机动飞行非线性解耦控制

给出了非线性解耦系统平衡点的计算公式。用微分几何控制理论研究了飞机非线性运动的 3种解耦运动模式,并用这 3种模式实现了 3种形式的敏捷性机动和直接升力控制的 3种基本模式,即 An,α1和α2 模式。计算结果表明,给出的 3种解耦模式能精确地实现这些运动模式。为飞机敏捷性和直接力控制问题提供了一种理论研究方法     

微分对策制导规律与改进的比例导引制导规律性能比较

本文根据现代战争敌我双方对抗格局 ,提出了防空导弹拦截高速大机动目标 ,采用微分对策强迫奇异摄动方法零阶组合反馈解析解制导规律。这种制导规律只需要导弹和目标的位置、状态变量和法向过载的测量量 ,易于弹上实时实现。为了证明该制导规律的良好性能 ,文中给出了另一种改进的比例导引制导规律 ,并以某防空导弹为研究背景 ,对两种制导规律的性能进行了比较。结果表明微分对策制导规律的弹道参数特性比改进的比例导引制导规律好得多     

一类非线性微分方程组奇点稳定的条件

本文讨论了一类非线性电路微分方程组奇点稳定的条件,用线性近似的方法,讨论了方程组(1)中参数P*对奇点稳定性的影响,得到了奇点(P*/Ф,Ф)在P*相似文献   

外弹道容错拟合微分技术及应用

针对现有数据微分处理方法的缺陷,采用容错思想改进了传统的数据处理算法,提出容错拟合微分技术。新算法有效地消除了各类孤立型野值和斑点型野值的不利影响,降低了算法对随机误差的敏感性,提高计算弹道的可靠性和精度。通过仿真计算和工程实践,验证了该算法的有效性和适用性。     

基于串级线性自抗扰的四旋翼姿态控制方法

针对四旋翼无人机姿态调整过程中,由于参数不确定性及外界环境干扰,往往给姿态控制带来一定困难。本文研究提出一种基于串级线性自抗扰的四旋翼姿态控制方法。首先建立四旋翼无人机的动力学姿态模型,提出采用串级PID双环路控制架构,将姿态控制任务分解为内外两个环路。采用Levant微分器提取控制参量,以强化跟踪能力。此外,对原线性自抗扰控制器进行优化,旨在更好地消除外界随机扰动对系统的影响。利用MATLAB Simulink环境对提出的控制方法进行模拟,结果表明相比传统方法,该方法能更好地抑制系统受扰动引起的影响,增强系统对期望信号的跟踪能力,从而明显提高了四旋翼无人机姿态调整的精度与稳定性,以及四旋翼无人机姿态控制的精度和鲁棒性。     

机械力学性能拉伸试验的拉伸速度研究

在室温机械力学性能拉伸试验中，在满足其它规定条件的前提下，拉伸速度是一个关键的因素。分析了拉伸速度与力学性能的关系、原理；提出控制拉伸速度的方法与计算公式及要求，有效地提高了产品质量。     

航天器铷钟的一种精密控温系统

研究了一种应用于航天器的高精度、高稳定度的温度控制系统：使用热敏电阻作为温度传感器;采用多级控温策略,核心级采用基于径向基函数（Radial Basis Function,RBF）神经网络比例、积分、微分（PID）控制算法,非核心级采用积分分离式PID算法;采用脉宽调制（PWM）控制作为控制方式。以航天器铷钟作为控制对...     

速度信息缺失的平动点轨道交会预设性能控制

以平动点轨道的交会对接为研究背景,基于高阶积分链微分器和预设性能控制理论提出了一种仅需相对位置信息的平动点轨道近程交会控制律。首先利用高阶积分链微分器估计两航天器的相对速度状态,并设计预设性能控制器使得两航天器的相对运动状态在预设的边界内渐近收敛到期望状态。然后利用李雅普诺夫函数证明相对运动状态存在扰动时控制器的稳定性。该方法为闭环控制,且与模型无关,容易在线操作。仿真结果表明,在平动点轨道航天器存在未知扰动以及导航制导等不确定的情况下,利用所提交会控制律能够实现追踪航天器与目标航天器交会任务的高精度实时控制,具有较强鲁棒性。     

两端弹性转动约束跨中受集中力作用梁的弯曲分析

研究了两端弹性转动约束跨中受集中力作用梁的弯曲特性,给出了弯矩和挠度计算公式,分析了转动约束刚度对弯曲特性的影响。梁的弯曲特性不仅与转动约束刚度有关,而且还与梁的长度及弯曲刚度有关。当转动约束刚度参数小于0.01时,可近似按刚性转动约束计算;当转动约束刚度参数大于12时,可近似按自由转动约束计算。