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本文以歼×机为例,用根轨迹法配合特征矢量法,探讨飞机进场着陆前,为保持飞机侧向航迹,驾驶员或自动器应采用的操纵规律。文中分析了各种反馈信号对飞机侧向航迹动态特性影响,最后得出采用δ_x=k_x~(ωx)·ωx+k_x~γ·γ-k_x~ψψ+k_x~z·Z调节规律,控制飞机侧向航迹稳定性较好。 相似文献
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在狭义和广义相对论效应下,研究推导了连续波雷达及GPS系统的测速原理。给出距离和变化率S与多卜勒频平间的关系式;对经典公式(不考虑相对论影响)应作的相对论修正等。最后给出算例。 研究表明:狭义相对论的时间膨缩效应,在雷达上、下行通道测量中能互相抵消。而广义相对论引力场使频率改变造成的S误差,则为高阶小量(在算例的前题下,△_广S=1×10~(-11)米/秒,四站最优布站测飞行器速度的相对论影响△(?)、△(?)、△(?)均小于6×10~(-12)米/秒)。对于从空间单程测量的GPS系统,狭义和广义相对论影响都很大(测地面低速或静止目标时,△_狭(?)=0.02米/秒,△_广(?)=-0.16米/秒,△_总(?)=-0.13米/秒;四星最优几何测量时,△(?)=△(?)=△(?)=0.12米/秒),庄子重视和修正。 相似文献
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本文用涡量流函数方法,ADI差分格式计算了方形空穴内环流运动。用(ψ~k,ω~k)→(ψ~k 1/2,ω~k)→(ψ~(k 1),ω~k)→(ψ~(k 1/2),ω~(k 1/2)→(ψ~(k 1),ω~(k 1))及(ψ~k,ω~k)→(ψ~(k 1/2),ω~k)→(ψ~(k 1/2),ω~(k 1/2))→(ψ~(k 1/2),ω~(k 1/2))→(ψ~(k 1),ω~(k 1))二种迭代格式都得到收敛解。取收敛精度为ψ,ψ的“1”模相对误差10~(-4)。 另外采用Benjamin所推荐的变换函数以改善边界附近的计算。 相似文献
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本文介绍了在电控双驱动激波风洞中进行的平面运动激波在有定常超音速绕流的尖劈表面马赫反射的实验。这种反射现象属于准定常的,在实验中观察到了四种反射(RR,SMR,CMR和DMR)。本文还计算了三波点Τ的迹线及弯折点Κ的迹线分别和劈面的夹角χ和χ',以及各种反射相互转变的边界。发现运动激波波前定常超音速气流马赫数Μ_0会影响χ和χ'角,使(θ_ω+χ,Μ_s)平面上各种反射的转变边界发生变化,但不影响(θ_w,Μ_s)平面上的各条转变边界线。 相似文献
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针对舰载机着舰侧向控制难度较大的问题,借鉴美国海军的“魔毯”(MAGIC CARPET)着舰的先进理念,提出了 1种新的着舰控制方法,即侧向轨迹增量控制。首先,分别从理论上分析了侧向常规控制、侧向轨迹增量控制的控制结构和着舰性能;然后,对 HUD显示符号进行改进;最后,通过实时仿真,比较了这 2种方法的着舰控制效果。结果显示,着舰侧向轨迹增量控制具有 3个优点:1)简易,降低了飞行员的操纵频次和负担;2)直观,着舰侧向操纵更直观,侧向杆量与飞机侧偏修正速率成正比例,而且当横杆回中时飞机能自动跟踪跑道中心线的横向漂移;3)鲁棒,显著提高了对侧风和舰尾流的抑制能力,即使在飞行员不操纵的情况下,飞机也能迅速反应和抑制风干扰。因此,建议在着舰工程中采用侧向轨迹增量控制。 相似文献
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飞机侧向参数自适应控制增稳系统的设计与研究 总被引:1,自引:1,他引:0
本文主要为某超音速喷气机设计了侧向控制增稳系统的参数自适应方案,并作了数字仿真研究。目的就是应用自适应控制原理,保证飞机即使在侧向参数发生较大变化且受到外界扰动的条件下仍具有良好的飞行品质。 文中对方案的确定、增益初值的选取、控制规律的选择、自适应算法的选定以及确定方程中待辨参数的个数等问题作了分析。对飞机作定高、定速和定高、变速(减速)飞行时进行协调转弯的情况作了研究。当飞机受到随机侧风或常值侧风扰动时,也作了同上研究,并进行了对比。此外,对飞机侧向参数自适应控制增稳系统的微机实现问题作了研究,并对微机系统的设计方案进行了论证。采用Z8000型微机对滚动通道的自适应控制算法进行了试算,结果验证了其计算精度可以满足自适应侧向控制增稳系统的要求。 相似文献
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余道良 《航空标准化与质量》1978,(6)
键槽的不对称度误差现有两种不同的理解,如图1所示,(a)为键槽不对称度的技术要求;(b)为键槽的不对称度误差图解。第一种理解认为平面“Ⅰ”是键槽对称平面的理想位置,不对称度误差为△_1或△_2,此时△_1=△_2。第二种理解认为平面“Ⅱ”是键槽对称平面的 相似文献
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本文利用最优控制的基本原理,建立了求解多发飞机不对称停车时驾驶员最佳操纵规律的数学模型,介绍了求解这类对控制量变化幅值及速率有约束的最优控制问题的数值计算方法,并以“安-24”为飞机算例,对驾驶员的最佳操纵规律进行了计算。通过对计算结果的分析和与试飞结果的定性比较说明,用最优控制理论求多发飞机不对称停车时驾驶员的最佳操纵规律是可行的,计算结果亦是合理和可信的。 相似文献
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本文推导列写了变量为V、α、ω_τ的变后掠翼飞机纵向运动方程,并通过计算机翼按M数规律变后掠加速飞行时飞机的动态响应,分析了变后掠初始飞行状态,飞机推重比和气动力等参数的影响,进而提出了用于动态响应计算的简化运动方程。而且还分析了变后掠规律对动态响应的影响。从动态特性的角度,指出了选择较为有利的变后掠规律的可能途径。 相似文献
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现代飞机上安装了大量的微处理机、计算机。由于电源之间正常转换而出现的电源短暂中断现象会对微处理机、计算机的工作产生干扰。研制不中断供电的电源系统已是刻不容缓的任务。本文讨论了电源正常转换时电源中断现象及原因。以现代大型飞机上的电源系统不中断供电技术为例,阐述消除电源中断的技术方案以及汇流条保护控制组件(BPCU),发电机控制组件(GCU)内有关不中断电源转换的逻辑。 相似文献
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某机横侧向增稳系统控制律的设计 总被引:1,自引:0,他引:1
结合某机横侧向增稳系统控制律的设计作为实例,分析了飞机横侧向增稳系统反馈参数的选择及其对飞行品质的影响。给出了经试飞验证后的控制律参数的选择结果,并对有无增稳系统时飞机的横侧向飞行品质进行了对比,得出了横侧向增稳系统可以明显地改善飞机的荷兰滚模态品质,使之达到1级品质要求的结论。 相似文献
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文献[1]在局部线化假设下,运用了Von Neumann方法,分析了线松弛迭代的稳定性问题。关于改进迭代的稳定性,该文指出对于局部超音速点,存在一个大于0面小于1的数ω_0,使得松弛因子ω满足0<ω_0<ω≤1时,迭代是稳定性的。本文作者认为,这一结论是错误的。正确的结论应该是:对于任意的满足0<ω<1的松弛因子ω,改进迭代在Von Neumann的意义下总是发散的。现证明如下。 相似文献
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以第三代战斗机为例,采用等效系统方法,通过计算并讨论飞行品质指标滚转模态时间常数(Tr),荷兰滚模态的阻尼比(ζn)和频率(ωn)及驾驶员座位处的侧向加速度(ayp)随气动导数的改变特征,研究在失速迎角前大迎角气动导数对具有现代控制系统的飞机横航向飞行品质的影响.结果表明,气动导数Cιδα和Clp主要影响Tr及ayp;Cnδr,Cnr,Cnβ及Cyβ主要影响ζn或ωn;Cιβ的影响相对较小. 相似文献