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相似文献
 共查询到19条相似文献,搜索用时 109 毫秒
1.
质量矩控制可以有效解决飞行器在超高马赫数飞行时的舵面气动加热问题,建立了质量矩导弹通用数学模型,针对具有3个滑块的三轴稳定质量矩导弹,分析了惯性主轴变化、惯性力矩和气动力矩对导弹运动的影响,结合频域摄动法和数值分析方法对这一动力学模型进行了模型简化以及简化误差补偿方法的研究.研究结果表明经过误差补偿的简化模型与未简化模...  相似文献   

2.
对简化的弹体动力学模型,应用数量反馈理论方法对导弹攻角控制系统进行了鲁棒校正,设计了一个不变的鲁棒控制器G(S),使导弹在整个飞行过程中,攻角对俯仰舵偏角的传递函数的频率响应满足设计期望要求,改善了弹体的动力学特性。设计导弹控制系统时,能用它计算出理想控制器的参数  相似文献   

3.
对简化的弹体动力学模型,应用数量反馈理论方法对导弹攻角控制系统进行了鲁棒校正,设计了一个不变的鲁棒控制器G(S),使导弹在整个飞行过程中,攻角对储仰舵偏角的传递函数的频率响应满足设计期望要求,改善了弹体的动力学特性。设计导弹控制系统时,能用它计算出理想控制器的参数。  相似文献   

4.
再入飞行器采用变质心控制不但可以保持较好的气动外形,还可以降低能量消耗增大载荷能力,但该控制对气动力依赖较强,在气动力不足时需要借助其它控制系统来实现精确控制要求。文章研究了全空域飞行情况下变质心/RCS复合控制策略。通过对控制受限情况下变质心控制系统力矩配平和闭环响应快速性能的分析,将变质心控制的可行性转化为重压心距不等式组解的存在性,并基于此工程估算方法给出从变质心控制切换为RCS控制的复合控制策略。最后,通过对某再入飞行器一条典型机动弹道的仿真实验,验证了复合控制策略的有效性。  相似文献   

5.
变质心控制导弹H∞综合LPV鲁棒自动驾驶仪的设计   总被引:8,自引:0,他引:8  
线性系统就系统描述的参数变化情况可划分为LTI、LTV和LPV3种类型,变质心控制导弹的线性化模型是在特定的简化条件下得到的,是一种典型的存在模型不确定性的LPV系统,且导弹工作在较宽的飞行条件下,其参数变化范围很大;为了使设计的自动驾驶仪具有足够的稳定裕度和能够适应较大参数变化范围的能力,文中利用凸多面体理论,基于自调整LPV综合H∞鲁棒控制器的设计方法,针对变质心控制导弹的自动驾驶仪,在系统满足控制器的存在性定理的条件下,给出了设计方法,这种设计方法简单、在线计算量小,通过仿真结果验证了变质心矩自动驾驶仪能够完全满足鲁棒性和全域操作的设计要求。  相似文献   

6.
采用导弹总体、气动、动力、控制和弹道一体化设计方法,研究了超音速整体式冲压发动机飞航导弹的控制问题,引入了自适应控制规律,利用该规律,可全面满足发射高度大范围内变化时的所有战术技术要求。  相似文献   

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采用导弹总体、气动、动力、控制和弹道一体化设计方法,研究了超音速整体式冲压发动机飞航导弹的控制问题。引入了自适应控制规律,利用该规律,可全面满足发射高度在大范围内变化时的所有战术技术要求.  相似文献   

8.
正天津德天助非晶纳米科技有限公司自主研发出一种耐高温隔热材料及涂层,可应用于导弹空气舵等高速飞行器部件的表面。空气舵位于导弹弹体表面,通过改变空气气流来产生调整导弹飞行姿态的侧向控制力。导弹在高速飞行过程中,空气舵与空气摩擦产生高温,严重时会使空气舵烧蚀损坏,影响导弹飞行平衡。导弹的飞行速度越快,与空气产生的摩擦力就越大,空气舵的温度升得就越快。该耐高温隔热材料及涂层的主  相似文献   

9.
为了研究正、余弦控制式鸭舵对旋转导弹气动特性的影响,在CFD软件中采用嵌套网格方法模拟导弹的旋转和鸭舵的偏转。在与风洞试验结果进行对比,验证了数值模拟准确性基础之上,对不同转速、迎角、马赫数下正、余弦控制方式旋转导弹的气动特性进行数值模拟,得出如下结论:当采用相同最大舵偏角时,导弹进行正、余弦控制时其法向力系数要比静态条件下小,其侧向力系数和偏航力矩系数要比静态条件下大;导弹进行正、余弦控制时的偏航力矩系数大小要比不控时小;转速的变化对全弹法向力、侧向力特性以及鸭舵提供的法向力影响相对较小;亚声速条件下导弹的侧向力系数和偏航力矩系数数值比超声速条件下大;导弹做锥进运动时,合成迎角Г的变化对周期平均升力系数和侧向力系数影响较小,Г的变大会使周期平均偏航力系数、周期平均阻力系数数值变大;旋转效应是正、余弦控制方式旋转导弹产生侧向力的原因,并且鸭舵、尾翼产生的侧向力占主导地位。  相似文献   

10.
针对采用偏转头控制方式的导弹,研究了其动力学特性和数学模型。综合考虑弹头和弹体的相互作用,定义了偏转头导弹的运动特征参数;采用无根系统多体动力学方法,建立了偏转头导弹多体耦合动力学模型;在保留弹体和弹头运动耦合项的情况下,得出适合控制系统设计和分析的偏转头导弹数学模型。理论分析与仿真结果表明,弹头和弹体的相互作用将会导致弹体产生与弹头偏转方向相反的运动,同时仿真结果也验证了数学模型的正确性。  相似文献   

11.
In order to reduce the coupling between pitch, yaw and roll channels of the bank -to-turn (BTT) missile caused due to missile body roll. A new structure actuat or for reducing the coupling of BTT missiles is studied. The new structure actua tor can roll independently along the longitudinal axis of the missile. The actua tor instead of airframe needs to steer when controlling BTT missile roll. So the rolling speed of main airframe and thus the coupling of missile introduced by a irframe rolling are reduced. ...  相似文献   

12.
为了提高横摇控制性能,依据潜艇舵减横摇的原理和变结构控制理论,在潜艇非线性模型基础上提出了航向控制器和横摇控制器的设计方法.该方法以航向角和横摇角各自的偏差及其导数建立变结构控制切换面,选取相应的指数趋近律,分别计算了航向和横摇的变结构控制律,最后利用加权方法得到了总的方向舵控制规律.针对变结构控制的抖振现象,利用自适应双神经元对趋近率进行在线修正.仿真研究表明,改进变结构控制提高了近水面航行潜艇水平面操纵控制的性能.  相似文献   

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阻力方向舵在飞翼式高空长航时无人机中的应用   总被引:3,自引:0,他引:3  
根据飞翼式高空长航时无人机的风洞实验结果,分析了全机尤其是阻力方向舵的气动和操稳特性,据此采用经典方法设计了阻力方向舵的控制律,提出用阻力方向舵进行航向控制和速度控制的方案,并指出由于存在操纵耦合,有必要进行阻力方向舵和升降舵交联控制。非线性飞行仿真结果表明,阻力方向舵具有满意的航向和速度操纵能力,采用交联控制后速度响应更平稳,并可减小33的高度偏差和56的俯仰角偏差。  相似文献   

14.
用升力面理论方法计算敞水及浆的后尾流场中贝克型襟翼舵的水动力性能,理论计算值与实验结果吻合良好。根据理论计算结果讨论了影响贝克舵性能的因素,本文提供的贝克型襟翼舵性能图谱可供设计选型参考。  相似文献   

15.
为了研究小型卫星立式对接测试平台的动力学特性,对测试平台和三爪式对接机构进行了动力学联合仿真,建立了接触瞬间滚转装置的动力学模型和试验系统坐标系,分析了接触点的作用力,采用质量动代换的方法对运动装置进行简化,建立了对接初始条件下滚转装置的动力学方程.依据Hertz弹性碰撞模型理论,利用ADAMS软件分别在正碰和斜碰状态下选取两组对接初始条件进行了动力学仿真.仿真结果表明:不同初始条件下的球关节运动学特性及受力状况是不同的,球关节质心处的受力随着初始角度的增大而变大,而且运动学特性也随之改变.  相似文献   

16.
在飞控系统发生故障时,利用可重构飞控系统实现故障重构。本将低,高增益反馈控制方法和分段线性控制技术相结合,提出一种新的可重构飞控系统鲁棒控制结构,通过对反馈控制建设,同时考虑操作面偏转速率饱和限制,从而设计出一种鲁棒重构控制系统,计算结果表明,该方法能有效地完成飞控系统故障重构。  相似文献   

17.
文章针对高超声速飞行器在缺少实际试飞数据的情况下,需要设计鲁棒自动驾驶仪的舵回路控制器来保证飞行器的姿态角控制精度满足超燃冲压发动机的工作条件.根据高超声速飞行器横滚通道的动态特性,针对舵回路的死区间隙等非线性不确定性因素,结合滚动通道数学模型,采用Lyapunov方法设计了横滚通道差动舵的鲁棒控制器.其鲁棒控制律对系统参数不确定性和外界干扰不确定性的补偿控制采用差动舵偏补偿算法,自动补偿不确定因素及舵回路死区、饱和的非线性影响,并完成了其鲁棒指数镇定的证明.最后通过数字仿真验证了文中控制算法的有效性.  相似文献   

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Digital design and optimal are very important in modern design. The traditional design methods and procedure are not fit for the modern missile weapons research and development. Digital design methods and optimal ideas were employed to deal with this problem. The disadvantages of the traditional missile's airframe design procedure and the advantages of the digital design methods were discussed. A new concept of design process reengineering (DPR) was put forward. An integrated missile airframe digital design platform and the digital design procedure, which integrated the optimization ideas and methods, were developed. Case study showed that the design platform and the design procedure could improve the efficiency and quality of missile's airframe design, and get the more reasonable and optimal results.  相似文献   

19.
A study on roll gap profile (strip profile) control was accomplished in a 1700 mm single-stand temper mill. Some critical problems such as the deviation of work roll contour caused by grinding and wear, the effectiveness of work roll bending were discussed. Using a finite element model, the effects of roll contours (ground and wear) on strip profile were investigated. The roll bending effect on strip thickness was also analyzed. It is pointed out that there are some special features of flatness control in the temper mill: during temper rolling, roll deformation is slight due to small rolling load, and the loaded roll gap profile mainly depends on work roll contour, while the backup roll has a little effect on gap crown; the effect of bending force on gauge can not be ignored due to the coupling between flatness control and gauge control. A new roll contour arrangement adaptable to the mill was presented and has been put into practical production. The application of the new set of rolls showed some good results: larger crown control range of work roll bender, higher rolling stability, better strip profile and flatness quality.  相似文献   

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