1) missile attitude control system
导弹姿态控制系统
1.
In the research of fault detection and diagnosis for the missile attitude control system,the BP neural network has the disadvantages such as slow convergence.
在导弹姿态控制系统的故障检测和诊断中,针对BP神经网络自身存在的收敛速度慢等缺点,介绍了一种新型神经网络——带偏差单元的递归神经网络的结构及算法。
2) missile attitude control
导弹姿态控制
1.
A design method of discrete variable structure control with fast output sampling(FOS) feedback technique and a new control law was proposed to solve the control of missile attitude control system in this paper.
针对导弹姿态控制系统这一多输入多输出、具有参数时变和不确定干扰的离散时间线性系统,采用快速输出采样技术,设计了一种离散变结构控制器,给出了改进的自适应离散趋近律,要求未知扰动有界,但不要求满足匹配条件。
2.
The result showed that the controller had satisfactory effect when using in simulation of digital missile attitude control system.
针对数字式导弹姿态控制系统的参数具有时变性和不确定性的特点,设计了一种离散变结构控制器。
3) attitude control system
姿态控制系统
1.
Study on the safety valve of an attitude control system;
姿态控制系统安全阀排放研究
2.
On distributed interactive simulation of missile s attitude control system;
导弹姿态控制系统分布式仿真研究
3.
Research on Distributed Interactive Simulation Method of Missile s Attitude Control System;
导弹姿态控制系统的分布式仿真方案研究
4) orbital attitude control system
轨道姿态控制系统
补充资料：导弹姿态控制系统
导弹上自动稳定和控制自身绕质心运动的全套装置的统称。在弹道导弹中又称稳定控制系统。
导弹在空间的运动有六个自由度，除了三个自由度的质心平移运动外，还有三个自由度的绕质心转动运动。导弹绕质心运动通常用三个飞行姿态角（俯仰角、偏航角和滚动角）及其变化率来描述。
导弹姿态控制系统的主要作用是：①在各种干扰条件下，保证导弹飞行姿态角的偏差稳定在允许的范围内；②根据制导指令控制导弹的飞行姿态角，以改变导弹的运动方向，修正飞行路线，从而保证导弹准确命中目标。
导弹姿态控制系统一般有俯仰、偏航和滚动三个通道。每个通道包括三个基本部分，即敏感装置、变换放大装置和执行机构（亦称伺服机构）。在地空、空空等导弹中该系统亦称自动驾驶仪。敏感装置用于测量导弹飞行姿态角及其变化率，通常采用位置陀螺、速率陀螺和惯性平台等惯性仪表。为了实现某些控制作用，还有用加速度表等作为敏感装置的。变换放大装置由校正网络和放大器组成。它按照一定的控制规律，综合、处理和放大各种控制信号，并将控制信号转换成便于控制伺服机构的形式。目前，已广泛使用数字计算机来实现控制规律和进行信号处理。伺服机构能将电信号转换成机械位移，一般分为气动、电动和电动液压等类。弹道导弹要求伺服机构功率大,广泛采用电动液压伺服机构,它包括液压泵、伺服阀、作动筒和能源(电机或电池)。随着负载功率的增大，还有采用以燃气涡轮作为能源的伺服机构。
为了实现稳定和控制导弹的飞行姿态，需要控制力矩。产生控制力矩的方式通常有两类：①舵面气动控制。有翼导弹可在弹体头部、中部或尾部安装空气舵，由伺服机构转动空气舵产生气动控制力矩，有效地控制导弹在大气层内飞行。②推力向量控制。由伺服机构改变推力向量产生控制力矩。推力向量控制方式有燃气舵、液体二次喷射、摆动发动机或摆动喷管等。这类方式在大气层外也可使用，但在发动机关机后就失去作用。弹道导弹广泛采用这类控制方式。
要使导弹姿态控制系统具有良好的性能，必须在分析导弹动力学特性的基础上选择控制规律和系统参数。但是建立导弹动力学模型的工作比较复杂，须考虑许多因素，例如导弹在飞行中的质量、质心和转动惯量随时间的变化，弹体在外力作用下的弹性振动；对于大型液体导弹，还应考虑推进剂在贮箱内的晃动以及摇摆发动机惯性等影响。要综合考虑上述因素，合理选择控制规律，有时还有困难。数学姿态控制系统出现后，这些困难得到了较好的解决，而且还可以选用更好、更复杂的控制方案，如最优控制和自适应控制等。
导弹在空间的运动有六个自由度，除了三个自由度的质心平移运动外，还有三个自由度的绕质心转动运动。导弹绕质心运动通常用三个飞行姿态角（俯仰角、偏航角和滚动角）及其变化率来描述。
导弹姿态控制系统的主要作用是：①在各种干扰条件下，保证导弹飞行姿态角的偏差稳定在允许的范围内；②根据制导指令控制导弹的飞行姿态角，以改变导弹的运动方向，修正飞行路线，从而保证导弹准确命中目标。
导弹姿态控制系统一般有俯仰、偏航和滚动三个通道。每个通道包括三个基本部分，即敏感装置、变换放大装置和执行机构（亦称伺服机构）。在地空、空空等导弹中该系统亦称自动驾驶仪。敏感装置用于测量导弹飞行姿态角及其变化率，通常采用位置陀螺、速率陀螺和惯性平台等惯性仪表。为了实现某些控制作用，还有用加速度表等作为敏感装置的。变换放大装置由校正网络和放大器组成。它按照一定的控制规律，综合、处理和放大各种控制信号，并将控制信号转换成便于控制伺服机构的形式。目前，已广泛使用数字计算机来实现控制规律和进行信号处理。伺服机构能将电信号转换成机械位移，一般分为气动、电动和电动液压等类。弹道导弹要求伺服机构功率大,广泛采用电动液压伺服机构,它包括液压泵、伺服阀、作动筒和能源(电机或电池)。随着负载功率的增大，还有采用以燃气涡轮作为能源的伺服机构。
为了实现稳定和控制导弹的飞行姿态，需要控制力矩。产生控制力矩的方式通常有两类：①舵面气动控制。有翼导弹可在弹体头部、中部或尾部安装空气舵，由伺服机构转动空气舵产生气动控制力矩，有效地控制导弹在大气层内飞行。②推力向量控制。由伺服机构改变推力向量产生控制力矩。推力向量控制方式有燃气舵、液体二次喷射、摆动发动机或摆动喷管等。这类方式在大气层外也可使用，但在发动机关机后就失去作用。弹道导弹广泛采用这类控制方式。
要使导弹姿态控制系统具有良好的性能，必须在分析导弹动力学特性的基础上选择控制规律和系统参数。但是建立导弹动力学模型的工作比较复杂，须考虑许多因素，例如导弹在飞行中的质量、质心和转动惯量随时间的变化，弹体在外力作用下的弹性振动；对于大型液体导弹，还应考虑推进剂在贮箱内的晃动以及摇摆发动机惯性等影响。要综合考虑上述因素，合理选择控制规律，有时还有困难。数学姿态控制系统出现后，这些困难得到了较好的解决，而且还可以选用更好、更复杂的控制方案，如最优控制和自适应控制等。
说明：补充资料仅用于学习参考，请勿用于其它任何用途。
参考词条