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先进战机在大机动条件下需要实现导弹的内埋式弹射发射,战机大机动发射时导弹弹射分离参数偏离理想设计值,威胁导弹与载机的分离安全。采用理论仿真和试验相结合的方法对战机大机动下的导弹发射动力学进行研究。基于有限元法和柔性多体系统拉格朗日动力学方程并考虑发射系统刚柔气液耦合特性,建立了载机大机动条件性下的导弹弹射发射动力学模型,仿真分析了载机大机动时的离心力和科氏力对导弹弹射分离参数的影响。最后,通过发射试验进行了实际验证。仿真及试验结果表明:离心力有利于发射安全性,科氏力对发射安全性具有负面的影响,大机动发射时须考虑科氏力的影响。 相似文献
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基于一种增量式一元线性回归模型的自适应逆控制 总被引:2,自引:0,他引:2
为受控系统提出了一种简便实用的增量式一元线性回归模型。为了跟踪快时变参数 ,提出了一种滚动多模型加权平均参数估计算法。在参数估计和系统控制的过程中运用智能技术 ,使估值更可靠 ,并形成了以基于该模型的自适应逆控制为主、常规控制为辅的多模态控制方式。仿真结果表明 ,这一控制方式对于控制非线性和时变系统非常有效。 相似文献
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针对高超声速飞机复杂的气动特性以及不确定的非线性模型,提出了基于H∞最优控制理论的逆控制方法。该方法将H∞最优控制的鲁棒性能与动态逆控制的非线性解耦控制能力有机结合,能够在复杂的飞行条件下,实现对高超声速飞机高度非线性解耦控制;同时还能抑制模型参数变化的扰动,从而确保了高超声速飞机的纵向稳定性,改善了其纵向模态的飞行品质。通过仿真实验验证了该控制方法的有效性。 相似文献
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质量矩控制技术的机理分析及方程简化研究 总被引:16,自引:0,他引:16
针对质量矩控制技术的动力学问题,提出了质量矩控制导弹的动力学模型,通过对导弹各参数的理论和数值计算分析,对影响导弹快速响应的主要因素在不同的条件下进行研究,分析了质量矩控制方法迅速改变弹体姿态的能力;在自旋速度满足一定的条件下通过对模型参数的摄动分析,得到质量矩控制导弹的简化动力学模型,仿真分析表明该模型是非线性控制系统分析、设计的基础。 相似文献
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免疫进化模型及其在优化计算中的应用 总被引:12,自引:6,他引:6
在深入研究免疫系统的智能进化机制和两种典型免疫计算模型的基础上,基于进化计算模型和免疫调节理论,结合免疫记忆机制提出了一种通用免疫进化算法(GIEA)的—般框架,论述了其运算机理,分析了其收敛性和收敛速度。针对多模态优化问题,按照该框架设计了一个具体的多模态免疫优化算法(MIOA),并进行了仿真研究和计算复杂性分析。分析与仿真结果表明,该算法不仅比同类算法计算量小、具有更好的搜索性能,而且无须任何先验知识,实现了真正的自适应搜索。 相似文献
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无人机自动空中加油飞行控制技术 总被引:2,自引:0,他引:2
无人机在现代战争中扮演重要角色,广泛用于侦察、监视战区环境等任务,留空时间需求日益增长,为了增加航时而不返回基地加油,亟需开展无人机自动空中加油技术的研究,根据空中加油的特点,深入研究了空中加油自动飞行控制系统方案,提出了受油机分阶段姿态和位置控制策略,设计了满足自动空中加油控制要求、面向工程的多模态、高精度、高抗扰飞行控制律,并用粒子群算法进行了参数优化。此外利用Matlab/Simulink搭建仿真平台对空中加油阶段受油机扰动运动进行了仿真验证。仿真结果表明,该多模态控制律可以满足自动空中加油的任务要求,控制精度较高,受油机的抗干扰能力较强。 相似文献
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针对热连轧工作辊温度仿真计算,给出了忽略热载荷在时域内初始相位差的轴对称模型。通过对模型特点的分析,指出忽略热载荷在时域内初始相位差的轴对称模型实际是一种三维仿真模型,并根据此仿真模型建立了变步长计算温度场的有限差分方程。由氧化铁皮厚度的线性函数来近似表示工作辊与轧件等效换热系数,由喷射区水冷换热系数和喷射区之间的水冷系数计算得到工作辊与冷却液等效换热系数。针对差异演化算法后期收敛速度下降,甚至有时会陷入局部最优点的缺陷,提出根据种群聚集度来动态调整缩放因子,同时引入求解域内的均匀变异操作。并用改进后的差异演化算法对两种等效换热系数进行了优化。仿真结果与实测结果规律一致,证明忽略热载荷在时域内初始相位差的轴对称模型经差异演化算法优化参数后能准确预报工作辊的温度场。 相似文献
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基于改进的双曲正切函数变步长LMS算法 总被引:1,自引:0,他引:1
为了改进现有的变步长最小均方误差(least mean square, LMS)算法在低信噪比时性能较差的缺陷,提出了一种基于改进的双曲正切函数的变步长LMS算法,从理论分析和仿真实验两方面讨论了引入参数对算法收敛性、跟踪性、稳定性的影响及算法的抗干扰性。理论分析和仿真实验表明该算法在高低信噪比时均具有较快的收敛速度和跟踪速度以及较小的稳态误差和稳态失调,并且在低信噪比时该算法的收敛性、跟踪性、稳态性均优于其他多种变步长算法。 相似文献
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针对飞行时间短、速度和高度变化快、工作环境又十分严酷的飞行器,结合航空和航天领域现有相关技术,提出了适合于高空高速飞行的地面物理仿真试验方法——瞬态热平衡物理仿真试验技术。其中,气动热环境下蒙皮表面温度的计算机仿真和物理仿真是瞬态热平衡物理仿真试验技术的中心环节。阐明了把蒙皮表面温度仿真结果作为试验控制参数的思想,并着重介绍了高空高速飞行过程中蒙皮表面温度的动态仿真方法、物理仿真方法以及基于模糊控制的温度控制策略等关键问题,尤其是通过仿真实例分析了基于工程预测方法的动态仿真过程。 相似文献
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飞行仿真器自动飞行系统研究 总被引:2,自引:0,他引:2
自动飞行系统是由自动驾驶仪和自动油门取代人工操纵,保证飞行品质,降低了飞行员的工作量。介绍了自动飞行系统的组成,功能。通过俯仰、横滚通道的控制原理分析,设计相应的控制律。对传统的自动飞行系统进行扩展,增加了自动配平系统,比较器/高度报警系统,偏航阻尼器系统,提高了飞行品质。最后在飞行仿真器中进行仿真,验证。 相似文献
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为解决传统再入飞行器轨迹制导方法对强扰动条件适应性不足,难以满足终端约束的问题,在深度确定性策略梯度学习框架基础上,通过对随机强扰动条件下的离线飞行轨迹进行网络训练,寻找不同环境影响条件下的最优动作网络,以用于在线干扰条件下的制导轨迹规划,可通过对再入飞行攻角和倾侧角剖面的周期性预测,满足再入飞行终端高度、航程和速度约束。仿真实验结果表明:在满足终端高度约束的条件下,最大终端剩余航程偏差小于500 m,最大终端速度偏差小于35 m/s。本文所提制导方法较传统跟踪制导方法有较大的精度提升,算法计算量小,具有较好的工程应用前景。 相似文献
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