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291.
分析了敏捷性与飞控系统控制律之间的关系.以某典型三代机为例,根据飞行品质要求对其控制律进行了重新设计,并在地面仿真系统上对与控制律相关的敏捷性尺度进行了试验.通过比较原飞机和采用新控制律飞机的敏捷性,验证了分析结果,并对控制律提出了改进意见. 相似文献
292.
293.
针对发动机数字电子控制系统中传感器易于出现故障的特点,以某型发动机为例,采用基于控制律容错重组方法在飞行包线内的不同点上设计出了发动机容错控制器。仿真结果表明:该控制器具有很好的容错能力,故障情况下系统的动态品质与正常情况下系统的动态品质具有良好的一致性。 相似文献
294.
295.
基于微分对策的导弹攻击策略 总被引:2,自引:2,他引:0
利用建立的垂直平面内交战双方攻击模型,应用微分对策理论,得到导弹的最优攻击策略,对比微分对策导引律与比例导引律在多种仿真环境下的结果,说明在近距离交战中,基于微分对策理论的导引律设计具有更大的优越性。 相似文献
296.
陈林 《中国民航飞行学院学报》2011,22(4):9-12
首先介绍了排放权交易的起源、概念、经济理论和国际法基础,然后重点总结了欧盟将航空运输活动纳入排放权交易的主要内容,最后,提出了我国民航实施排放权交易需解决的关键问题。 相似文献
297.
无人机机载导弹落角和时间控制导引律研究 总被引:1,自引:0,他引:1
改进了一种能同时控制命中角和命中时间的修正比例导引律,将其用到无人机机载空对地导弹中,将其中的剩余时间估计加入了命中角约束的影响,旨在保证无人机机载导弹垂直命中目标的同时,使命中时间更为准确.通过对此导引律和一种仅考虑垂直命中角约束的修正比例导引律以及和改进前导引律的比较,仿真表明,此导引律使无人机机载导弹能在保证垂直... 相似文献
298.
Yueneng Yang Jie Wu Wei Zheng 《Advances in Space Research (includes Cospar's Information Bulletin, Space Research Today)》2013
This paper presents a novel approach for station-keeping control of a stratospheric airship platform in the presence of parametric uncertainty and external disturbance. First, conceptual design of the stratospheric airship platform is introduced, including the target mission, configuration, energy sources, propeller and payload. Second, the dynamics model of the airship platform is presented, and the mathematical model of its horizontal motion is derived. Third, a fuzzy adaptive backstepping control approach is proposed to develop the station-keeping control system for the simplified horizontal motion. The backstepping controller is designed assuming that the airship model is accurately known, and a fuzzy adaptive algorithm is used to approximate the uncertainty of the airship model. The stability of the closed-loop control system is proven via the Lyapunov theorem. Finally, simulation results illustrate the effectiveness and robustness of the proposed control approach. 相似文献
299.
Optimal guidance based on receding horizon control for low-thrust transfer to libration point orbits
Haijun Peng Qiang Gao Zhigang Wu Wanxie Zhong 《Advances in Space Research (includes Cospar's Information Bulletin, Space Research Today)》2013
This paper addresses the design and computation of a guidance law for a transfer mission from an orbit near the Earth to a halo orbit around the libration point L2 in the Sun–Earth system. The guidance law, which is designed based on receding horizon control and compensates for launch velocity errors that are introduced by inaccuracies of the launch vehicle, is solved using the generating function method. During the design of the closed-loop guidance law, the entire transfer mission, which is considered a nonlinear optimal control problem, is evaluated to obtain a nominal reference trajectory. Using the launch velocity errors and the uncertainty of the model, a spacecraft controlled by the proposed guidance law tracks the reference trajectory. Furthermore, the original Riccati differential equation in the receding horizon control algorithm is replaced by an equivalent convenient form of the Riccati differential equation that is based on the generating function. The high-efficiency solution of the equivalent equation avoids the online direct integration of the original Riccati differential equation, which significantly increases the computational efficiency for the receding horizon control problem. Numerical simulations using a nonlinear bicircular four-body model demonstrate the capabilities of the proposed receding horizon guidance law for the transfer mission. In addition, the generating function method improves the computational efficiency by at least one order of magnitude over the backward sweep method in solving the receding horizon control problem. 相似文献
300.
提出一种新的关于油气式缓冲器充填参数试验过程的动态模拟方法。该方法是按照一定的设计及计算程序,以自动的方式替代传统的人工操作,不但效率高,而且效果好,更新了传统的“试凑”概念,开拓了一条设计新途径。 相似文献