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本文在最少量测条件下采用视线角速度q趋于零的指标函数和低阶等效辨识模型与快速自适应控制方法实现了战术导弹的平行接近制导律。这种最优制导律可以实现直接命中目标本体,实现一弹多用,可以用于反导弹的控制。能使制导装置简化并使其尺寸和重量减小,算法简单易于工程使用。经过大量数学和半实物仿真试验表明,上述成果可应用于实际工程当中。 相似文献
162.
准确地预示固体火箭发动机推力中止这一瞬变过程,对飞行器飞行精度及可靠性具有重要意义。建立了一维不定常流动数值计算模型,考虑了传热、摩擦、燃面变化,燃烧室长径比、通喉比等因素,计算了推力中止过程内弹道,给出了燃气参数沿燃烧室长度的分布及随时间的变化。 相似文献
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164.
165.
空间小推力发动机推力室喷注器的设计与身部冷却问题 总被引:3,自引:0,他引:3
介绍了空间小推力双组元液体火箭发动机推力空头部喷注器设计的某些特点和身部冷却的一些问题,具体地讨论了几种喷注器设计方案和简述了身部液膜/辐射冷却的机制,并给出某些情况下估算壁温的方法。 相似文献
166.
飞行器姿态系统变结构控制的研究 总被引:2,自引:1,他引:2
对于具有纯延迟、惯性和由开关控制的非线性飞行器姿态系统,本文提出了采用解耦变结构控制的方法。计算机仿真结果表明,本方法行之有效,具有优良的鲁棒性,设计方法简单和易于实现数字控制等优点 相似文献
167.
168.
概述了《航天型号电子元器件选用目录》的编制背景、情况和编写的8部分内容,重点介绍了目录中所选用的每个电子元器件产品包括的“主要技术参数、采用标准、生产厂家”等内容和含义,并对其选用目录的用途和实施管理作了说明。 相似文献
169.
170.