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研究了递归序列x_(n 1)α-β_(n-1)/1-g(x_n),n=0,1,的持久性、振动性、稳定性和全局吸引性。其中α、β为正实数,g(x)是非负连续函数。 相似文献
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针对尖侧缘机身布局在大迎角下存在的正俯仰力矩(抬头力矩)问题,通过风洞试验,首先研究了俯仰力矩的迎角分区特性及流动演化规律:线性增长区(迎角为0°~15°),俯仰力矩线性增加,全机从附着流到形成进气道前缘涡和机翼涡;非线性增长区(迎角为17.5°~32.5°),俯仰力矩非线性增加,机头涡出现,机头涡和进气道前缘涡逐渐增强,机翼涡增强后破裂;衰减区(迎角为35°~65°),俯仰力矩逐渐减小,机头涡增强后破裂,进气道前缘涡破裂发展,机翼涡完全破裂。其次,发现了机身前体是产生正俯仰力矩的主要来源,机头涡是导致大迎角下正俯仰力矩的主控流动。当迎角为40°时,前体各截面正俯仰力矩在进气道前缘处达到最大,主要是由于该处机头涡诱导产生了较强的法向力。最后,提出了大迎角机身扰流板控制技术,产生了较好的控制效果。当迎角为40°时,扰流板可使正俯仰力矩减少62%,其原因是扰流板降低了机头涡涡量及其诱导产生的法向力,减少了机身前体对正俯仰力矩的贡献。该控制技术的缺点是扰流板会带来一些升力损失和附加阻力。基于尖侧缘机身参考宽度的雷诺数为2.59×105。 相似文献
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75.
76.
《中国航空学报》2019,32(12):2577-2591
A CFD-based Numerical Virtual Flight (NVF) simulator is presented, which integrates an unsteady flow solver on moving hybrid grids, a Rigid-Body Dynamics (RBD) solver and a module of the Flight Control System (FCS). A technique of dynamic hybrid grids is developed to control the active control surfaces with body morphing, with a technique of parallel unstructured dynamic overlapping grids generating proper moving grids over the deflecting control surfaces (e.g. the afterbody rudders of a missile). For the flow/kinematic coupled problems, the 6 Degree-Of-Freedom (DOF) equations are solved by an explicit or implicit method coupled with the URANS CFD solver. The module of the control law is explicitly coupled into the NVF simulator and then improved by the simulation of the pitching maneuver process of a maneuverable missile model. A nonlinear dynamic inversion method is then implemented to design the control law for the pitching process of the maneuverable missile model. Simulations and analysis of the pitching maneuver process are carried out by the NVF simulator to improve the flight control law. Higher control response performance is obtained by adjusting the gain factors and adding an integrator into the control loop. 相似文献
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主要阐述直或机贴地飞行时的驾驶员诱发振荡问题,导出了贴地突防和迅速停止动作、地形跟踪时的“海豚”运动和贴地飞行时滑雪运动条件下诱发振荡时操纵位移和稳定裕度的计算公式,计算了Z-8直长机的纵向试验结果,并进行了误差分析。计算结果表明,所研究的方法是可行的,可推广应用于各种直升机的闭环分析和计算。 相似文献
78.
北京大学低速风洞新研制的大攻角强迫振动实验设备可迫使模型绕其体轴做单自由度俯仰、偏航、或滚转振动,由六分量应变天平感受气动反作用力和力矩,测量仪器按相关滤波原理将它们分解为同相分量和正交分量。仪器具有很高的分辨度和精度,能测出组合形式的全部18个同相导数和18个正交导数。该设备具有很大的攻角范围和侧滑角范围,并具有足够大的振动频率和振幅范围,实验风速可从20米/秒至50米/秒。强迫振动风洞实验的全过程都在微机控制下自动、实时地完成。通过某教练机的强迫振动实验和不同方法的对比实验表明,该设备能较好地测量出组合形式的全部阻尼导数、交叉导数和交叉耦合导数。 相似文献
79.
某型飞机空中飘摆故障分析及防护措施 总被引:1,自引:0,他引:1
文韬 《长沙航空职业技术学院学报》2007,7(2):33-35
分析某型飞机平尾助力器故障导致飞机在空中飞行时产生飘摆现象的原因,提出修理改进措施及维护对策。 相似文献
80.
本文介绍俯仰-滚转动导数天平装置,着重介绍其运动机构和测量机构。此裝置已经做过三期实验,重点介绍第三期实验用的改进型。装置的特点是 M_z 电桥电气中心、俯仰运动转心、模型气动参考中心和模型质心四心重合。俯仰振动是由步进电机驱动的,通过轴承支撑的模型又能在气动力驱动下自由滚转。俯仰频率和滚转速度被 LDC-825计数器和 B·K 公司转速计记录。模型的俯仰力矩 M_z和俯仰角θ值分别用应变电桥测量。信号被 Neff-720系统和 XR-7000磁带机进行数据采集处理和模拟量记录显示。这是国内第一套成功地用于跨超声速风洞飞机模型实验,四心重合的俯仰-滚转实验装置。力矩 M_z 和俯仰角θ的输出信号是非常满意的,已经为某预研型号提供了(?)导数的测量结果。 相似文献