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基于声振传递的飞行器噪声振动环境预示方法研究
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作者 李炳蔚 朱红民 +1 位作者 刘时秀 陈刚 《振动与冲击》 EI CSCD 北大核心 2024年第1期290-296,共7页
针对高速飞行器飞行条件下的噪声、振动环境恶劣、复杂、难预示的问题,提出了基于声振传递的飞行器飞行条件下的噪声、振动环境预示方法。采用数值仿真、脉动压力风洞试验或工程分析等方法,获取飞行器在典型工况下的舱外脉动压力场;通... 针对高速飞行器飞行条件下的噪声、振动环境恶劣、复杂、难预示的问题,提出了基于声振传递的飞行器飞行条件下的噪声、振动环境预示方法。采用数值仿真、脉动压力风洞试验或工程分析等方法,获取飞行器在典型工况下的舱外脉动压力场;通过噪声试验或声振耦合仿真分析的方法,得到飞行器声振传递特性;根据获得的舱外脉动压力和声振能量传递特性,结合具体飞行参数得到实际飞行条件下的飞行器声振预示环境。采用该方法对某飞行器开展了振动环境预示研究,经地面及飞行试验验证振动环境量级预示精度可达1.6 dB。提出的基于声振传递的飞行声振环境预示方法可以广泛应用在导弹、火箭等飞行器的精细化环境设计中,对于提高飞行器总体性能、环境适应性和飞行可靠性具有重要的工程意义。 展开更多
关键词 声振传递 飞行器 声振环境 环境预示 飞行环境 脉动压力
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高速飞行器气动控制耦合优化设计方法研究
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作者 董超 潘鑫 +1 位作者 姜璐璐 陈刚 《西安交通大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2024年第8期196-204,共9页
针对传统串行设计过程由于空气动力学和控制系统数学模型复杂、无法综合考虑气动和控制的多目标优化的问题,提出了一种面向高速飞行器气动控制耦合优化设计方法。基于气动单学科代理优化(SBO)算法,将飞行器主动控制技术(ACT)的思想与多... 针对传统串行设计过程由于空气动力学和控制系统数学模型复杂、无法综合考虑气动和控制的多目标优化的问题,提出了一种面向高速飞行器气动控制耦合优化设计方法。基于气动单学科代理优化(SBO)算法,将飞行器主动控制技术(ACT)的思想与多学科优化方法(MDO)相结合,构建了高速飞行器气动控制耦合多目标优化流程架构。在2马赫来流条件下,对带有控制舵的双锥体外形开展了气动耦合优化设计研究,以提升飞行器的气动性能和控制能力为优化目标。结果表明:经过气动控制耦合优化后的最优模型在超声速环境下,升力系数和升阻比分别提升了0.401%、2.999%,同时超调量与控制增益分别降低了2.769%、0.655%,气动性能和控制能力得到提升,验证了耦合策略的可行性;气动控制耦合优化的最优模型不仅使飞行器在超声速工作环境下性能更卓越,还有助于降低后续控制系统的设计难度,提高飞行器设计效率。所提气动控制耦合优化设计方法为高速飞行器的先进设计提供了必要的技术支撑。 展开更多
关键词 高速飞行器 气动控制耦合 多学科优化 外形设计
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基于战略目标的职能部门考核体系构建与应用——以北京航天长征飞行器研究所为例
3
作者 宋娟 刚申坤 +1 位作者 孙翠云 谢蕾 《现代商业》 2020年第15期104-105,共2页
北京航天长征飞行器研究所作为航天科技集团公司的基层单位,其职能部门具有考核角色双重性、考核标准模糊性的特点,而现有的360度考核体系存在着考核指标过于繁多、考核重点不突出、考核结果不匹配等问题。研究所在对内外部环境分析的... 北京航天长征飞行器研究所作为航天科技集团公司的基层单位,其职能部门具有考核角色双重性、考核标准模糊性的特点,而现有的360度考核体系存在着考核指标过于繁多、考核重点不突出、考核结果不匹配等问题。研究所在对内外部环境分析的基础上,开展了基于战略目标的职能部门考核体系构建与应用,通过调整考核目标、突出考核重点、优化考核项目、量化考核标准、强化考核应用等措施,实现了经济指标的快速增长,职能部门的设置与分工更加合理,取得了较好的效果。 展开更多
关键词 战略目标 职能部门 考核体系
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降低发动机羽流对飞行器干扰的研究
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作者 张立坤 焦胜海 +2 位作者 孙朝翔 彭杰 高达 《导弹与航天运载技术(中英文)》 CSCD 北大核心 2023年第4期128-131,共4页
发动机在真空环境下工作产生羽流,羽流撞击在飞行器表面产生额外的气动力,会改变飞行器在轨速度和姿态。介绍一种羽流力-推力对冲方法,通过发动机喷口角度优化,使得羽流力、推力分量大小相等、方向相反进而消除发动机工作羽流对飞行器... 发动机在真空环境下工作产生羽流,羽流撞击在飞行器表面产生额外的气动力,会改变飞行器在轨速度和姿态。介绍一种羽流力-推力对冲方法,通过发动机喷口角度优化,使得羽流力、推力分量大小相等、方向相反进而消除发动机工作羽流对飞行器的影响。采用跨流域耦合的NS-DSMC仿真方法优化喷口下偏角、外偏角角度;采用真空冷喷试验验证NSDSMC仿真方法的精度;采用真空罐模拟发动机工作环境,进行发动机羽流测力试验,测量喷口角度优化后平板上的合力,验证羽流力-推力对冲方法的可行性。 展开更多
关键词 羽流力-推力 对冲 真空冷喷
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某飞行器通用包装箱结构设计研究
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作者 潘阳 李磊 赵志光 《包装工程》 CAS 北大核心 2023年第23期315-320,共6页
目的针对每种飞行器都需要设计专用的包装箱现状,设计一种新型通用化的包装箱,满足运输与起吊要求,可适应多种飞行器的使用。方法根据设计要求进行了包装箱的结构设计,利用有限元分析方法与工程算法对运输工况、起吊工况进行分析,并进... 目的针对每种飞行器都需要设计专用的包装箱现状,设计一种新型通用化的包装箱,满足运输与起吊要求,可适应多种飞行器的使用。方法根据设计要求进行了包装箱的结构设计,利用有限元分析方法与工程算法对运输工况、起吊工况进行分析,并进行可靠性、安全性、维修性和保障性分析。结果得到了在运输与起吊最大质量产品工况下,包装箱钢骨架的最大应力分别为166 MPa和215 MPa,小于材料的屈服强度,满足强度要求,且具备较高的可靠性、安全性、维修性和保障性。结论包装箱结构设计满足设计要求,可用于多种尺寸的飞行器运输,降低了设计成本。 展开更多
关键词 包装箱 结构 通用
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再入飞行器关键技术发展与展望 被引量:1
6
作者 郭珂 秦绪国 +2 位作者 杨依峰 张赋 刘娜 《中国航天》 2023年第8期16-22,共7页
再入飞行器返回地球大气层或者进入其他有大气天体的过程中,面临着极其严酷和复杂的力热载荷环境条件,为了保证再入飞行器能够安全可靠、准确到达预定位置,需要一系列关键技术的支撑,主要包括:先进气动布局设计与气动特性精确预示技术... 再入飞行器返回地球大气层或者进入其他有大气天体的过程中,面临着极其严酷和复杂的力热载荷环境条件,为了保证再入飞行器能够安全可靠、准确到达预定位置,需要一系列关键技术的支撑,主要包括:先进气动布局设计与气动特性精确预示技术、再入动力学建模与分析技术、多约束轨迹规划与制导控制技术、高精准度的气动热环境预示技术、热防护系统设计及试验技术等。 展开更多
关键词 轨迹规划 地球大气层 再入飞行器 控制技术 预定位置 热防护系统 关键技术 动力学
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高超声速飞行器尖化前缘气动热环境研究 被引量:6
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作者 高莹莹 杨凯威 +2 位作者 孔维萱 景昭 杨驰 《导弹与航天运载技术》 CSCD 北大核心 2019年第6期112-116,共5页
为了研究高超声速飞行器尖化前缘热环境特点,对尖化前缘外形进行测热测压风洞试验,同时利用数值分析和理论手段开展尖化前缘热环境预示方法研究。获得了两种小尺寸前缘半径尖化前缘外形压力和热流的分布规律,分析了在半径较小的情况下,... 为了研究高超声速飞行器尖化前缘热环境特点,对尖化前缘外形进行测热测压风洞试验,同时利用数值分析和理论手段开展尖化前缘热环境预示方法研究。获得了两种小尺寸前缘半径尖化前缘外形压力和热流的分布规律,分析了在半径较小的情况下,经典的Fay-Riddell驻点热流计算公式和前缘后掠圆柱方法的适用性。研究结果表明,Fay-Riddell公式在小尺寸的情况下已不再适用,采用层流后掠圆柱方法可以模拟尖化前缘中心线上的热环境。 展开更多
关键词 高超声速 尖化前缘 测热测压试验 热环境预示
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高超声速飞行器毫米波天线罩电气性能研究 被引量:5
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作者 荆江 张昱煜 +1 位作者 徐银芳 邓刚 《微波学报》 CSCD 北大核心 2015年第1期50-54,共5页
针对高超声速飞行器毫米波天线罩的工作环境和要求,分析毫米波天线罩电性能设计的难点。通过与低频段低速天线罩在设计上的比对,分别从天线罩厚度、入射角、材料介电性能3个关键的物理量入手,梳理影响毫米波天线罩电气性能的主要因素。... 针对高超声速飞行器毫米波天线罩的工作环境和要求,分析毫米波天线罩电性能设计的难点。通过与低频段低速天线罩在设计上的比对,分别从天线罩厚度、入射角、材料介电性能3个关键的物理量入手,梳理影响毫米波天线罩电气性能的主要因素。根据已有防热透波材料体系,在继承低频低速天线罩二维射线追踪理论设计方法,并且充分考虑毫米波天线罩电气性能新特性的基础上,综合提出高超声速飞行器毫米波天线罩材料选择及壁厚精确设计方法。通过电磁仿真和实测数据的对比评估毫米波天线罩的电性能,验证了天线罩设计方法的正确性。 展开更多
关键词 毫米波 天线罩 入射角 材料 厚度
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高速飞行器头罩分离设计方案研究 被引量:5
9
作者 戈庆明 刘秀春 +2 位作者 渠弘毅 吕蒙 刘成国 《导弹与航天运载技术》 CSCD 北大核心 2017年第3期28-31,共4页
随着飞行器飞行速度的提高,飞行器头部力热环境十分恶劣,需采用头罩分离技术才能保障飞行器精确制导。对高速飞行器的头罩设计及防护设计进行了研究,同时提出了采用导爆索、推冲器的2种头罩分离方案,并进行了抛罩的试验验证和理论仿真计... 随着飞行器飞行速度的提高,飞行器头部力热环境十分恶劣,需采用头罩分离技术才能保障飞行器精确制导。对高速飞行器的头罩设计及防护设计进行了研究,同时提出了采用导爆索、推冲器的2种头罩分离方案,并进行了抛罩的试验验证和理论仿真计算,试验结果证明了该方法的可行性。 展开更多
关键词 头罩分离技术 导爆索 推冲器 抛罩
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多约束条件下机动飞行器末段最优制导律研究 被引量:4
10
作者 严东升 张曦 +2 位作者 李强 贾平会 李军 《导弹与航天运载技术》 CSCD 北大核心 2019年第3期63-67,共5页
针对多约束条件下机动飞行器末段制导问题,提出一种基于最优制导策略的工程化方法。考虑末端位置、倾角约束及过载需求,首先建立末制导线性动力学模型,通过控制法向速度保证末端倾角;然后基于最优控制理论,在性能指标中引入剩余飞行时... 针对多约束条件下机动飞行器末段制导问题,提出一种基于最优制导策略的工程化方法。考虑末端位置、倾角约束及过载需求,首先建立末制导线性动力学模型,通过控制法向速度保证末端倾角;然后基于最优控制理论,在性能指标中引入剩余飞行时间幂函数,应用 Schwartz 不等式定理推导出加速度指令表达式,对其进行化简,得到便于工程应用的形式;通过分析制导阶次对飞行过载及弹道特性的影响得到制导律权系数的特性变化;最后给出末段制导策略设计方法。仿真结果表明,通过合理设计制导阶次,制导律可以降低末端过载,满足飞行器机动需求、命中精度及倾角约束。 展开更多
关键词 倾角约束 机动飞行 制导阶次 最优制导律 Schwartz 定理
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升力体布局飞行器BTT协调转弯驾驶仪研究 被引量:2
11
作者 李强 童伟 +2 位作者 王晓晖 贾平会 王永海 《航天控制》 CSCD 北大核心 2016年第5期52-58,共7页
针对升力体布局飞行器BTT协调转弯控制问题,提出了两回路+PI校正的偏航过载驾驶仪结构及近似构造内回路侧滑角速度反馈的实现方法。重点分析了转弯加速度对弹体偏航通道影响的特点,并基于干扰输出最小原理确定了两回路+PI校正的过载驾... 针对升力体布局飞行器BTT协调转弯控制问题,提出了两回路+PI校正的偏航过载驾驶仪结构及近似构造内回路侧滑角速度反馈的实现方法。重点分析了转弯加速度对弹体偏航通道影响的特点,并基于干扰输出最小原理确定了两回路+PI校正的过载驾驶仪结构,保证系统的快速性及稳定性。论证了内回路侧滑角速度反馈能使干扰收敛至零的本质,并利用偏航角速度+前馈补偿近似构造侧滑角速度反馈,确保方法的工程可实现性。仿真结果表明,该驾驶仪结构能实现转弯过程中侧滑快速归零,提高协调转弯能力,鲁棒性较强,具有一定工程应用价值。 展开更多
关键词 升力体布局飞行器 BTT控制 协调转弯 回路设计 侧滑角速度反馈
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高超声速飞行器控制面热防护技术跟踪研究 被引量:2
12
作者 王立研 王菁华 +2 位作者 李军 杨炳尉 陈浩 《宇航材料工艺》 CAS CSCD 北大核心 2016年第1期7-12,共6页
简要介绍了高超声速飞行器控制面的气动热环境特点,在此基础上,从热管理的角度对各种类型的热防护方案分别进行分析,论证了高超声速飞行器控制面采用热结构方案的合理性;并对高超声速飞行器控制面热结构方案的特点和进展、改进热结构的... 简要介绍了高超声速飞行器控制面的气动热环境特点,在此基础上,从热管理的角度对各种类型的热防护方案分别进行分析,论证了高超声速飞行器控制面采用热结构方案的合理性;并对高超声速飞行器控制面热结构方案的特点和进展、改进热结构的途径进行了综述和分析。 展开更多
关键词 控制面 气动热 热管理 热防护 热结构
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飞行器可视化仿真中的三维视景研究与实现 被引量:8
13
作者 冯杰 蔡远利 刘佳琪 《导弹与航天运载技术》 北大核心 2003年第5期42-46,共5页
随着我国航天事业的发展 ,飞行器的可视化仿真已逐渐成为重要的技术手段。针对当前的研究现状 ,对飞行器可视化仿真中三维视景的建模与显示进行了深入的研究和探讨。在对三维视景进行优化建模的基础上 ,设计了相应的数据存储结构 ,进而... 随着我国航天事业的发展 ,飞行器的可视化仿真已逐渐成为重要的技术手段。针对当前的研究现状 ,对飞行器可视化仿真中三维视景的建模与显示进行了深入的研究和探讨。在对三维视景进行优化建模的基础上 ,设计了相应的数据存储结构 ,进而在 PC机上实现了对三维视景的实时渲染 。 展开更多
关键词 可视化仿真 三维场景 建模 飞行器
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高超声速轴对称再入机动飞行器气动外形设计与布局研究 被引量:3
14
作者 朱广生 刘文伶 《空气动力学学报》 CSCD 北大核心 2016年第3期327-332,340,共7页
为设计大气层内大范围机动、可实现急速拐弯与下压、终端飞行参数可调的高超声速轴对称再入机动飞行器气动外形,针对总体、控制等相关专业的工程研制需求,在剖析机动飞行法向加速度、机动配平能力和机动距离产生机理的基础上,通过经风... 为设计大气层内大范围机动、可实现急速拐弯与下压、终端飞行参数可调的高超声速轴对称再入机动飞行器气动外形,针对总体、控制等相关专业的工程研制需求,在剖析机动飞行法向加速度、机动配平能力和机动距离产生机理的基础上,通过经风洞试验修正过的无粘数值计算方法,得到了锥体与翼身组合体气动特性,分析得出了细长双锥体加四个全动式三角形空气舵是满足较高升力和升阻比、静稳定裕度合理、较高舵面效率和较小负载力矩等高超声速机动飞行要求的最佳气动外形;采用混合水平的正交设计法,得到各外形因素影响机动性能的规律和极差值。据此,开展风洞试验,选择出了满足工程研制总体技术指标要求的最优气动外形,并验证了理论预测的合理性。此外,针对优选出的+字布局与×字布局两种不同的布局形式,从舵面控制方式、舵面效率、机动性能和航向稳定性等方面进行了分析与比较,得到×字布局在升力、升阻比、舵面控制效率、静稳定裕度等方面均优于+字布局但工程实现相对复杂的结论。 展开更多
关键词 机动 再入飞行器 气动外形 布局
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基于碳纤维复合材料的再入飞行器弹翼结构设计与研究 被引量:2
15
作者 李长春 董超 +2 位作者 高志勇 刘赛 秦玉灵 《导弹与航天运载技术》 CSCD 北大核心 2019年第5期122-126,共5页
为应对未来再入飞行器长时间高超声速飞行的严酷力热环境以及轻质化、多功能化和高可靠性的发展需求,提出以碳纤维树脂基复合材料为代表的大翼面承载结构设计方法,并结合相关的分析和试验,验证了设计的可行性和工艺制备流程,推动了轻质... 为应对未来再入飞行器长时间高超声速飞行的严酷力热环境以及轻质化、多功能化和高可靠性的发展需求,提出以碳纤维树脂基复合材料为代表的大翼面承载结构设计方法,并结合相关的分析和试验,验证了设计的可行性和工艺制备流程,推动了轻质复合材料在再入飞行器承力防热一体化设计中的应用。 展开更多
关键词 复合材料 飞行器 弾翼 结构设计
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飞行器主动热控用半导体制冷器性能初步研究 被引量:1
16
作者 齐斌 张利嵩 +2 位作者 邹样辉 娄文忠 田宁 《导弹与航天运载技术》 CSCD 北大核心 2017年第2期95-98,106,共5页
为了利用半导体制冷器进行飞行器关键部位的热控方案设计,对某型半导体制冷器性能进行了测试与参数分析。设计了半导体制冷器的性能测试方案,获得了散热端不同散热工况下的试验数据,分析了电流与电压、温差、制冷量等相互之间的关系,并... 为了利用半导体制冷器进行飞行器关键部位的热控方案设计,对某型半导体制冷器性能进行了测试与参数分析。设计了半导体制冷器的性能测试方案,获得了散热端不同散热工况下的试验数据,分析了电流与电压、温差、制冷量等相互之间的关系,并获得了制冷器的温差电势率α、总热导K和总热阻R,对其热电性能参数进行了反推计算和对比验证,验证了计算模型。使用该型制冷器对某型飞行器关键部位热环境进行了热控方案设计,获得了其工作参数和制冷效率。 展开更多
关键词 主动热控 半导体制冷 制冷试验
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应用PWPF调节器的空间飞行器姿态控制方法研究 被引量:2
17
作者 田源 王俊波 宿敬亚 《现代防御技术》 2020年第1期32-37,43,共7页
针对使用常值推力发动机作为执行机构的空间飞行器姿态控制问题,提出了一种姿态控制器的模块化设计方法。该方法将姿态控制器按照控制功能的不同划分为2个主要的子控制器:面向弹体的连续状态子控制器和面向发动机开关逻辑规划的PWPF调... 针对使用常值推力发动机作为执行机构的空间飞行器姿态控制问题,提出了一种姿态控制器的模块化设计方法。该方法将姿态控制器按照控制功能的不同划分为2个主要的子控制器:面向弹体的连续状态子控制器和面向发动机开关逻辑规划的PWPF调制器。应用PWPF调制技术将连续控制器的指令离散化为姿控发动机的开关控制指令,整个控制方法有8个控制参数需要设计。运用相平面方法对系统的相轨迹进行了分析,根据相轨迹的特点提出了控制参数的整定方法。该模块化控制器设计方法的优点在于简化了复杂非连续控制系统的设计过程,实现了连续控制设计与开关控制设计的有机结合。仿真结果表明,该控制方法可靠有效,具有一定的工程应用价值。 展开更多
关键词 PWPF调节器 PID控制 姿态控制 相平面 空间飞行器
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临近空间高超声速飞行器的直接力与襟翼复合滑模控制 被引量:3
18
作者 董金鲁 马悦萌 +3 位作者 周荻 龚晓刚 张曦 宋加洪 《兵工学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2023年第2期496-506,共11页
为解决升力体构型再入高超声速飞行器的欠驱动强耦合问题,提出一种直接力与襟翼的复合滑模控制方案。再入式高超声速飞行器由于热防护要求以两片体襟翼控制俯仰、偏航和滚转3个通道,强气动耦合所引发侧滑角的持续高频大幅抖动将造成副... 为解决升力体构型再入高超声速飞行器的欠驱动强耦合问题,提出一种直接力与襟翼的复合滑模控制方案。再入式高超声速飞行器由于热防护要求以两片体襟翼控制俯仰、偏航和滚转3个通道,强气动耦合所引发侧滑角的持续高频大幅抖动将造成副翼控制量长时间处于饱和状态,进而导致控制系统失稳。为抑制侧滑角的抖动并使其快速收敛,在偏航通道引入一对具有开关特性的侧喷发动机,将系统构建为一个复合控制系统,并基于线性二次型最优控制与滑模控制理论分别为襟翼和侧喷发动机设计了控制律。在两种指令跟踪情形下将复合控制与常规襟翼控制方案进行仿真对比。仿真结果表明,新的复合控制系统能有效地抑制偏航通道的抖振现象,且使侧滑角快速收敛,同时能够使攻角与滚转角快速稳定地跟踪制导指令。 展开更多
关键词 高超声速飞行器 复合控制 襟翼 侧喷发动机 滑模控制
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高超声速飞行器控制面热防护系统地面试验研究
19
作者 王立研 王菁华 +2 位作者 李军 杨炳尉 陈浩 《宇航材料工艺》 CAS CSCD 北大核心 2016年第1期13-17,26,共6页
针对高超声速飞行器控制面研发手段中极其重要的地面试验技术,以X-37轨道飞行器为例,介绍了国外的最新研究进展和关键技术解决途径,以及指导地面试验研究的方法,并针对控制面方案在评估和鉴定中必不可少的高温模态试验,进行了综述和分析。
关键词 高超声速飞行器 控制面 地面试验 高温模态试验
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襟翼控制的欠驱动飞行器自抗扰/鲁棒控制系统设计 被引量:3
20
作者 马悦萌 王琳玮 +2 位作者 邵春涛 周荻 王永海 《兵工学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2023年第5期1251-1266,共16页
针对含不稳定内动态的襟翼控制欠驱动高超声速飞行器现有控制策略普遍存在的机动性能不足、工程应用困难等问题,设计欠驱动飞行器的自抗扰/鲁棒控制系统。提出一种基于通道级联的欠驱动控制策略,令偏航通道作为滚转通道的内回路,利用... 针对含不稳定内动态的襟翼控制欠驱动高超声速飞行器现有控制策略普遍存在的机动性能不足、工程应用困难等问题,设计欠驱动飞行器的自抗扰/鲁棒控制系统。提出一种基于通道级联的欠驱动控制策略,令偏航通道作为滚转通道的内回路,利用±1.5°的侧滑角合法波动范围,提升滚转角的指令跟踪速度。结合自抗扰与鲁棒控制理论设计自动驾驶仪,该自动驾驶仪不仅适用于过载反馈/欠驱动的非最小相位对象,还在摆脱自抗扰系统对关键模型参数依赖的同时减小了鲁棒控制器的降阶难度,有广阔的工程应用前景。为验证方案有效性,以参数存在±20%随机摄动的欠驱动高超声速飞行器模型为对象进行了1000次蒙特卡洛仿真,结果表明新的欠驱动策略能够在保证侧滑角不越界的同时提高滚转通道的响应速度,自抗扰/鲁棒控制系统在面对模型摄动与复合干扰时均有较好的鲁棒性。 展开更多
关键词 高超声速飞行器 襟翼 欠驱动控制 自抗扰控制 鲁棒控制 非最小相位
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