首页 | 本学科首页   官方微博 | 高级检索  
文章检索
  按 检索   检索词:      
出版年份:   被引次数:   他引次数: 提示:输入*表示无穷大
  收费全文   8篇
  免费   0篇
航空   5篇
航天技术   1篇
综合类   2篇
  2023年   1篇
  2021年   1篇
  2020年   1篇
  2017年   1篇
  2015年   1篇
  2013年   2篇
  2012年   1篇
排序方式: 共有8条查询结果,搜索用时 15 毫秒
1
1.
鲁可  袁锁中 《飞行力学》2012,(5):463-465,469
无人战斗机采用翼身融合的一体化设计。这种非传统构型的布局,带来很多优点的同时也造成了飞机的静不稳定,采用线性的控制方法很难满足无人战斗机的性能要求。通过对传统的动态逆控制方法进行改进,从内回路开始保证系统的动态性能和跟踪性能,设计了层叠结构动态逆控制器。仿真结果表明,所设计的控制器实现了系统的解耦控制,并具有较强的鲁棒性。  相似文献   
2.
前行桨叶概念高速直升机操纵冗余问题研究   总被引:1,自引:0,他引:1  
  相似文献   
3.
针对直升机跟踪控制问题,提出了一种基于模态依赖平均驻留时间(Mode-dependent average dwell time,MDADT)切换信号的线性变参数(Linear variable parameter,LPV)控制方法。在直升机全飞行包线内选取可以表征直升机飞行特性的状态作为增益调度变量,利用"小扰动"假设将全量方程进行线性化处理并对其配平求解,将复杂的非线性模型转化为可以计算求解的线性模型。采用雅可比线性化方法在非线性模型平衡点处进行线性化处理,使用数据拟合的方法在理论上建立与非线性模型动态接近的LPV模型。对时变参数进行区间划分,结合参数依赖的多Lyapunov函数和MDADT方法,给出了保证切换LPV系统全局一致指数稳定的充分条件。考虑时变参数的渐变特性,以及由于测量误差和参数飘移等因素而造成的控制器增益变化,得到了在MDADT切换信号限制下的切换律。仿真结果表明所设计的控制律能有效动态跟踪直升机前飞的不同状态量,验证了所建模型和控制算法的有效性和可行性。  相似文献   
4.
为了进一步提高倾转旋翼飞行器的建模精度,采用广义动态尾迹理论建立旋翼的诱导速度模型,进而建立了旋翼气动力计算模型;考虑旋翼尾流对机翼的影响,建立了机翼气动力模型;考虑旋翼和机翼对其他升力面的气动干扰,建立相应的气动力计算模型;最后以XV 15倾转旋翼飞行器为例,对建立的模型进行验证。仿真结果表明:建立的飞行动力学模型可以很好地反映飞行器的物理特性,适用于倾转飞行器的飞行动力学研究。  相似文献   
5.
利用共轴刚性旋翼直升机飞行动力学模型,以XH-59A共轴刚性旋翼直升机为研究对象,分析了旋翼控制相位角对纵向配平特性、需用功率以及上、下旋翼桨毂弯矩的影响。基于分析结果,提出了一种针对共轴刚性旋翼直升机的旋翼控制相位角的配置方法。该配置方法以降低直升机需用功率为目标,并保证上、下旋翼桨毂弯矩和配平特性满足要求。通过该方法能使XH-59A直升机在0~80 m/s的飞行速度范围内满足上、下旋翼最大桨毂弯矩和纵向操纵限幅的要求,并且能最多降低8%的直升机需用功率,为共轴刚性旋翼直升机的设计提供了参考依据。  相似文献   
6.
直升机作为一种特殊的飞行器,其非线性运动特性强,稳定性差,各通道的耦合性严重。针对直升机的特点,将非线性反馈线性化的方法运用到直升机的控制中,通过该方法得到解耦的直升机伪线性模型,采用经典的LQR线性最优二次型设计方法设计状态反馈控制器。仿真结果表明,设计的控制系统具有良好的性能,满足控制要求。  相似文献   
7.
微小型飞行器室内激光/INS融合定位方法研究   总被引:1,自引:0,他引:1  
针对激光测距仪精度高、抗干扰能力强等优点,选用二维激光测距仪为外部传感器,辅助MIMU(微惯性测量组合)组成微小型飞行器的室内导航系统;结合留点(Residue Points)、Cox和IDC算法特点,设计了R-I-C(留点、IDC和Coxl)匹配算法组合策略(R-I-C激光扫描匹配算法),采用Kalman(卡尔曼)滤波器进行激光/MIMU融合定位;最后,在以ARM为核心处理器的硬件平台上进行定位仿真。仿真结果表明:R-I-C算法满足设计要求;激光/MIMU融合定位方法具有良好的性能,能实现微小型飞行器的室内高精度定位。  相似文献   
8.
刚性旋翼高速直升机旋翼间复杂的尾迹干扰作用会影响其配平特性。针对这一问题,本文采用黏性涡粒子方法来精确计算上下旋翼复杂尾迹流场下的诱导速度,桨叶环量则采用涡面元法进行求解,两种方法耦合建立了尾迹模型。基于此尾迹模型进行高速直升机飞行动力学建模,包括结合刚性旋翼挥舞运动模型和变距操纵模型的旋翼尾迹气动力建模、机身以及平/垂尾气动力建模。同时与风洞试验结果对比,先验证了旋翼气动力模型的准确性,在此基础上,以XH-59A直升机为研究对象,计算得到了0~80m/s速度下的配平特性结果,与飞行试验数据对比良好,验证了飞行动力学模型的有效性。最后分析了悬停及低速前飞时旋翼间尾迹流场干扰对全机配平特性的影响。  相似文献   
1
设为首页 | 免责声明 | 关于勤云 | 加入收藏

Copyright©北京勤云科技发展有限公司  京ICP备09084417号