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建立了计算飞机座舱盖静载荷的数学模型,并以某型飞机座舱盖为例模拟了不同飞行状态座舱盖内、外表面受力分布,研究了飞机座舱盖载荷随飞行状态改变而变化的趋势,最后部分给出了座舱盖静载荷在座舱盖抛放过程中所起作用的分析.结果表明:(1)在对流层内,座舱盖外表面气动力系数只是飞行马赫数的函数,与飞行高度无关;(2)座舱盖最大静载荷出现在飞行包线最大飞行高度,飞行马赫数为1的位置;(3)大部分飞行状态下,静载荷产生的绕座舱盖后铰点转动力矩都要大于活塞推力所产生力矩. 相似文献
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文中对用固体火箭发动机应急打开并抛弃座舱盖方案进行了探索。并根据飞机座舱盖抛放总体方案的要求,确定了固体火箭发动机的设计参数。通过地面试验说明该方案是切实可行的。所设计的固体火箭发动机,其性能满足总体要求。 相似文献
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某Ⅲ型飞机弹射救生系统采用新研制的HTY-4A(改)弹射座椅,该座椅与HTY0-4A弹射座叮比在低空性能等方面有了很大程度的某Ⅲ型飞机座舱盖联抛系统沿用了某Ⅲ型飞机的状态,在与HTY-4A(改)弹座椅配套使用对其进行必要的改进,本文从提高整个救生性能的角度,提出了利用HTY-4A(改)高温燃气对座舱盖抛放系统进行更改的方案,以期改进的座舱盖联抛系统能更好地与HTY-4A(改)弹射座椅相适应。 相似文献
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某Ⅲ型飞机弹射救生系统采用新研制的HTY—4A(改)弹射座椅。该座椅与HTY—4A弹射座椅相比在低空性能等方面有了很大程度的提高,但由于某Ⅲ型飞机在舱盖联抛系统沿用了某Ⅱ型飞机的状态,在与HTY—4A(改)弹射座椅配套使用应对其进行必要的改进。本文从提高整个救生性能的角度,提出了利用HTY—4A(改)高温燃气对座舱盖抛放系统进行更改的方案,以期改进的座舱盖联抛系统能更好地与HTY—4A(改)弹射座椅相适应。 相似文献
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预测座舱盖自由抛放运动轨迹方法的研究 总被引:1,自引:0,他引:1
系统地阐述了模拟气动力作用下物体运动过程的两类方法,即非定常数值模拟和气动系数法,并给出气动系数法中气动系数的三种获取手段。模拟对称座舱盖自由抛放过程的算例表明由于采用气动系数的不同,气动系数法会得到不同的计算结果,其中利用非定常气动系数得到的计算结果与非定常模拟预测值最为吻合。 相似文献
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直升机抛放吊挂后的最优操纵与分析 总被引:1,自引:1,他引:0
为了研究吊挂抛放后回到稳定状态的合理操纵方式以增加安全性且辅助控制律设计,开发并验证了直升机带吊挂模型,使用轨迹优化方法得到了直升机抛放吊挂物后的最优操纵时间历程及相应的状态变化历程。在相同的初始条件下,计算了不同的性能指标对应的优化结果,分析并确定了性能指标的最终配置方式。研究了吊挂物质量对优化结果的影响。根据从悬停状态抛放吊挂的算例结果可得:抛放吊挂物后,驾驶员主要控制垂向和纵向通道,而横向和偏航通道所需操纵较少,且吊挂物质量越大,所需的操纵幅值越大。 相似文献
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为了探究不同加工轨迹及其排布对工件磨抛加工表面质量的影响,本文进行了机器人磨抛轨迹对工件表面质量影响规律的研究。基于Preston去除方程和Hertz接触理论建立了砂带磨抛加工材料去除深度模型,分析了表面残留纹理的生成机理。以曲面航空发动机叶片为试验样件,利用自行搭建的机器人磨抛系统,分别使用等距轨迹、摆线轨迹进行加工试验,分析材料去除效果及表面纹理情况。试验结果表明,采用传统直线加工的等距轨迹于搭接处产生条带状纹理;摆线因其多方向性的加工动作,均化了表面纹理,提高了加工表面一致性。 相似文献
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前缘切口以及后缘下偏是影响伞衣气动力计算的关键因素。为实现伞翼无人机(UAV)的精确控制,从提高翼伞系统动力学模型的精度入手,在升力线理论的基础上,基于计算流体动力学方法,综合考虑前缘切口以及后缘下偏的影响,计算了不同切口尺寸模型的升力、阻力系数。利用最小二乘法辨识了升力、阻力系数与迎角、切口尺寸以及下偏量的关系,实现了翼伞气动力的精确计算,改进了伞翼无人机的六自由度动力学模型。对改进的动力学模型进行轨迹跟踪控制的仿真,通过与空投试验数据的对比,验证了改进翼伞系统动力学模型方法的准确性,对于伞翼无人机的仿真和控制器设计具有重要意义。 相似文献
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将基于风洞网格测力试验数据建立的气动力模型与刚体运动方程进行耦合求解得到多体分离轨迹-时间特性,建立了一种多体分离的离线轨迹预测方法。为了提高气动力模型的预测精度,针对移动最小二乘法(MLS)模型提出一种新的权函数形式,针对Kriging气动力数学模型通过加入样点预处理提出了Kriging-Pre数学模型。研究方法应用于来流马赫数6条件下,某并联两级入轨飞行器标模的分离特性研究。研究表明采用改进的两种气动力数学模型均可有效提高分离轨迹预测精度,得到与CFD以及风洞试验定性一致的结论。验证了本文提出的离线轨迹预测方法可以满足当前多体分离特性定性分析需求,具有较高时效性。 相似文献
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基于自适应IMM的高超声速飞行器轨迹预测 总被引:4,自引:2,他引:2
为了给基于预测命中点法的高超声速飞行器中制导拦截提供先验知识,提出高超声速飞行器的轨迹预测方法。首先,给出高超声速环境下与目标姿态近似线性的气动参数;其次,针对气动参数作控制量的运动模型,设计自适应交互多模型(IMM)跟踪算法,并进行性能有效性验证;然后,根据气动参数特性和目标假设机动方式,设计基于最小二乘拟合的轨迹预测方法。通过对目标轨迹进行跟踪和预测仿真,预测100 s的位置误差均小于5 km,速度误差均小于100 m/s,结果表明基于自适应IMM的轨迹预测方法对有规律机动的目标进行轨迹预测,效果良好。 相似文献