名义模型的反演滑模控制在火箭炮中的应用

火箭炮在不同带弹下其转动惯量及不平衡力矩大范围变化,且发射时存在负载阻力矩及燃气流冲击力的影响。针对这一实际的不确定伺服系统,采用基于名义模型的反演滑模控制策略,设计了2种控制器,一种是针对实际对象的全鲁棒滑模控制器,另一种是针对名义模型的积分反演滑模控制器,同时利用lyapunov方法实现了2种控制器的稳定性分析,将其应用到火箭炮方位运动的位置控制。理论与仿真结果对比表明,该控制器不仅能够保证系统的响应速度和控制精度,还可以实现全局鲁棒性。     

基于碰撞作用的箱式火箭炮动力学仿真

多管火箭炮机动性强、制造成本低，是一种有效的近程压制武器。而精确开展该类火箭炮虚拟样机建模与动力学特性分析的关键是处理弹管碰撞问题。文中通过合理地施加运动约束和激励载荷。建立了包括火箭弹管内运动碰撞模型的全炮动力学模型，通过仿真计算得到了火箭炮的动力响应及其规律，为火箭炮结构优化设计和初始扰动计算做准备，具有一定的理论意义和实用价值。     

含适配器的潜射导弹运载器跨介质发射分离建模与仿真

以含弹性适配器导弹运载器的跨介质弹射分离问题为对象,基于分数容积障碍法,采用流体体积多相流理论和RNG k-ε湍流模式建立导弹运载器水面分离多物理场耦合模型。以圆柱体入水为仿真算例进行数值模拟,计算值与实验结果吻合良好,验证了数值模型的精度和有效性。分别对导弹在波谷、波峰环境下的弹射出水,以及在不同初始俯仰角和出水初速度下的弹射分离过程进行数值模拟,得出初始俯仰角、出水速度、出水位置对运载器式导弹水面分离的影响。综合考虑波峰、波谷位置出水筒-弹分离时刻导弹的俯仰角并以波谷位置出水筒-弹分离时刻导弹俯仰角达到0°为准则,得到最佳初始俯仰角为3.24°。仿真方法和结果对工程应用具有重要参考价值。     

基于修正LuGre模型的自适应鲁棒控制在机电伺服系统中的应用

机电位置伺服系统是典型的非线性系统,且存在诸多不确定性,使得传统方法设计的闭环控制器往往不能满足系统的高性能需求。针对动态摩擦参数和系统负载特性未知的情况,为伺服系统设计一种基于动态面滤波法的自适应鲁棒跟踪策略。构造一个非线性观测器来估计摩擦力矩,利用动态面滤波器简化控制器的设计,设计自适应鲁棒控制器以提高系统的稳态控制精度及鲁棒性。基于Lyapunov稳定性定理证明闭环系统的所有信号半全局一致有界,通过适当选择设计参数及初始化误差变量,跟踪误差可收敛到原点的一个任意小邻域内。仿真和试验结果表明,该控制器能够能有效地抑制摩擦干扰对伺服系统的不利影响,显著提高了系统的控制精度,为提高伺服系统的动态跟踪性能奠定基础。     

基于ATmega128的精密空调控制系统设计

为了能够准确监测和控制机房的温湿度,以保证通信机房内计算机的高效运行。系统采用ATmega128单片机为控制中心,由STH11温湿度传感器、RS485通信接口及12864字符型液晶模块构成的精密空调控制系统,实现对机房的温湿度精确测量与控制。该系统电路简单、工作稳定、集成度高,调试方便,测试精度高,具有一定的实用价值。     

同心简垂直发射装置底部导流分析

研究了在同心筒垂直发射装置发射过程中导弹周围高温燃气环境对导弹产生的影响.通过同心筒底部导流结构的设计,减少高温燃气的反射,促进高温燃气的排导,从而减少高温燃气对导弹底部的烧蚀.采用数值仿真方法对两种导流方式进行计算模拟和对比.结果表明,采用导流锥型同心筒对导弹发射过程中的压力和热环境有一定效果.     

某型号布雷弹弹道研究

结合某型号布雷弹的特点,详细地研究了弹道任意一点处的射击诸元。文章首先建立了三段不同的弹道运动方程组,给出某型号布雷弹弹道轨迹;然后通过数值模拟方法,得出该型号布雷弹的任意位置处的弹道射击诸元。该方法能根据雷达测试的距离,适时给出弹丸射击诸元。文中给出的方法为适时作战提供了一种理论依据。     

群射防空火箭炮射序优化

在建立群射防空火箭炮动力学模型的基础上,确立了射序优化的目标,考虑到其影响因素,编排了可能发射顺序.进行了仿真和数据处理,优选出了较好的射序.结果表明:火箭弹群组的合理构成和射序的中心对称能提高射击精度,发射箱质心位置变化历程的不同对起始扰动影响很大.此结论能够直接应用到该型火箭炮的实战中.     

基于遗传算法的火箭转塔伺服系统最优PID控制研究

文中对某火箭发射装置的模拟位置伺服控制系统进行了研究.针对系统进行了建模和相关参数的计算;最后对系统进行仿真,得到基于遗传算法的最优的控制器参数Kp,Ki,Kd.仿真结果表明,基于遗传算法的PID控制器可以实现工程的性能指标要求,具有很好的效果.     

新型车载同心筒复燃机理与热环境研究

针对新型车载同心筒自力发射系统热环境评估的问题,基于二阶AUSM格式,依托弹性变形和域动分层结合的动网格技术,采用H2-CO-HCL反应体系17步基元反应的化学反应动力学模型,求解了动态的轴对称复燃流场。数值结果表明,导弹启动之前,内筒出现了燃气向上运动的＂引射效应＂,燃气和内筒空气发生复燃现象;导弹启动后期,内筒出现了富氧气体倒吸进入内筒的＂倒吸效应＂,加剧了内外筒的化学反应;化学反应流的温度比单组份流高800K左右。