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31.
32.
飞机稳定尾旋的预测研究 总被引:3,自引:0,他引:3
在考虑各种影响因素的基础上,增加了交叉惯性积对稳定尾旋的影响,从而导出了分析稳定尾旋的有关公式。为了避免遗漏解的可能性,采用不需选择初值的求解方法,给出了稳定尾旋的判据。应用该方法对某型飞机的尾旋进行了预测计算,求出了一个陡尾旋解和一个平尾旋解,计算结果与该飞机尾旋试飞结果吻合较好,表明计算方法是正确的,计算结果可用于指导飞机的尾旋试飞。 相似文献
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36.
基于间接法在线能力评估和自主规划技术研究 总被引:1,自引:0,他引:1
针对运载火箭推力故障条件下的自主救援任务,研究了一种基于间接法的在线能力评估和自主规划方法。构建了以入轨点能量最大为最优性能指标的最优控制问题。通过数值方法探讨了在满足轨道倾角和入轨点路径角约束条件下,入轨点速度、远地点和近地点跟入轨高度之间的关系,设计了一种与入轨高度相关的特征量来对入轨能力进行评估。以近地点最高为救援轨道选取准则,结合能力评估,研究了一种自主在线规划策略,当判断能够进入圆轨道时,割线法求解最大圆轨道,否则采用牛顿法求解近地点最高的椭圆轨道。仿真结果表明,提出的自主规划方法在有效性、收敛性和实时性上均能满足在线制导需求。 相似文献
37.
在星光折射导航中,星光折射视线包含星光折射的大小和星光折射方向两种折射信息,传统的星光折射导航量测量只利用了星光折射大小的信息。但实际上,星光折射方向也是卫星位置矢量的函数,含有卫星位置的重要信息。针对上述问题,提出了一种同时使用两种折射信息的星光折射导航新方法,该方法以星光折射方向矢量为量测量。详细介绍了基于折射方向矢量地球卫星星光折射导航方法的量测量的获取和量测模型的建立,同时对不同影响因素对导航系统性能的影响进行分析。仿真结果表明,该方法的导航精度优于折射视高度和星光折射角两种传统的星光折射导航量测量。 相似文献
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采用计算流体力学(CFD)数值模拟方法,研究战术导弹大迎角状态下涡破裂导致滚转力矩随迎角非线性增长引起舵面控制能力不足的现象。首先通过标准模型的数值分析,验证了所采用的CFD方法具有三角翼前缘涡破裂现象的捕捉能力;然后采用雷诺平均Navier-Stokes方程对某“++”字正常布局导弹构型(含弹翼、弹身、尾舵和整流罩等)进行了数值模拟,结果显示亚声速状态下滚转力矩在迎角大于20°时出现非线性增长,导致全动尾舵的滚转控制能力不足。通过分解各部件对滚转力矩的贡献,并分析流场结构,探明了该现象发生的流动机理,其主要原因是:随着迎角的增长,弹体迎风面的尾舵前缘涡首先发生破裂,导致其平衡诱导滚转力矩的作用被削弱。 相似文献
40.
空中加油系统的建模与控制技术综述 总被引:4,自引:2,他引:2
空中加油已经成熟应用超过半个世纪,但其建模与控制技术仍是航空界的研究热点与难点之一。综合大量文献,回顾了空中加油的发展历程和战略价值所在,比较研究了2种加油方式各自的优劣,总结了近年开展的系统建模和控制相关的研究成果。基于硬式加油与软式加油的功能互补之效,提出了借助研制大型运输机的契机发展硬式加油技术的观点。通过研究国内已经开展的相关工作及其不足之处,论证了开展系统建模与控制专项研究的必要性与积极意义。结合硬式加油系统的特点,提出了建模时应该综合考虑系统多刚体、多构型、强扰动与不确定性、受弹性形变与弹性振荡影响等特点,并提出了与之对应的伸缩管姿态控制、对接状态应力自动补偿、对接过程协同控制、抑制弹性振荡影响、半物理实验平台开发等关键问题。 相似文献