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滑模变结构控制的月球着陆舱姿态控制系统设计 总被引:1,自引:0,他引:1
在我国的探月计划中,要实现月球探测器软着陆于月球表面.在分析月球着陆舱软着陆段的飞行任务对于姿态控制要求的基础上,基于滑模变结构控制方法,根据实际姿态角和期望姿态角的偏差,给出了线性滑动模态面的切换方程,采用指数趋近律和边界层削抖的方法,推导出期望控制力矩的计算公式.并研究了姿控发动机的配置特点和点火逻辑.给出了由期望力矩计算实际控制力矩的方法.仿真结果表明,该姿态控制系统能迅速地将着陆舱跟踪到期望姿态.着陆舱经过514s飞行,在距月面2 km处将速度减为零,将姿态调整到垂直向下,完成了飞行任务.飞行轨迹比较平滑,具有较好的鲁棒性和自适应性. 相似文献
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针对战术导弹的拦截问题,根据质点微分几何运动学在弧长系下及在时域内的关系,将弧长系下的微分几何制导律应用到实际的TBM拦截过程中,得到了空间中时域内的微分几何制导律以及相应的过载指令。根据拦截过程中目标的不同机动方式,采用微分几何制导与比例导引进行了仿真对比与分析,得到了两种导引律下的脱靶量与拦截时间。仿真结果表明,微分几何制导律能够在拦截过程中降低视线角速度并使其趋于稳定,在拦截开始其过载需求较大并逐渐降低至接近0,脱靶量及拦截时间都小于比例导引律,采用微分几何制导律能够在更短时的时间内进行精确拦截。 相似文献
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多层弹道导弹防御系统在助推段、飞行中段或再入段不同阶段实施拦截,可有效提高系统拦截概率,不同拦截阶段存在拦截弹最优配比问题。为了解决拦截弹道导弹过程中的最优分层配置的问题,本文分别以单层、双层、三层这三种拦截系统为例,通过公式演算和计算机仿真,得出了分段拦截弹道导弹时、不同拦截阶段的拦截弹之间的数量比与整体拦截成功率之间的关系;并提出了整体拦截成功率的概念。经仿真表明,在整体拦截成功率给定的情况下,使用本文所得出的不同拦截段之间所需拦截弹数目之间的最优比,可以最大限度地降低弹道导弹的拦截成本。 相似文献