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高超声速飞行器热结构力热氧试验技术概述 预览 被引量:2
1
作者 王建军 王智勇 +2 位作者 栾叶君 刘涛 肖乃风 《强度与环境》 2018年第2期59-64,共6页
为了解决高超声速飞行器地面热试验中大气富氧环境对试验结果造成的影响,更好的模拟飞行器在高速飞行过程中的力热载荷耦合作用,国内外近年陆续建立了多种试验设施和试验手段。本文简要介绍了典型的力热氧综合试验技术现状及力热氧试验... 为了解决高超声速飞行器地面热试验中大气富氧环境对试验结果造成的影响,更好的模拟飞行器在高速飞行过程中的力热载荷耦合作用,国内外近年陆续建立了多种试验设施和试验手段。本文简要介绍了典型的力热氧综合试验技术现状及力热氧试验中的热载荷模拟方法,并展望了力热氧综合试验技术发展方向。 展开更多
关键词 高超声速飞行器 热结构 力热氧综合
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反临近空间助推滑翔高超声速目标制导研究 预览
2
作者 李记新 王霞 《航空兵器》 北大核心 2018年第3期31-36,共6页
临近空间助推滑翔高超声速飞行器飞行海拔高、速度快、机动强,传统防空导弹和空空导弹难以对其进行拦截。针对拦截具有大机动能力的临近空间高超声速飞行器的精确制导问题,分析了拦截弹弹体过载及其响应时间常数需求并阐明了直接力控制... 临近空间助推滑翔高超声速飞行器飞行海拔高、速度快、机动强,传统防空导弹和空空导弹难以对其进行拦截。针对拦截具有大机动能力的临近空间高超声速飞行器的精确制导问题,分析了拦截弹弹体过载及其响应时间常数需求并阐明了直接力控制的必要性,确定了红外成像导引头探测体制并分析了截获距离、分辨率与帧频、瞬时视场角、离轴角等指标需求。最后,论述了直接力应用现状并提出了装置布局方案。 展开更多
关键词 临近空间 高超声速飞行器 制导 直接力 红外成像导引头
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吸气式高超声速飞行器机体/推进一体化设计技术研究进展及分类对比分析 被引量:1
3
作者 向先宏 钱战森 《推进技术》 CSCD 北大核心 2018年第10期2207-2218,共12页
为了探索吸气式高超声速飞行器机体/推进一体化设计技术新理念,按照高超声速飞机和SSTO/TSTO分类对其一体化设计技术主要研究进展进行了对比分析,结果表明:高超声速弹用一体化设计技术采用将进气道直接作为前体的方案较多;高超声速飞... 为了探索吸气式高超声速飞行器机体/推进一体化设计技术新理念,按照高超声速飞机和SSTO/TSTO分类对其一体化设计技术主要研究进展进行了对比分析,结果表明:高超声速弹用一体化设计技术采用将进气道直接作为前体的方案较多;高超声速飞机一体化设计技术需重点兼顾宽速域整体气动性能;SSTO/TSTO一体化设计技术则由于火箭发动机的引入在一定程度上改善了其对一体化设计的具体需求;同时,近年来高超声速内/外流"弱干涉"和"无干涉"等新型一体化设计技术已逐渐成为一个重要发展方向。对背负式进气的内/外流"无干涉"一体化和常规腹部进气的前体预压缩内/外流"强干涉"一体化方案开展初步对比,研究表明"无干涉"一体化方案升阻比等气动性能更优,同时整体气动特性对飞行条件变化不敏感,具有更好的宽速域适应性,值得进行深入研究。 展开更多
关键词 吸气式 高超声速飞机 单/双级入轨 机体/推进一体化设计 研究进展
ATR/冲压组合动力高超声速飞行器性能分析 预览 被引量:1
4
作者 李永洲 李哲 +2 位作者 李光熙 南向谊 张冬青 《火箭推进》 CAS 2018年第3期6-11,共6页
针对ATR/冲压并联组合动力的高超声速飞行器,按照典型弹道对其总体性能参数进行计算和分析。结果表明:ATR工作段飞行器的加速性能良好,尤其是在Ma2.0~3.5范围内。总航程随着推重比增加而迅速增加,而飞行时间差别很小,其中ATR工作阶段... 针对ATR/冲压并联组合动力的高超声速飞行器,按照典型弹道对其总体性能参数进行计算和分析。结果表明:ATR工作段飞行器的加速性能良好,尤其是在Ma2.0~3.5范围内。总航程随着推重比增加而迅速增加,而飞行时间差别很小,其中ATR工作阶段所占比例显著降低。总航程和飞行时间随着升阻比增加而显著增加,且影响最大的是冲压发动机工作的Ma6.0附近区域。上述研究从飞行器系统角度出发,进一步深化了对ATR发动机的认识。 展开更多
关键词 高超声速飞行器 组合循环发动机 ATR发动机 冲压发动机 性能参数分析
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热电转换技术在高超声速飞行器中的应用设想 预览
5
作者 詹景坤 王小辉 蔡昱 《电子测试》 2018年第4期27-29,19共4页
未来高超声速飞行器正朝着智能化、综合化、集成化的方向发展,考虑到其独特的气动外形设计和特殊的飞行环境条件,为充分利用飞行器飞行过程中产生的大量气动热,抑制气动热对飞行器热防护层的烧蚀影响,实现气动热向飞行控制所需电能的转... 未来高超声速飞行器正朝着智能化、综合化、集成化的方向发展,考虑到其独特的气动外形设计和特殊的飞行环境条件,为充分利用飞行器飞行过程中产生的大量气动热,抑制气动热对飞行器热防护层的烧蚀影响,实现气动热向飞行控制所需电能的转化,同时将多余的电能存贮到蓄电池中。本文提出了面向高超声速飞行器真实环境的热电转换与充放电技术应用设想,实现热能"变废为宝"式的转化利用,降低蓄电池重量规模,提高飞行器能源精细化管理水平。 展开更多
关键词 高超声速飞行器 热电转换 充放电 应用设想
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多种组合动力方案性能对比研究 预览
6
作者 宋文艳 张冬青 吕重阳 《实验流体力学》 CSCD 北大核心 2018年第5期19-28,共10页
针对目前国内外不同的TBCC组合动力概念方案进行了性能对比研究,主要包括:涡轮/亚燃冲压/双模态超燃冲压组合发动机、涡轮/引射冲压/双模超燃冲压组合发动机、射流预冷涡轮/双模态超燃冲压组合发动机和空气涡轮火箭/双模态超燃冲压组合... 针对目前国内外不同的TBCC组合动力概念方案进行了性能对比研究,主要包括:涡轮/亚燃冲压/双模态超燃冲压组合发动机、涡轮/引射冲压/双模超燃冲压组合发动机、射流预冷涡轮/双模态超燃冲压组合发动机和空气涡轮火箭/双模态超燃冲压组合发动机。通过发动机性能计算,获得了不同方案的高度、速度特性;基于马赫数6.5高超声速巡航飞行器相同的飞行任务和气动特性,计算比较了不同动力方案的飞行器航程、巡航距离和加速时间等性能参数。结果表明:涡轮/亚燃冲压/双模态超燃冲压组合发动机在4种方案中比冲最高;在相同的翼载和起飞推重比下,涡轮/亚燃冲压/双模态超燃冲压组合发动机具有最大的航程和巡航距离,但爬升加速时间最长;空气涡轮火箭/双模态超燃冲压组合发动机的航程和巡航距离最短,但加速性能较高,爬升加速时间最短。 展开更多
关键词 高超声速飞行器 组合动力 发动机性能 飞行器性能 航程 巡航距离
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高超声速飞行器机翼关键部件损伤特性研究 预览 被引量:1
7
作者 应竣棫 王玉惠 +1 位作者 吴庆宪 邵鹏 《吉林大学学报:信息科学版》 CAS 2017年第3期296-303,共8页
为有效预防机翼关键部件损伤对飞行安全的影响,分析了高超声速飞行器机翼关键部件的损伤演化及飞行器飞行动态对损伤的影响。通过建立高超声速飞行器机翼材料的损伤动力学模型以及对机翼翼梁根部载荷应力分析,依次分析了飞行器飞行高度... 为有效预防机翼关键部件损伤对飞行安全的影响,分析了高超声速飞行器机翼关键部件的损伤演化及飞行器飞行动态对损伤的影响。通过建立高超声速飞行器机翼材料的损伤动力学模型以及对机翼翼梁根部载荷应力分析,依次分析了飞行器飞行高度、速度、迎角以及副翼偏转角等变量对机翼关键部件损伤特性的影响,以确定影响损伤的关键变量。分析仿真结果表明,相对于其他变量,飞行器迎角对机翼关键部件损伤的影响最大。从保证飞行器安全和延长寿命的角度分析,应尽量限制飞行器的迎角。从而为减损控制系统设计奠定基础,并为提高飞行器结构的可靠性和延长飞行器寿命提供参考。 展开更多
关键词 高超声速飞行器 机翼 损伤特性 关键变量
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形面渐变内收缩进气道设计方法研究 预览
8
作者 王骥飞 蔡晋生 《航空科学技术》 2017年第1期30-35,共6页
对内收缩进气道的设计方法进行了改进,在原有方法中加入了形面渐变技术。内收缩进气道的基准流场采用变斜率母线内收缩锥形流场,相较于定斜率母线基准流场,能够在不降低增压比的条件下同时提高总压恢复和流动均匀性,有利于进气道性... 对内收缩进气道的设计方法进行了改进,在原有方法中加入了形面渐变技术。内收缩进气道的基准流场采用变斜率母线内收缩锥形流场,相较于定斜率母线基准流场,能够在不降低增压比的条件下同时提高总压恢复和流动均匀性,有利于进气道性能提升。进气道唇口形状选用类椭圆形以提升进气道气动特性,应用形面渐变技术保证进气道与发动机入口的匹配。研究发现,平方融合函数P2能够较好的抑制形面渐变对进气道性能的不利影响。数值模拟结果表明,进气道在设计点工况下性能良好,出口流动均匀性较好。 展开更多
关键词 高超声速飞行器 进气道 优化设计 流线追踪 数值模拟
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高超声速飞行器机翼关键部件损伤特性分析 预览
9
作者 邵鹏 王玉惠 +1 位作者 吴庆宪 甄武斌 《电光与控制》 北大核心 2017年第7期70-74,80共6页
分析了高超声速飞行器机翼关键部件的损伤演化及飞行器飞行动态对损伤的影响。在建立了高超声速飞行器机翼关键部件损伤动力学模型、飞行器动力学模型以及对机翼关键部件载荷应力分析的基础之上,依次分析了飞行器飞行高度、速度、迎角... 分析了高超声速飞行器机翼关键部件的损伤演化及飞行器飞行动态对损伤的影响。在建立了高超声速飞行器机翼关键部件损伤动力学模型、飞行器动力学模型以及对机翼关键部件载荷应力分析的基础之上,依次分析了飞行器飞行高度、速度、迎角以及控制舵面偏角等飞行器变量对机翼关键部件损伤动态特性的影响,以确定影响损伤的关键变量。仿真结果表明,相对于其他变量,飞行器迎角对机翼关键部件损伤的影响是最大的。基于此结果可得出当飞行器进行高超声速飞行时,从保证飞行安全与延长使用寿命的角度来看,应尽量限制飞行迎角大小。所得结论为实际工程中结构可靠性设计提供了有价值的参考。 展开更多
关键词 高超声速飞行器 机翼 损伤动力学模型 损伤动态特性
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高超声速作战平台概述 预览 被引量:1
10
作者 闫明松 汤一峰 《航空电子技术》 2016年第1期11-16,共6页
目前高超声速作战平台主要包括三种:高超声速飞机平台、高超声速巡航导弹平台、和空天飞行器入轨推进平台。本文介绍了高超声速作战平台的典型作战样式,结合“航空航天倡议”(NAI)对高超声速技术发展路线进行了分析。
关键词 高超声速飞机 高超声速巡航导弹 空天飞行器入轨推进 航空航天倡议(NAI)
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高超声速飞行器递阶滑模控制研究 预览
11
作者 马利民 《电子测试》 2016年第1期4-5,共2页
针对高超声速飞行器轨迹高度和速度跟踪控制问题,基于纵向动力学的输入/输出线性化模型,设计了递阶滑模控制器和非线性扰动观测器,用于解决系统存在不确定性问题和执行机构带有死区非线性问题,对于所设计的控制器和观测器进行了稳定性分... 针对高超声速飞行器轨迹高度和速度跟踪控制问题,基于纵向动力学的输入/输出线性化模型,设计了递阶滑模控制器和非线性扰动观测器,用于解决系统存在不确定性问题和执行机构带有死区非线性问题,对于所设计的控制器和观测器进行了稳定性分析,并且通过仿真验证了本文提出的方法能够提高系统的收敛速度和收敛精度并能克服执行机构死区的影响。 展开更多
关键词 高超声速飞行器 非线性 递阶滑模 扰动观测器
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临近空间大气环境建模及其对飞行器影响 预览 被引量:2
12
作者 孙磊 廉璞 +1 位作者 常晓飞 闫杰 《指挥控制与仿真》 2016年第5期107-111,共5页
临近空间飞行器在大气层飞行的过程中,其飞行状态和工作性能会受到大气环境的影响。首先对临近空间大气的宏观变化和扰动类型进行了简要介绍,建立了基于国军标的中国地区平稳风模型和基于概率的最恶劣阵风模型,并研究了风场变化特性和... 临近空间飞行器在大气层飞行的过程中,其飞行状态和工作性能会受到大气环境的影响。首先对临近空间大气的宏观变化和扰动类型进行了简要介绍,建立了基于国军标的中国地区平稳风模型和基于概率的最恶劣阵风模型,并研究了风场变化特性和阵风幅值变化规律,最后仿真分析了大气风场对飞行器弹道的影响。仿真结果表明:大气风场对飞行器的落点散布有显著影响,并且其影响结果与当地平稳风的长周期变化有关。 展开更多
关键词 临近空间 大气环境 高超声速飞行器 大气风场
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1200℃高温环境下板结构热模态试验研究与数值模拟 被引量:7
13
作者 吴大方 王岳武 +2 位作者 商兰 蒲颖 王怀涛 《航空学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2016年第6期1861-1875,共15页
高超声速飞行器高马赫数飞行时,翼、舵及垂尾等板形姿态控制结构将会面临极为严酷的高温环境,为了获得难于实测的结构在高温与振动复合环境下的热模态参数,本文将瞬态气动热试验模拟系统与振动试验系统相结合,建立了高温热/振联合试验... 高超声速飞行器高马赫数飞行时,翼、舵及垂尾等板形姿态控制结构将会面临极为严酷的高温环境,为了获得难于实测的结构在高温与振动复合环境下的热模态参数,本文将瞬态气动热试验模拟系统与振动试验系统相结合,建立了高温热/振联合试验测试系统,实现了高达1 200℃热环境下矩形板结构的模态频率等关键振动参数的试验测试。同时,对矩形板结构的热模态特性进行了数值计算,并将试验结果与计算结果进行对比验证。试验中通过自行研制的耐高温陶瓷导杆引伸装置将结构上的振动信号传递至高温热场之外,使用常温加速度传感器对振动信号进行参数识别;并运用时-频联合分析技术对试验数据进行分析处理。本文所获得的高温环境(200~1 100℃)下矩形板结构的模态频率的试验结果与数值计算结果取得了比较好的一致性,验证了本试验方法的可信性及可用性。本研究结果为高超声速飞行器翼舵结构在高温环境下的振动特性分析以及安全可靠性设计提供了重要的试验手段和参考依据。 展开更多
关键词 高超声速飞行器 热模态试验 数值计算 高温环境 振动特性
高超声速飞行器复杂结构热试验技术 被引量:3
14
作者 李翔 傅波 《航空学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2016年第S1期73-79,
为解决高超声速飞行器复杂结构热试验加热器设计难题,以高超声速飞行器钝头体试验样段为研究对象,对复杂结构热试验从试验方案确定,加热器详细设计,温度、应变、位移的测量及热流控制方法等相关技术进行研究。通过自行设计的红外加热器... 为解决高超声速飞行器复杂结构热试验加热器设计难题,以高超声速飞行器钝头体试验样段为研究对象,对复杂结构热试验从试验方案确定,加热器详细设计,温度、应变、位移的测量及热流控制方法等相关技术进行研究。通过自行设计的红外加热器完成了钝头体试验样段的高温试验,获得了大量的温度、应变、位移等试验数据。通过本次研究,梳理了高超声速飞行器复杂结构加热器设计流程,为优化结构设计提供了重要试验数据支持。 展开更多
关键词 高超声速飞行器 复杂结构 加热器 热流控制 热试验技术
1700℃有氧环境下高超声速飞行器轻质防热材料隔热性能试验研究 预览 被引量:3
15
作者 吴大方 商兰 +2 位作者 蒲颖 王怀涛 高镇同 《航天器环境工程》 2016年第1期7-12,共6页
文章针对高超声速飞行器需面临极端高温有氧热环境以及舱体表面单侧面受热的特点,建立了由硅钼发热体作为热源的红外辐射式超高温、时变、单侧面加热试验测试系统,开展了高达1700 ℃的有氧环境下高超声速飞行器轻质防热材料的隔热性能试... 文章针对高超声速飞行器需面临极端高温有氧热环境以及舱体表面单侧面受热的特点,建立了由硅钼发热体作为热源的红外辐射式超高温、时变、单侧面加热试验测试系统,开展了高达1700 ℃的有氧环境下高超声速飞行器轻质防热材料的隔热性能试验.另外,为了研究和优选高效隔热方式,对高超声速飞行器用单层轻质陶瓷隔热材料和陶瓷/纳米材料叠层复合结构在1700 ℃高温有氧环境下的隔热特性进行了试验测试;通过试验结果的对比分析,发现陶瓷/纳米材料复合叠层结构比单层轻质陶瓷材料的隔热效果提高近50%. 展开更多
关键词 高超声速飞行器 极端高温 有氧环境 轻质防热材料 热试验
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高超声速飞行器连续终端滑模姿态控制方法 预览 被引量:3
16
作者 王剑颖 梁海朝 +1 位作者 吴限德 付秋军 《哈尔滨工程大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2016年第2期187-191,共5页
针对高超声速飞行器的姿态控制问题,考虑系统模型不确定性以及外界干扰的影响,基于快速终端滑模设计了连续的姿态跟踪控制器。将飞行器姿态控制系统模型按时间尺度划分为快回路和慢回路,其中慢回路的控制器设计目标是给出期望角速度作... 针对高超声速飞行器的姿态控制问题,考虑系统模型不确定性以及外界干扰的影响,基于快速终端滑模设计了连续的姿态跟踪控制器。将飞行器姿态控制系统模型按时间尺度划分为快回路和慢回路,其中慢回路的控制器设计目标是给出期望角速度作为快回路的制导指令,快回路控制器的设计目标是给出系统需求的控制力矩。基于有限时间控制理论分别针对各回路设计了连续的快速终端滑模姿态控制器,通过严格的数学证明,该控制器可以在系统模型存在不确定性以及外界干扰的情况下,使得姿态跟踪误差在有限时间内收敛。仿真结果表明本文的控制算法可以在短时间内使飞行器的姿态角均以较高的精度收敛至期望状态,且三个方向的控制力矩曲线均变化平滑,无抖振现象产生。 展开更多
关键词 高超声速飞行器 姿态控制 终端滑模 连续控制器 有限时间 鲁棒性
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基于拟平衡滑翔的再入轨迹快速规划方法 预览
17
作者 张共济 孙春贞 《兵器装备工程学报》 CAS 2016年第1期125-127,146共4页
针对高超声速飞行器多约束条件下的再入轨迹规划问题,提出了一种基于拟平衡滑翔条件的三维再入轨迹快速规划方法;该方法充分利用滑翔式高超声速飞行器的再入飞行过程中的拟平衡滑翔条件,将过程约束转化为对倾侧角的约束;纵向轨迹规... 针对高超声速飞行器多约束条件下的再入轨迹规划问题,提出了一种基于拟平衡滑翔条件的三维再入轨迹快速规划方法;该方法充分利用滑翔式高超声速飞行器的再入飞行过程中的拟平衡滑翔条件,将过程约束转化为对倾侧角的约束;纵向轨迹规划采用直接规划倾侧角的方法,在倾侧角约束空间中利用内插的方法得到倾侧角剖面;侧向规划采用横程约束走廊确定倾侧角的反转时刻;最后,对该轨迹规划方法进行了算例分析,结果表明:该轨迹规划方法能够在满足各种过程约束和终端约束的情况下快速完成再入轨迹规划。 展开更多
关键词 高超声速飞行器 快速轨迹规划 拟平衡滑翔
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高超声速飞行器多层复杂热防护结构气-固耦合快速热分析方法 被引量:7
18
作者 刘健 原志超 +1 位作者 杨恺 高效伟 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2016年第2期227-234,共8页
为了实现高超声速飞行器多种复杂结构热防护系统的气-固耦合快速热分析,采用热网络法建立非稳态等效一维传热模型;对于具有弧度的热防护结构,提出了驻点和翼前缘热阻等效计算方法,并给出了修正计算公式;结合气动热环境工程算法,实现了... 为了实现高超声速飞行器多种复杂结构热防护系统的气-固耦合快速热分析,采用热网络法建立非稳态等效一维传热模型;对于具有弧度的热防护结构,提出了驻点和翼前缘热阻等效计算方法,并给出了修正计算公式;结合气动热环境工程算法,实现了对任意多层复杂防热结构外部气动加热与内部结构传热的快速耦合分析.分别对钝锥气动加热和高超声速二维圆管气-固耦合传热问题进行了模拟,得到了与实验符合较好的结果,且计算效率很高;并对Micro-X验证机的全过程进行了耦合热分析,结果表明多层防热结构具有很好的防热效果,显著降低了结构内部温度.和传统耦合算法相比,此算法可快速有效地分析模拟气-固耦合问题,满足高超声速飞行器热防护系统初始设计阶段的使用要求. 展开更多
关键词 高超声速飞行器 热防护系统 气动加热 耦合传热分析 快速算法
高超声速飞行器非线性干扰观测器动态面滑模控制 预览
19
作者 梁帅 孙秀霞 +2 位作者 刘树光 刘日 唐强 《空军工程大学学报:自然科学版》 CSCD 北大核心 2015年第3期7-11,共5页
针对高超声速飞行器纵向模型具有高度非线性、多变量耦合以及参数不确定等特点,提出一种基于非线性干扰观测器的高超声速飞行器动态面滑模控制方案。利用非线性干扰观测器观测未知干扰,并通过动态面滑模设计控制器使观测误差指数收敛,... 针对高超声速飞行器纵向模型具有高度非线性、多变量耦合以及参数不确定等特点,提出一种基于非线性干扰观测器的高超声速飞行器动态面滑模控制方案。利用非线性干扰观测器观测未知干扰,并通过动态面滑模设计控制器使观测误差指数收敛,针对高度和速度进行了稳定性分析,采用动态逆的方法设计速度控制器,控制律的设计保证了闭环系统的半全局一致稳定。仿真结果表明,该控制方案能够有效地的克服非线性干扰的影响,提高系统的鲁棒性。 展开更多
关键词 非线性干扰观测器 高超声速飞行器 动态面滑模控制 鲁棒性
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基于非线性增益的高超声速飞行器非线性控制
20
作者 梁帅 孙秀霞 +2 位作者 刘树光 刘希 唐强 《飞行力学》 CSCD 北大核心 2015年第6期527-531,共5页
针对高超声速飞行器纵向模型,考虑参数摄动、未建模动态和外界干扰等各种不确定性因素的综合影响,提出了一种基于非线性增益的递归滑模动态面控制方案。该方案通过非线性增益函数调节高超声速飞行器姿态控制精度与控制增益之间的矛盾,... 针对高超声速飞行器纵向模型,考虑参数摄动、未建模动态和外界干扰等各种不确定性因素的综合影响,提出了一种基于非线性增益的递归滑模动态面控制方案。该方案通过非线性增益函数调节高超声速飞行器姿态控制精度与控制增益之间的矛盾,利用神经网络逼近飞行器气动参数不确定性和未知外界干扰,进一步通过设计递归滑模动态面控制器提高系统的控制精度。仿真结果表明,所提控制方案不仅提高了飞行器的控制精度,而且对模型不确定性和外界干扰具有较强的鲁棒性。 展开更多
关键词 高超声速飞行器 非线性增益 递归滑模动态面控制 神经网络
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