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121.
本文推广了文[1]的欧拉方程摄动法,讨论了尖前缘任意翼型俯仰安定性导数的计算方法,并应用该方法计算了双圆弧翼型的俯仰安定性导数,其数值结果与文[2]的超音速线化位流方程有限差分法的数值结果比较,更接近于实验值。在激波附体的条件下,本文的方法可用于计算大迎角尖前缘任意翼型的超音速和高超音速俯仰安定性导数。 相似文献
122.
采用二维耦合隐式N-S(Navier-Stokes)方程和标准k-ε湍流模型对具有哈克外形头部的一体化高超声速飞行器在进气道关闭、发动机通流以及发动机点火状态下的升力特性、阻力特性、俯仰力矩特性以及升阻比特性进行了数值模拟,考察了机身头部长细比对其气动性能的影响,结果发现,在第一种定义方式下的飞行器构型气动性能改良程度明显高于第二种定义方式,同时,随着机身头部长细比的增加,一体化高超声速飞行器的气动性能得到明显提高,可以满足飞行器巡航时的气动要求. 相似文献
123.
124.
125.
126.
为提升控制系统的性能,对直/气复合控制导弹的控制系统设计进行了研究。以俯仰通道为例,用最优控制理论设计了基于状态反馈的导弹俯仰通道控制回路,用线性二次型调节器(LQR)获得控制律。给出了加权矩阵的选取方法:依次调整表征过载偏差、角加速度和角速度的权重,使求出的反馈增益系数满足要求。针对状态反馈控制律无法快速抑制直接力开启带来的干扰问题,用自抗扰控制(ADRC)理论改进了控制器,通过构建状态观测器在线实时估计外界干扰并予以补偿,快速抑制扰动。仿真结果表明:用最优控制/自抗扰控制设计的控制器跟踪速度快,动态过程平稳并具有较强的干扰抑制能力,提高了系统的鲁棒性。 相似文献
127.
为了解某地面垂直发射弹丸在不同直接力控制系统(RCS)输出条件下的俯仰调姿运动情况,分别采用试验与仿真的方法进行了研究。首先,设计了用于弹丸调姿试验的脉冲侧向推力器、地面发射装置以及同步测试系统,利用高速摄像机测量了弹丸在不同推力器装药量和点火间隔时间情况下的调姿运动情况,并指出这两个参量是决定弹丸最终姿态角的主要因素,需要根据目标姿态角进行合理地搭配。然后,建立了考虑脉冲侧向推力器内弹道过程的弹丸调姿运动模型,并与试验结果进行了对比,验证了仿真模型的预测误差在5%以内。随后,利用仿真模型分析了不同推力器装药量时脉冲推力的变化情况,指出装药量对脉冲推力的变化规律有重要影响,需要与弹丸运动耦合计算以获得更高的精度。最后,对不同推力器装药量时弹丸调整到各目标姿态角所需的点火间隔时间进行了计算,为进一步的研究提供了数据参考。 相似文献
128.
扑翼产生的反卡门涡街被认为是一种推力型尾迹,但已有研究指出,随着斯特劳哈尔数(St)增大,低雷诺数下俯仰振荡翼型的净推力产生明显滞后于反卡门涡街的出现。为探究该现象背后的物理机制,对NACA0012翼型在雷诺数1000条件下作简谐俯仰运动的流场进行了数值模拟。采用翼型表面积分方法和基于有限控制体的气动力估计方法分别研究了翼面分布力特性和尾迹流场特性变化对阻力-推力转变临界点的影响。翼面分布力积分结果表明,当翼型振荡参数进入对应反卡门涡街尾迹形态区域时,翼面压力分布产生的推力分量无法克服剪切层的黏滞阻力,是造成俯仰翼型推力产生滞后于反卡门涡街出现的主要原因。对尾迹流场及相应的推阻力特性变化的分析表明,尽管反卡门涡街会产生“喷流效应”,但在St较小时,其产生的动量诱导推力无法克服反卡门涡自身的涡致阻力和尾迹流场压力损失引入的附加阻力,因此即使存在反卡门涡街也不能产生净推力,进而从流场分析的角度进一步解释了这一滞后现象的发生机制。 相似文献
129.
130.
针对混合翼身融合布局面临的三轴运动耦合和大迎角失稳等潜在操稳问题,研制三自由度虚拟飞行试验系统,基于动力学相似模型开展纵向和横航向开环虚拟飞行试验,对飞机的本体操稳特性进行研究。结果表明:该混合翼身融合布局飞机纵向和航向开环操纵均存在三轴运动耦合现象。纵向操纵会引起大迎角极限环失稳现象,迎角振荡平衡位置约为28°、振荡幅值约为2.56°、振荡主频率为0.55 Hz,振荡过程中气动力呈现非定常特性;V型尾翼偏航操纵响应呈现横向运动幅值最大、偏航运动次之、俯仰运动最小的特点。 相似文献