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221.
以大气层内导弹逆轨拦截高速机动目标为背景,本文运用最优控制和双曲正切函数设计带角度约束的三维最优制导律。分别假设导弹弹道倾角和弹道偏角保持瞬时恒定,将三维制导分解为两个相互垂直平面内的二维制导。考虑导弹速度时变的情况,建立带角度约束的制导方程。设计一种双曲正切函数的变种,并将其设为脱靶量和角度约束的权重系数,根据极小值原理推导了最优制导律的解析表达式。双曲正切函数变种的引入,使得制导律对脱靶量和角度约束的要求是逐渐增强的,可以解决传统最优制导律初始段过载指令过大的问题。仿真结果表明了该制导律的有效性。 相似文献
222.
针对充液挠性航天器姿态快速机动、快速稳定的控制要求,为减小姿态机动对挠性附件振动和液体晃动的激发,设计了一种基于正弦型加加速度的姿态机动路径规划方法。为进一步提高姿态控制性能,提出了一种基于云多目标粒子群算法的姿态控制器参数和机动路径参数联合优化方法。以最小化充液挠性航天器三轴姿态达到指定指向精度的时间以及三轴姿态稳定度,构建多目标优化模型,并应用云多目标粒子群算法求取姿态控制器参数和机动路径参数的Pareto最优解。仿真结果表明:采用多目标联合优化算法得到的控制器与路径参数,能够有效减小液体晃动和挠性附件振动,显著提高充液挠性航天器大角度姿态机动的快速性和稳定性。 相似文献
223.
224.
225.
JosefG.Worms Fgan-Fhr 《空载雷达》2003,(2):39-43,59
共形阵天线的阵元具有不同的方向性,因此角度分辨率算法必须考虑来波的极化问题。本文将在考虑来波极化问题的基础上介绍Capon法和MUSIC法的两种新型改进方法。 相似文献
226.
提出了一种用于精密角度测量的新型干涉仪。使用普通的0.6328μm氦-氖激先器,采用声光调制、光外差干涉、电信号沉频、比相技术进行动态角度的精确测量。干涉仪结构简单、调整方便、使动态测角技术更具有实用性。 相似文献
227.
朱晓华娄德仓童传琛 《燃气涡轮试验与研究》2016,(1):36-40
交错波纹板(CC)型换热器具有结构紧凑、换热效率高等特点,可满足间冷回热循环涡扇发动机对间冷器的要求。数值研究了CC型原表面通道内三维流动及换热特性,探究了上下波纹板交错角(θ)及雷诺数(Re)对流动损失的影响,表明阻力系数f随θ的增大而增大。详细研究了θ为90°时波纹板通道流动损失及换热特性,表明努赛尔数(Nu)随Re的增大而增大。θ为90°时,f、Nu的数值计算结果与文献结果较为接近。 相似文献
228.
空间飞行器大角度机动控制律设计 总被引:1,自引:1,他引:1
研究了空间飞行器大角度机动控制问题。为避免欧拉角描述姿态运动存在奇异性的问题,由姿态四元数建立姿态运动方程。针对飞行器姿态运动模型的非线性和不确定性,利用模糊逻辑系统对不确定性函数进行逼近,将获得的模糊函数作为系统不确定性界函数。对模糊逼近所带来的误差以及外部干扰项,采用变结构补偿控制方法,并在线自适应调整参数。理论分析和仿真研究表明此方法具有姿态控制精度高,实时计算量小,便于工程实现等优点。 相似文献
229.
230.
基于单神经元自适应PID控制的航天器大角度姿态机动 总被引:5,自引:0,他引:5
针对航天器大角度姿态机动,提出了一种新的单神经元自适应比例积分差(PID)控制器设计方法。基于误差二次型最优理论推导出相应的单神经元输入权值参数调整算法,并用Lyapunov稳定性理论分析了控制系统的稳定性。所设计的控制器结构简单、计算量小、鲁棒性好,能更好地适应航天器模型的不确定性,易于在轨实现。数学仿真结果验证控制器有效。 相似文献