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41.
在航空母舰上引入降落区的概念,考虑航空母舰的运动模型,建立了舰载机在该降落区上降落时的简化分析模型;推导出了基于该分析模型的运动微分方程及相关参数的表达式,采用数值分析方法解出飞机垂直撞击舰面降落区这一过程的动态响应,给出机身载荷-时间历程曲线和舰面垂支反力-时间历程曲线等。与原模型分析结果相比,机身受载和舰面垂直反力峰值减小分别37.3%和37.2%,有效地减小了舰载机着舰的冲击载荷。 相似文献
42.
43.
对非线性控制的逆系统方法原理进行了介绍,将该方法应用于空空导弹制导设计中,设计了导弹质心运动动力学系统的控制器,该控制器通过对弹道坐标系下导弹的纵向过载和法向过载实施控制,可使导弹在控制系统中的速度、偏航角和俯仰角输出信息渐近跟踪制导指令,以实现空空导弹对攻击目标的跟踪。 相似文献
44.
深空探测器需要定位在日-地(月)系的共线平动点L1或L2附近执行探测任务,但由于共线平动点的不稳定性,必须在运行期间进行轨控。对于条件周期轨道(如晕轨道)必须在控制过程中考虑高次项,控制条件复杂,技术上实现相对困难。而某些探测任务,探测器定位在共线平动点附近的条件拟周期轨道(对应L issajous轨道)上亦可以。这种类型的轨道可以离共线平动点较近,那么只需要在控制过程中考虑线性项即可,控制条件简单。以圆型限制性三体问题作为基本模型,采用预估-校正法逼近线性化模型下的目标轨道,给出在轨运行期间的轨控策略亦是可取的,这种控制措施相对而言较简单,容易实现。仿真计算结果表明是可行的,能够提供较高的位置精度。 相似文献
45.
46.
47.
48.
在传统的旋翼、尾桨、机身的气动力模型基础上,引入了缩比直升机的舵机、航向控制系统模型,建立了适合缩比直升机飞行控制系统设计的非线性飞行动力学数学模型。深入探讨了稳定杆对缩比直升机飞行动力学的影响,并进行了仿真计算,结果表明所建立的数学模型能反映缩比直升机的飞行动力学特点,适合其飞行控制系统设计。 相似文献
49.
关于人造地球卫星的冻结轨道问题早已为人们所熟知,而且已有相应的卫星在轨运行。在考虑该冻结轨道形成时,主要依据地球扁率J3项与J2项的相对关系,这是由地球非球形引力场的特征所决定的,原理十分清楚,但其原理和结论不能随意地用于其他大行星(或月球)的轨道器。在一般情况下,对于低轨卫星形成冻结轨道的条件,非球形引力位中的奇次带谐项(J21 1,l≥1)将起重要作用。不仅仅是一个J3项,例如月球轨道器,J3,J5,J7和J9均有不可忽视的影响,而且与轨道倾角有一定的关系。为此,本文根据轨道理论对冻结轨道的存在性及其有关问题作进一步的分析,给将来的深空探测提供轨道设计的有关信息和依据。 相似文献
50.
基于空间算子代数的航天器多体动力学递推实时仿真算法 总被引:1,自引:0,他引:1
进一步发展了空间算子代数符号体系,给出了一组坐标系无关空间矢量,张量和矢阵符号表示和相应的坐标投影规则.基于空间算子代数符号体系,推导了适用于航天器实时仿真的无根、树状拓扑、开环多体动力学递推算法,并根据投影规则给出了递推算法在惯性坐标系的投影方程.新的空间算子代数符号体系有符号定义严格,推导过程力学概念清晰,推导结果易于实时仿真程序实现的优点.推导的递推算法非常适合于正逆混合问题和变拓扑问题的求解,可以满足多体航天器动力学实时仿真的要求. 相似文献