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1.
施允涛 《南京航空航天大学学报》1994,26(1):110-114
本文分析研究了无人机双发助推测器的脱落安全性,研究对象是CK-1M无人机。根据风洞投放试验结果,设计了一对截锥体、截锥窝自动分离接头,从而改变了脱落方式,并调整了发射参数,以减小分离速度。同时确保双发助推器的同步性和安装对称性,消除了侧滑的影响;又因加上助推器增重,降低了助推器的投放轨迹,实现了CM-1M双发助推器的安全投放。 相似文献
2.
巫成荣 《南京航空航天大学学报》1993,(1)
本文介绍CK-1M无人机是缩比为1/5的模拟无人机,安装在发射装置的短轨上,采用双发助推器进行发射起飞。以研究和分析双发助推器推力偏差对发射起飞过程中释放的选择、滑轨长度的确定、离轨安全和飞行姿态的影响。 发射起飞试验证明:有关双发助推器发射起飞模拟试验研究和分析方法是正确的,研究与试验结果具有良好的一致性。这些方法和结果均可作为无人机双发助推器发射起飞的设计依据。 相似文献
3.
大型无人机双发火箭助推发射技术的研究 总被引:1,自引:1,他引:0
与小型无人机单发火箭助推发射系统比较,大型无人机双发火箭助推发射系统设计中存在着一些特殊问题,如火箭助推器的匹配设计,发射装置类型设计,发射参数的选择,纵向力矩平衡问题,以及机-架系统的动载荷问题等。通过对上述问题的分析讨论,为此类无人机发射系统总体方案的确定提供了一些设计原则和选择依据。 相似文献
4.
施允涛 《南京航空航天大学学报》1993,(1)
本文对无人机双发助推的同步性进行了研究。研究对象是CK-1M遥控机。实现多发助推的同步性,关键是推进剂特性参数和面喉比保持稳定,确保平衡压强的一致性。此外,点火药量容差及并联电路点火,也是实现多发助推同步性的重要因素。本文采用放样吊线法安装助推器,确保安装精度和左右对称,从而保证了力的精确传递方向,避免了附加力矩的产生。经台架试验和试飞验证,CK-1M双发助推的同步性良好。 相似文献
5.
6.
采用柠檬酸络合法、固相反应法分别制备LaFe1xNixO3和LaMn1xNixO3。用差热分析法、X射线法、四探针电阻测量法对化合物的晶体结构、电性进行研究。结果表明:x〈0.5时化合物为单相的钙钛矿结构,LaFe1xNixO3的导电性比LaMn1xNixO3差,导电通道为-(M、Ni)-0-;x≥0.5时化合物为畸变的钙钛矿结构,两者的电性相近,通道为-(0-Ni-)-。 相似文献
7.
研究了TWR-1拖靶目标的雷达散射特性,提出了相应的参数设计,研究了拖靶目标的雷达散射截面积以及空间的散射特性。并且通过对TWR-1拖靶的全尺寸静态RCS实验测量,来验证设计方案的正确性。测量结果表明,TMR-1拖靶目标散射特性好,且稳定,满足目前我国靶场靶试对靶标的目标特性要求。 相似文献
8.
为深入分析无人机火箭助推发射过程,针对双发火箭在无人机机体上安装位置误差引起的额外力矩和无人机机翼展开时间对无人机飞行存在较大影响这一问题,本文建立无人机非线性模型和控制系统。采用变量法简单明确地进行分析,确定了安装位置误差的边界值和合适的机翼展开时间段。仿真结果表明,得到的边界值和展开时间段满足实际飞行要求。 相似文献
9.
10.
用量子化学中的SCF-MO MINDO/3,MNDO,AM1和PM3方法计算研究了亚甲二醇二硝酸酯的几何构型和电子结构2,求得了MGDN的平衡几何构型。不同方法的计算结果均表明,标题物分子中两个ONO2均为平面基团,且O-NO2键的Wiberg键级最淖分子中最弱的键,在分解时可能首先断裂; 相似文献
11.
巫成荣 《南京航空航天大学学报》1991,(1)
CK1—M模拟机系缩比为1/5的模拟无人机,安装在发射装置的滑轨上,并采用固体火箭作为助推器进行发射起飞,以研究分析发射起飞过程中的一些问题。 本文介绍有关CK1—M模拟无人机发射装置的设计、调试和分析的几个问题,包括单发和双发起飞方案中滑轨长度的确定和释放力的选择,以及模拟机离轨瞬时相对滑轨运动的研究和滑轨结构型式的确定等问题。 模拟无人机发射起飞试验证明:有关发射装置的试验记录数据和计算结果具有良好的一致性,这些试验数据和设计方案是可信的,可作为无人机发射装置的设计依据。 相似文献
12.
周同礼 《南京航空航天大学学报》1988,(1)
陀螺力矩是在高速旋转的发动机转子和无人机的转动运动相互作用下产生的。在它的作用下,无人机在不同方向上的转动运动交连起来,共同影响无人机的飞行姿态。转动惯量是决定无人机的转动运动的另一个因素。本文着重研究了陀螺力矩在无人机几个特殊的飞行段落内对无人机转动运动的影响和燃料量以及无人机姿态角变化造成的燃料分布变化对无人机转动惯量以及转动运动的影响。 相似文献
13.
周同礼 《南京航空航天大学学报》1988,(3)
用火箭助推起飞是广泛应用的无人机起飞的一种方式,它和用起飞车助跑起飞方式相比有一些优越之处。本文总结了在某型无人机采用火箭助推起飞时的飞行轨道研究中探讨过的几个问题,包括发射参数的选择原则和发射起飞过程中的一些特殊问题.如力矩平衡问题,无人机和滑轨之间相对运动问题等。 相似文献
14.
仲培泳 《南京航空航天大学学报》1994,26(5):686-691
火箭助推发射是无人机起飞的一种形式.模型飞机火箭助推发射试验是采用自由飞模型试验的形式,按运动相似条件进行的.模型飞机应符合几何相似、质量相似、运动相拟和动力相似等条件.本文以"长空"无人机的1.5模型为例,介绍了无人机模型设计参数的选择以及有关的设计计算和调试方法.以三种火箭助推发射形式进行的试验结果证明,飞机模型的设计方法是可靠的,对于进一步研究火箭助推发射无人机具有参考价值. 相似文献
15.
某型无人机自动着陆系统研究 总被引:5,自引:0,他引:5
论述了用DGPS/SINS/RA组合导航系统引导的某无人机自动着陆系统的总体方案,利用该无人机的小扰动线性化方程,对其轨迹控制系统进行了分析设计。在不采用速度控制系统的情况下,利用该无人机的全量微分方程,对其在各种起始状态及各种干扰下的自动着陆过程进行了仿真。仿真结果表明,着陆性能符合要求。 相似文献
16.
周同礼 《南京航空航天大学学报》1986,(Z1)
本文讨论无人机作大机动飞行时,轨道计算中必须考虑的两个问题。 一个问题是按照大机动无人机的油箱结构,考虑燃料消耗和前后左右的波动所引起的无人机重心位置的变化。这个变化引起的作用在无人机上的力矩的变化对无人机进入和退出大机动时的飞行参数有明显的影响。另一个问题是da/dt的计算,文中推导了准确计算的公式,按此公式考虑无人机转动受下洗气流的影响,可以准确地计算出阻尼力矩的影响。 在轨道计算中计及这两个问题后,不仅可以计算出无人机在大机动飞行中高度和速度的波动,而且可以计算出滚转角的波动,这和实际飞行情况是比较接近的。 相似文献
17.
无人机气液压弹射装置的关键系统设计 总被引:3,自引:0,他引:3
无人机气液压弹射起飞是国际上一种先进的无人机发射技术。无人机气液压弹射装置是由许多关键系统组成,其中包括气液压能源系统、滑轮增速系统、滑行小车系统、卸荷控制系统、缓冲吸能系统等等,本文对几个关键系统的设计作了详细的介绍和讨论。本文的研究成果已成功应用于某型无人机系统的研制,也可为其它高速运动机械的设计提供新的思路和方法。 相似文献
18.
本文研究了长空无人机系列驾驶仪的单片微机控制电路,经反复论证和优选,采用8752单片机构成基本的数字逻辑处理系统,并配以监控、黑匣子、接口和数模变换等电路。从而大大提高了控制系统的可靠性和控制功能。该电路取代了驾驶仪中传统的模拟电路。使长空无人机系列驾驶仪上了一个台阶。经各种试验和装机使用,取得了成功。 相似文献