本文關(guān)鍵詞：基于牽連補(bǔ)償算法的噴管擺動(dòng)控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)

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【摘要】：為了消除驅(qū)動(dòng)噴管擺動(dòng)的2個(gè)作動(dòng)器間的牽連效應(yīng),確�？刂浦噶罹_,利用旋轉(zhuǎn)矩陣原理,計(jì)算噴管擺動(dòng)時(shí)2路作動(dòng)器的伸長(zhǎng)量,進(jìn)一步設(shè)計(jì)出用于前擺心深潛入式噴管的擺動(dòng)控制系統(tǒng)。試驗(yàn)結(jié)果顯示,4°單擺時(shí)牽連擺角占最大擺角比值較大(7.15%),補(bǔ)償計(jì)算后最大牽連擺角僅為0.002°,從而驗(yàn)證了該方法能通過(guò)消除牽連效應(yīng)提高全軸擺動(dòng)噴管的控制精度。
【作者單位】： 中國(guó)航天科技集團(tuán)公司四院四十一所;西北工業(yè)大學(xué);中國(guó)航天科技集團(tuán)公司四院401所;空軍西安飛行學(xué)院;
【分類號(hào)】：V435
【正文快照】： 0引言推力向量控制技術(shù)是通過(guò)改變火箭發(fā)動(dòng)機(jī)或其他動(dòng)力裝置產(chǎn)生的燃?xì)饬鞣较騺?lái)控制導(dǎo)彈的飛行方向和姿態(tài)角[1]。固體火箭飛行姿態(tài)是由伺服控制系統(tǒng)控制噴管的擺動(dòng)而改變火箭推力方向達(dá)到的[2-3]。對(duì)于大機(jī)動(dòng)、高速戰(zhàn)術(shù)導(dǎo)彈常采用的前擺心深潛入結(jié)構(gòu)形式的全軸擺動(dòng)噴管,研究噴

【相似文獻(xiàn)】

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