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自1970年Davis提出粘性激波层方法以来,用数值方法求解高超音速轴对称钝体绕流问题国内外已做了大量工作,但至今仍未见到关于平面问题的计算结果。对于平面问题,虽然方程在形式上比轴对称简单,但由于二维效应,激波层较厚,用文献[2]的方法向下游区推进有困难。另外,在驻点线上采用极限关系式虽能克服方程的奇性,但驻点解对流向步长Δξ有依赖。 相似文献
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共面变速拦截对策的一个统一的近似反馈解 总被引:1,自引:0,他引:1
本文运用微分对策理论研究了战术导弹与目标飞机之间的共面变速拦截问题,采用强迫奇异摄动方法求得了统一的近似反馈制导控制规律。选用实际空气动力数据的算例表明这个次最优制导控制规律是有效的。 相似文献
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大迎角下导弹气动耦合控制系统分析 总被引:1,自引:0,他引:1
工程设计中,基于三通道自独立的前提来设计导弹控制器的常用方法,一般是将耦合项作为随机干扰来处理,这种方法不但具有一定的盲目性和不确定性,而且还丰厚明显的理论缺陷:耦合的存在改变了原系统的性能,严重时甚至会影响系统的稳定性。因此,只有当耦合影响很微弱时,这种方法才有实际应用价值。现分别从稳定裕度和气动参数两个方面,论述了气动交连耦合是造成大迎角飞行导弹控制系统不稳定的重要原因,并由此得出结论:对于大迎角下气动耦合强烈的导弹,其控制系统需考虑采用解耦控制,以便行这有效地变不稳定系统为稳定系统。 相似文献
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一、引 言跨音松驰法是七十年代初发展的一种新方法。文献 [1 ]是一篇关于跨音松驰法的奠基性文章 ,文章提出了求解小扰动势方程的混合差分格式。文献 [2 ]发展了求解全位势方程的旋转混合差分格式。近年来 ,求解跨音全位势方程的方法有了更全面的发展 [4、5]。作者于 80年发展了一种求解大弯度二维叶栅的跨音松驰法[3] 。本文将该法推广到求解涡轮平面叶栅跨音带激波流场 ,直接求解全位势方程 ,进一步提高边界区差分格式的精度 ,并注意初场的给法。本法具有节约机时和内存的优点。数值算例表明 ,对于头部不大的涡轮平面叶栅 ,应用本方法… 相似文献
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