹在追逃过程中使视线角速率趋于零,导弹的指令加速度较小。
相似文献
相似文献
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713.
为了实现小推力固体火箭发动机的长时间工作,对4种采用复合推进剂端燃药柱的发动机进行设计和试车.工作时间分别达到75、105、145、235 s.试验结果表明,该发动机设计方案合理,采用这种C/C喉衬的复合结构喷管实现长时间工作是完全可行的.其中,75 S发动机的地面比冲为2 217 N·s/kg;145 s发动机的地面比冲为2 236 N·a/kg;235 s发动机的地面比冲为2 147 N·s/kg,性能测试结果基本满足发动机总体指标要求.此外,在试验过程中,还获得了C/C喉衬的烧蚀和绝热层的烧蚀炭化规律,为后续开展长时间工作固体火箭发动机研究提供了重要参考. 相似文献
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715.
716.
为了对流体回路系统设计参数确定提供指导,通过地面试验方法,研究了低温和外界环境变化时单相流体回路的阻力特性、工质补偿、控温算法等。介绍了地面试验系统的组成、试验方法和相关试验结果,并重点对外界环境突变时的控温结果、控温目标点与控温装置作用点分离时的控温震荡以及低温下补偿器的补偿能力测试结果进行了分析。试验结果表明,在外界环境剧烈变化时会出现温度过冲,过冲可达到10 oC;此外,由于控温点和控温装置作用点的分离引起的相位差,会导致系统控温失败。这些结果对载人航天器流体回路的泵、换热器设计以及工作状态分析具有一定的参考作用。 相似文献
717.
718.
基于病毒遗传算法的快速航迹规划方法 总被引:1,自引:0,他引:1
为了提高现有航迹规划系统的实时规划能力,对基于分层策略的航迹规划方法中全局规划部分进行改进,提出了基于病毒遗传算法的快速规划方法.分层策略的航迹规划包括全局规划和局部规划,由于对不同性质的约束条件分阶段进行处理,该方法降低了航迹规划的计算复杂度.但全局规划采用的标准遗传算法仍存在早熟和局部收敛慢的问题.针对这些缺陷,采用病毒遗传算法进行改进.结合航迹规划的领域知识,给出了病毒种群的编码方法并设计了特定的病毒感染算子,使航迹寻优效率得以提高.仿真实验表明,在相同约束条件下,该方法能更快生成满足战术要求的航迹. 相似文献
719.
将DSMC方法运用在材料细观烧蚀机理分析中,对碳/碳材料在典型烧蚀过程中的简化模型进行了微米量级下的氧扩散特性分析,旨在研究氧分子在材料表面缝隙中的扩散特性及其与壁面的作用规律,计算分析结果验证了纤维烧蚀结构演变特性。结果表明:沿缝隙深度方向,O2与壁面的碰撞频率不断降低;在缝隙入口处烧蚀最快,缝隙深处最慢,碳纤维随着烧蚀过程的进行不断尖化直至达到强度极限产生折断剥离;随着烧蚀过程的不断进行,O2与壁面的碰撞频率增加,材料将烧蚀得更快;在同一烧蚀条件下,O2与壁面发生烧蚀反应的概率越大,将消耗O2越快,致使O2与壁面的碰撞频率降低。 相似文献
720.