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21.
在介绍正规矩阵参数优化方法和着舰导引控制系统的基础上,为提高舰载飞机的操纵性能,采用智能设计软件IntelDes3.0设计了具有鲁棒性的着舰飞行,推力综合控制系统。基于飞机纵向非线性运动方程的数值仿真结果表明,设计的控制系统对阶跃输入的响应性能良好,鲁棒性较强。 相似文献
22.
应用滑模控制设计了一种可重复使用运载器(RLV)再入姿态控制器,该控制器应用双环的滑模控制方案,可以获得对角速度及角度的同时跟踪,并具有较好的鲁棒性和解耦性能。针对RLV再入姿态的动力面与反作用混合控制的特点,运用优化控制选择配置算法把控制力矩指令配置为末端受动器的控制指令,分别由动力面与反作用致动器来执行。再入姿态仿真验证了该方法的精度、鲁棒性以及解耦的跟踪性能及有效性。 相似文献
23.
变工况下非轴对称端壁环形叶栅流场特性实验 总被引:1,自引:1,他引:1
通过风洞实验对三角函数非轴对称端壁造型法和压差非轴对称端壁造型法设计的环形叶栅在设计工况和非设计工况下的流场参数进行了测量与分析.结果表明:不同进出口条件时,非轴对称端壁造型对于流场参数影响呈现出一些新特点.由于压力面与吸力面上压力改变的幅度大小会因为来流条件的变化而不同,当地总压损失系数会随着出口马赫数的降低而减小,二次流速度矢量分布规律不会随着出口马赫数的变化而不同,但二次流速度大小及通道涡系强度会随着出口马赫数的降低而减小. 相似文献
24.
基于三维裂纹尖端应力场的应力强度因子计算方法 总被引:2,自引:1,他引:2
提出一种基于无限大体裂纹尖端弹性应力场理论解的前几项多项式函数,对实际裂纹体弹性应力场有限元解进行拟合来计算应力强度因子的方法.该方法在计算应力强度因子时不需要预先假设裂纹尖端的应力应变状态,应力强度因子计算结果更符合三维裂纹体裂纹尖端实际的应力应变状态.首先基于二维无限大板中心穿透裂纹应力场理论解验证了方法的有效性,探讨了拟合确定应力强度因子需要的多项式应力函数的项数.然后分别以二维大板中心穿透裂纹、三维大体内埋圆裂纹和三维有限厚板中心穿透裂纹的应力强度因子计算为例,通过与无限大板和无限大体应力强度因子理论解以及基于位移外推法和1/4节点张开位移法的应力强度因子有限元解的对比分析,验证了该方法的有效性和合理性.研究表明该方法能够合理反映三维裂纹体裂纹尖端的实际应力应变状态,计算得到的应力强度因子数值更合理. 相似文献
25.
三元乙丙橡胶薄膜黏接界面温度相关性力学性能 总被引:1,自引:0,他引:1
采用双悬臂夹层梁(DCSB)试件对三元乙丙橡胶(EPDM)薄膜黏接界面Ⅰ型断裂的温度相关性进行了研究;采用线弹性断裂力学(LEFM)方法获取了黏接界面断裂能,将其与单轴拉伸所得内聚强度作为双线性内聚力模型(CZM)参数,对不同温度条件下双悬臂夹层梁试件的Ⅰ型断裂行为进行了数值仿真.结果表明:仿真与实验曲线偏差较大,偏差出现的原因主要是未经修正的线弹性断裂力学方法所求断裂能存在较大的误差,需对其进行修正.调整模型参数使仿真曲线与实验曲线重合,获取了黏接界面的准确力学性能参数,采用此参数得到的仿真结果与实验结果具有较高的吻合度,证明了模型的可适用性. 相似文献
26.
在导弹6自由度运动学方程组的基础上构建了6自由度矩阵式运动学方程组,使用Matlab/Simulink编程工具构建了导弹的非线性6自由度矩阵式Simulink模型.利用AC3D软件建立导弹的三维物理模型,在对指定部位设置了对象名称后,将其导入至FlightGear中.最后,通过数据接口将Simulink中的仿真数据传输至FlightGear,从而控制导弹的飞行姿态与轨迹,并在FlightGear中实时显示.该可视化仿真可以多视角全方位直观地显示导弹的飞行姿态与轨迹,为导弹的可视化研究提供了便利的方法. 相似文献
27.
基于超高速撞击物理实验数据对蜂窝夹层板撞击极限方程进行修正是获得高可信度新方程的一种常用方法,为了提高物理实验数据的可靠性,以国外131个碳纤维复合材料(CFRP)面板的蜂窝夹层板实验数据为对象,进行野值判别方法研究,发现该批数据中存在1个野值。将该野值剔除并基于剩余的130个数据重新进行方程修正后,新方程的总体预测率和安全预测率分别达到82.3%和93.1%,其绝对误差平方和、相对误差平方和分别为0.010、0.506,相对于剔除野值前的修正方程有所改善,表明实验数据野值判别方法可行、有效。为考核方法的适用性,对铝合金面板的蜂窝夹层板的实验数据也进行野值判别分析,结果显示该方法可合理识别野值。 相似文献
28.
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30.