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基于数据链通信的人在回路制导模式额外引入了射手动力学而且存在图像信号延时,含有射手动力学的控制回路会对目标在视场(LOS)中的误差角进行跟踪补偿,从而提升图像制导弹药的制导控制性能。为探究射手动力学和图像信号延时对人在回路制导性能的影响,基于真实的图像导引头模型及参数,设计校正网络以满足导引头稳定回路的性能需求;引入两类射手模型,针对射手模型2,优化模型结构并通过贴近真实环境的辨识实验得到动力学参数,弥补了现有建模的不足。基于射手对不同图像信号延时的适应性,对比研究了两类射手模型与不同图像信号延时对导引头控制系统稳定性、快速性和人在回路比例导引制导精度的影响。仿真结果表明:图像信号延时越长,导引头跟踪速度越低、误差角越大,制导系统的收敛时间越长;优化后的射手模型2及其参数辨识更准确地描述了射手的操作行为,对制导系统的影响较低且满足系统性能要求。 相似文献
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《载人航天》2015,(2)
为探讨中长期空间飞行(30 d以上)后飞船应急返回对机体超重耐力的影响及防护技术,首先选用42只健康雄性成年猕猴,随机分为4组,进行中长期模拟失重再超重的病理生理影响及其机理研究;之后选22名健康被试者,随机平均分为2组,分别穿着绳索拉紧式和充气式抗荷服,测定各自选定的高低2种压力制度时的下体负压耐力;最后选8名健康志愿者,测试在不穿抗荷服、穿着绳索拉紧式和充气式抗荷服三种状态下承受超重过载时的生理反应。实验表明,高+Gx作用,使猕猴脏器出现病理性损伤,相同G值猕猴头低位卧床后再超重组引起的病理损伤要比单纯超重组严重;绳索拉紧式抗荷服和充气式抗荷服可以提高人体下体负压耐力和超重耐力。 相似文献
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针对波束波导馈电天线无法对空间移动目标进行单脉冲跟踪的特点,首先分析了单脉冲跟踪角误差电压形成机理,同时定义了天线及馈源角误差坐标系,并通过分析常规天线及波束波导馈电天线跟踪移动目标时角误差电压特性,在国内首次得出了波束波导馈电天线跟踪空间移动目标的角误差电压坐标变换公式,最后,通过某波束波导馈电天线系统工程实践对该变换公式进行验证。结果表明,单脉冲跟踪角误差坐标变换模型完全满足波束波导天线对移动目标进行全空域高精度跟踪的要求。 相似文献
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在航天发射任务中,地面遥外测设备跟踪特性角(α角、β角)对接收信号质量的影响非常大,由于α角、β角影响接收信号的机理非常复杂,一直以来只进行定性分析.在研究RBF(Rradial Basis Function,径向基函数)网络的基础上,利用RBF网络建立跟踪α角、β角对接收信号的影响模型,并用已知样本数据对模型进行训练和验证,详细论证模型参数的选取方法,给出跟踪特性角对接收电平影响的量化分析和预测的一种方法.利用模型对某次发射任务设备的接收电平进行了预测,预测结果与实测结果基本相符,满足应用要求,对提高航天发射任务地面测控系统风险评估能力有重要意义. 相似文献
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一、前言雷达跟踪系统在正常工作条件下,其电轴自动对准目标,并测出目标的位置座标(R、E、A、R)。在某种条件下,往往会发生错误的跟踪,使目标位于某一副瓣指向位置。这时会给出错误的角信息,用作引导雷达时会给出错误的引导数据,从而使协同工作的一系列设备都不能正常工作。另外,雷达的正常收敛跟踪条件和最大跟踪范围,也是跟踪系统的重要指标,它会影响到设备的角捕获范围及跟踪成功概率。本文分析研究了雷达的跟踪收敛条件和最大跟踪范围,并研究了副瓣跟踪的条件和特点,预见了可能出现的副瓣跟踪点的角位置。对几种跟踪系统进行了分析计算,其结果与相应的实验结果是一致的。同时还提出了一种利 相似文献
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在单脉冲测角体制下,由于多径回波信号的干扰,极大地降低了雷达低空目标仰俯角跟踪精度,甚至丢失目标。通过对多路径反射环境模型分析,得出了岸、海基单脉冲雷达低空目标跟踪时仰俯角测量误差的产生原因,提出将传统的多目标分辨算法(C2算法)应用于低角多径环境下目标俯仰角的跟踪测量,并在不同多径反射环境下对不同高度、不同飞行速度和飞行方向的目标进行了仿真,得到良好的仿真结果,表明该算法可较大地提高俯仰角跟踪测量精度。通过对仿真结果的分析,验证了该算法在低空目标跟踪中的有效性和可行性。 相似文献
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The two-target technique proposed by the author in an earlier paper [1] for reducing radar multipath angle tracking errors has been simulated on a digital computer assuming an actual closed-loop system. When tracking with noise, the technique provides angle error performance which compares quite favorably with the expected performance given in [1] Furthermore, the large bias errors usually encountered in normal monopulse systems at low elevation angles are removed. Results of typical tracks are given, both for the method of [1], and for a modified version of the method which applies primarily to shipboard radar systems. Some results on loss of lock are also presented. 相似文献
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对多目标测向无源定位问题进行了研究。虽然无源观测站不同,针对同一目标的方位角和俯仰角数据也不同,但它们有共同的倾斜角。基于此,提出了基于倾斜角的多目标测向无源定位算法。该算法分别计算一组与多个目标对应的倾斜角,然后利用倾斜角最接近原则对这2组数据进行关联判断,解决多目标测向数据的关联和定位问题,并通过仿真实验,对算法的有效性和可行性进行了验证。 相似文献
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针对风扇/压气机叶片中叶盆/叶背遭受的硬物损伤(FOD)凹坑型损伤,进行了不同冲击角度下模拟FOD试验、损伤特征与应力集中分析,开展了冲击后不处理和冲击后去残余应力退火试样的高循环疲劳试验研究和疲劳强度的预测。结果表明:损伤深度和应力集中系数均随着冲击角度的增加而变大,损伤深度范围为0.1~0.5mm,应力集中系数范围为1.3~1.7。不同冲击角度条件下,凹坑型损伤试样疲劳强度相对光滑试样下降程度在50%~70%范围内,与应力集中系数并不是呈单调下降关系,最危险冲击角为60°。去残余应力退火后凹坑型损伤试样的高循环疲劳(HCF)性能有所提高,表明残余应力的影响程度不容忽略。去残余应力试样的HCF性能并不是随应力集中系数的增大而下降,验证了微结构损伤的影响,说明损伤深度作为制定可用极限或维修极限的唯一参量具有一定的局限性。对凹坑型损伤试样的疲劳强度的预测误差在±20%以内。 相似文献
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实验研究了叶片弯曲对不同叶型折转角环形扩压叶栅气动性能的影响,分析了叶栅出口总压损失和二次流速度矢量分布,并给出了壁面静压分布及壁面墨迹流动显示结果。研究结果表明,叶型折转角越大损失分布的对称性越差,根部损失增加明显;弯曲角度和叶型折转角的增大将使得正弯叶栅吸力面反“C”型静压分布加剧,60°叶型折转角叶栅中径处负荷随叶片弯曲角度变化的敏感性强,大弯角时气流易分离,导致总损失激增;综合来说,对比直叶栅,正弯15°叶栅在各种叶型折转角正弯叶栅中减小损失效果最好。 相似文献
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叶片前缘形状对涡轮气动性能的影响 总被引:4,自引:0,他引:4
采用Bezier曲线控制涡轮叶片前缘形状由圆弧形改为非圆弧形,用数值计算方法研究涡轮叶片前缘形状对其气动性能影响.首先以基元叶型为研究基础,数值模拟分析、比较不同基元叶型前缘形状在不同攻角下对涡轮叶栅性能影响.对于正常运行的攻角范围(-15°~+10°),由于非圆弧形前缘表面曲率半径增大较缓,减小了前缘表面流动的法向压力梯度,抑制过度膨胀,减小由摩擦力引起的能量耗散,损失减小,且非圆弧形曲率半径越大,提高性能效果相对越好.而在非设计工况的大攻角条件下,前缘曲率半径缓慢增大将导致叶型分离更严重,损失相对增加.其次以某5级低压涡轮作为验证实例,数值研究分析认为,非圆弧形前缘形状可改善叶片前缘流动特性,提高涡轮效率,但对于远离设计点的非设计工况,由于气流攻角的大幅度改变,会带来涡轮气动性能的负面影响. 相似文献
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改善压气机端区流动的新方法——前缘边条叶片技术 总被引:1,自引:1,他引:0
针对压气机叶片进气存在端区附面层扭曲而造成局部大攻角问题,借鉴飞机边条翼理论,阐释了LESB(前缘边条叶片)概念,开发了对主叶片施加修型形成边条叶片的造型方法,从而形成LESB技术.为验证其技术效果,选取折转角为60°的NACA65扩压叶栅进行了LESB修型,在利用叶栅试验数据确认CFD模拟精度及掌握使用经验后,对主流区0°攻角、5°攻角带端区附面层扭曲来流条件下NACA65原型叶片及LESB流场进行了数值模拟,对其中流场结构、性能参数及作用机理进行了分析.结果表明:LESB技术能有效组织端区流场,改善压气机性能,15%叶高的LESB修型在0°攻角、5°攻角下改善区域分别可至30%和40%叶高. 相似文献
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《中国航空学报》2023,36(5):78-95
Both the Active Flow Control (AFC) and the variable-camber technology are considered as efficient ways to enhance the aerodynamic performance of an aircraft. The present study investigated the feasibility of the combination of a Co-Flow Jet (CFJ) airfoil and a parabolic flap, where the Reynolds Average Navier-Stokes (RANS) equations and the Spalart-Allmaras (S-A) turbulence model were exploited for the numerical simulation. Several significant geometric parameters, including the injection slot location, the suction slot location, the injection slot angle, the suction slot angle and the airfoil Suction Surface Translation (SST), were selected to study their effects on the aerodynamics of the proposed configuration. Then, an optimized design was created and compared with the baseline airfoil. The results show that the CFJ airfoil combined with the parabolic flap is more beneficial to the aerodynamic performance enhancement at small angles of attack. It is preferable to locate the injection slot at a 2% chord-wise location and the suction slot at a 75% chord-wise location. Both the decrease of the injection slot angle and the augmentation of the suction slot angle could reduce the drag. Furthermore, the SST of 0.5% chord is selected due to its high gain in the corrected aerodynamic efficiency at small angles of attack. Compared with the baseline, the optimized design could increase the lift coefficient and the corrected lift-to-drag ratio by 32.1% and 93.8% respectively at the angle of attack α = 4°. 相似文献