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不同机载电子干扰条件下的飞机敏感性模型 总被引:2,自引:0,他引:2
对典型作战场景中雷达制导导弹威胁下的飞机敏感性进行了研究,分别从导弹发射和命中2个方面,建立了远距离支援干扰(SOJ)和自卫干扰(SPJ)条件下的飞机敏感性模型。首先分析了在典型电子对抗措施(ECM)和电子抗干扰措施(ECCM)条件下的雷达探测距离;其次提出了用于评价欺骗干扰的有效时间模型,结合典型制导律,建立了不同干扰条件下导弹命中分析的仿真模型;最后对不同干扰条件下的飞机敏感性进行了仿真实验。结果表明:电子干扰一定程度上能够降低非隐身战机的敏感性,但是对于低雷达散射截面(RCS)或者采用先进抗干扰措施的武器系统而言,电子干扰对飞机敏感性降低的作用有限甚至有害。研究结果对现役飞机通过电子干扰降低敏感性以及对在研飞机的敏感性设计具有一定的参考意义。 相似文献
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飞机重心对飞行安全至关重要,也影响着飞机的性能。本文给出了乘客重量的定义,分析了飞机纵向重心对飞行性能的影响。通过分析确定了以乘客重量为自变量的约束条件和以实现所有乘客的纵向重心坐标靠近重心后极限为目的的目标函数,建立了考察不同重量的乘客在飞机中的座位最优布置的优化模型,并从理论上说明了优化模型具有最优解。算例结果表明,建立的最优化模型存在最优解,用此模型求解目标函数可行。此模型同样适用于行李箱布置与货物装载。 相似文献
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王小平 《民用飞机设计与研究》2011,(2):8-10,55
民用飞机重心包线是保证飞机使用安全的重要防线,是飞机飞行使用中不可逾越的一道屏障。重心包线设计的好坏不仅影响飞机的飞行性能,更直接影响飞机使用的经济性和安全性,其确定是总体、气动、操稳、性能、强度、重量等多专业分析、权衡的结果。从重心对性能的影响,重心限制边界的分析及如何设计好重心包线三个方面进行了较系统的分析研究,为... 相似文献
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飞机相比于攻击导弹,在飞行速度和机动性能等方面存在着劣势.为了提高其生存几率,设计了一种发射防御导弹协同对抗攻击导弹的自适应滑模制导律.该制导律本质是一种视线(Line of Sight,LOS)制导方法,通过对飞机与防御导弹和防御导弹与攻击导弹间的LOS调整以满足特定的几何关系,从而实现对攻击导弹的主动防御.最后,将所设计的制导律与比例导引进行了仿真比较.结果表明,由于与目标间的协同,所设计的制导律在机动性能和拦截性能方面具有明显的优势,且对于三方的飞行速度变化与攻击导弹的机动具有较强的鲁棒性. 相似文献
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水陆两栖飞机的着水性能是体现其综合性能的重要因素之一.应用ALE法对三种水陆两栖飞机船体截面进行入水仿真计算,从着水载荷、喷溅性能及运动响应三个方面对着水性能进行综合评估.对比分析了直线型、带舭弯弧形、复合型三种构型截面在不同速度、不同重量下的压力分布、喷溅性能以及运动响应,得到了三种截面横向压力分布规律.计算结果显示相同状态下,喷溅性能复合型优于带舭弯弧形、带舭弯弧形优于直线型;过载复合型远大于带舭弯弧形,带舭弯弧形稍大于直线型,综合看来带舭弯弧形截面着水性能最佳. 相似文献
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针对动能杀伤武器重量极小化问题,基于神经网络技术、动态逆补偿法和非线性优化法,研究了两种精确末制导律,一种采用FFBP神经网络学习一要制导方程动态逆实现精神制导,另一种采用FFBP神经网络学习非线性优化解实现精确制导,仿真分析表明,前者对目标加速度估计误差过于敏感,无法实现;而后者在目标加速度有误差时仍能实现精确制导,估于偏置比例导引,并可以使动能杀伤武器重量极小化。 相似文献
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发动机性能寻优是提高飞机效能的方法之一,其先进控制模态能够综合飞机和发动机的信息,在安全运行的前提下,实现发动机某项或综合性能指标的最优。为提高飞机效能,本文在对飞行/推进系统性能寻优控制理论及现有成果的学习基础上,通过最小二乘法求取线性模型,获得较为精确的全包线推进系统矩阵,从而确定线性小区间内性能指标和约束条件的线性表达式,进而将发动机性能寻优问题表述成线性规划问题,通过单纯形法获取寻优模式下的各项性能指标。从验证性能寻优控制算法工程可行性的角度出发,将性能寻优程序模块嵌入到数控系统中;在dSPACE设备上搭建快速控制原型仿真平台,进行了实时仿真验证,仿真结果能够获得预期的指标优化结果。研究表明:性能寻优算法在工程应用上具有可行性及有效性。 相似文献
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为研究飞机尾涡在高空巡航阶段的形成及消散特性,基于飞机尾涡流场快速仿真计算模型计算了不同飞行高度处尾涡的初始强度以及尾涡的危险区域,并分析了高空尾涡消散规律;然后计算不同飞机重量、大气湍流度、大气层结稳定性以及前机飞行速度下的高空尾涡危险区域,并对高空尾涡危险区域的影响因素进行分析.结果表明,与中低空相比,高空尾涡的初始强度大、消散速率快,尾涡危险区域的纵向范围在减小,但垂直范围有所增加,飞机参数和大气条件的改变可以减小尾涡影响范围.研究结果对高空尾流垂直间隔缩减研究具有实际参考价值. 相似文献
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为研究飞机复材机身曲板的声学特性,用VA One建立的统计能量复材曲板模型计算了在三种不同工况下复材曲板的隔声量,并将仿真结果同试验数据进行比较,以此验证其有效性;随后用该统计能量模型分析了铺设不同厚度、密度的隔音棉对复材曲板隔声量的影响,并以模型中接收室的声压级为对象,将隔音棉厚度、密度两个参数进行优化分析,得到了二者在飞机工程应用中的最佳组合方式;最后研究了铺设不同面积隔音棉对复材曲板隔声性能的影响。结果表明:铺设的隔音棉厚度对复材曲板隔声量影响较大,而在目前可选的航空声学材料范围内,铺设的隔音棉密度对复材曲板隔声量影响较小,且二者在飞机工程应用中的最佳组合为厚度5 in,密度9.6 kg/m3;复材机身曲板上的隔音棉铺设面积建议在80%以上,以在飞机工程应用中达到较好的隔声效果。 相似文献
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一种低迟滞低磨损的指尖密封型线构形的研究 总被引:1,自引:2,他引:1
针对迄今指尖密封多目标性能优化研究中存在的难以实现迟滞性能和磨损性能同步改善的问题,通过引入Stackelberg对策理论,并将指尖密封型线构形作为优化"元素",构建了指尖密封迟滞性能和磨损性能优化的Stackelberg模型.在正向Stackelberg主从对策机制下,采用基于有限元仿真和BP神经网络的遗传算法在Stackelberg系统主从层面上实现了指尖密封性能的可控优化,获得了具有低迟滞低磨损性能的"上凹"构形指尖密封型线.有限元仿真分析合理地解释了"上凹"型线指尖密封具有较好性能的原因,表明"上凹"型线指尖密封具有良好的应用前景. 相似文献
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利用CITATION-Ⅱ飞机和先进的FMS完成了FMS合格审定试飞方法的飞行验证。结合半实物仿真试验研究了FMS导航/制导的符合性条款;提供了相应的FMS飞行环境模型、FMS制导数学仿真模型和软件;提供可用于民用飞机合格审定试飞的FMS试飞方案;通过FMS性能管理与垂直制导仿真试验研究,表明飞行管理计算机系统(FMCS)所计算出的性能数据都是针对三个飞行阶段,即爬升、巡航和下降。目的是在飞行计划所施加的限制条件内使垂直飞行剖面最佳化。基于FMS半实物仿真试验系统能够准确地复现和实施制导和导航计算,保证了FMS仿真试验的可靠性和置信度。 相似文献