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171.
以某型直升机横航向通道为对象,将H^∞控制理论与计算方法引入直升机飞行控制系统设计中。通过对灵敏度函数和补偿灵敏度函数频率特性的回路整形,设计出有较强抗干扰能力和较好鲁棒稳定性的直升机H^∞控制系统。仿真计算表明,具有H^∞控制器的直升机横航向姿态保持系统,其指令跟踪和鲁棒稳定都性都有了明显的改善。 相似文献
172.
采用气动力/直接力(RCS)复合控制是未来的战术导弹提高控制系统快速性,改善导弹制导性能的重要手段之一.RCS的使用方式有两类,力操纵型和力矩操纵型。由于空气舵和RCS所引起的弹体的旋转运动,力矩操纵型RCS存在着严重的耦合,使控制器的设计变的非常复杂.本文进行了气动力/直接力复合控制设计方法的探讨. 相似文献
173.
保持飞行迎角恒定的动力补偿系统性能分析 总被引:1,自引:0,他引:1
论述了速度恒定动力补偿系统(APCS|u=0)和迎角恒定动力补偿系统(APCS|Δα=0)的主要工作原理和控制律。然后论证了APCS|Δα=0与APCS|u=0之间的关联,从而证明飞行迎角恒定系统在加快飞机的动态响应、保持稳态迎角不变的同时,也可以保持速度恒定(u=0),与APCS|u=0达到同样的效果。最后以舰载飞机自动着舰为例,进行了仿真验证。 相似文献
174.
针对面向软件功能的测试数据自动生成问题,提出了一种动态自组织特征映射方法,用于生成揭示软件功能故障的测试数据(简称故障数据)。该方法主要有两部分组成,①采用具有全局多峰搜索特性的小生境遗传算法,在输入空间内搜索功能测试数据,生成少量的初始故障数据;②由初始故障数据,采用具有联想和分类能力的可变结构自组织特征映射,不断迭代生成大量相近而不同的故障数据,以便给开发者提供引发这些软件故障的信息,从而确定软件故障行为的模式或假设。用某型空空导弹发射控制软件进行了实验,运行结果表明了方法的有效性,故障数据生成效率高于遗传算法和随机法。 相似文献
175.
论述不完全弹道测量的数据融合处理问题。在惯性器件天地关系一致的前提下,导弹惯性器件误差补偿量变化规律,就反映了飞行中制导工具误差的变化规律,即遥外差的变化规律。因此,可以利用补偿量视速度的变化规律约束条件,内插出不完全测量段落的遥外差数据,在建立节省参数的弹道估计的联合模型基础上,融合少量的高精度测元来解算弹道参数。落点验算表明:利用该方法计算的落点接近实际落点。 相似文献
176.
激波风洞重模型气动力试验研究 总被引:2,自引:0,他引:2
在激波风洞上进行气动力试验时,风洞启动时巨大的冲击载荷使模型-天平受到充分的激励,从而形成惯性干扰力,并与真实气动力混杂在一起,甚至完全覆盖气动力,降低了试验精准度,使得试验模型的质量受到极大的限制。本文介绍了CARDC-dia.2米激波风洞进行大、重模型的压电天平气动力试验研究情况,包括天平设计、天平校准、惯性补偿和风洞试验等几个方面。研究结果表明:气动力试验模型质量可从过去的500g增加到8kg,模型长度可达1m。从而提高了激波风洞测力试验能力,能满足高超声速飞行器试验的需求。 相似文献
177.
178.
采用鲁棒H∞控制理论设计了某型飞机的自动着陆控制系统,描述了飞机自动着陆的过程,分析了系统中可能受到的干扰,建立了H∞控制问题的系统增广模型,针对飞机着陆时的要求设计了鲁棒H∞控制器以抑制干扰的影响.仿真结果表明,所设计的控制器对自动着陆时的干扰具有较强的抑制作用,能使飞机准确地跟踪期望轨迹并满足着陆指标的要求,具有良好的动态性能和鲁棒性能. 相似文献
179.
180.