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211.
A temperature sensitive paint (TSP) technique is developed for the request of boundary layer transition measurement, and a test of hypersonic boundary layer measurement of a flat plate is done in CARDC 0.6m shock tunnel. By use of the TSP technique, the measurement of the hypersonic boundary layer transition of slab has been done in the shock tunnel. The test nominal Mach numbers are 8 and 10, the unit Reynolds numbers are 2.45×10 7/m and 4.48× 10 6/m respectively, and the yaw angle is 20°. The data of heat transfer and transition position obtained by the TSP and measurement results of the thin film heat transfer sensor match well. The results illustrate that the TSP technique has the ability to measure the hypersonic boundary layer transition of simple model qualitatively and quantitatively in shock tunnel. 相似文献
212.
为在导弹总体设计中合理确定导引头视线角速度提取方式,研究提出了基于导引头隔离度寄生回路特性分析的视线角速度提取方式确定办法。建立了典型平台导引头的隔离度寄生回路模型,利用频域法解析分析了两种视线角速度提取方式下导引头隔离度传递函数、隔离度寄生回路和导弹制导系统特性的差异,利用劳斯判据研究了制导参数对寄生回路稳定性能的影响。结合某红外导引头,在典型飞行条件下数值分析验证了理论分析的正确性。研究表明导引头隔离度寄生回路特性直接影响导弹制导系统性能,不同的视线角速度提取方式下隔离度寄生回路特性不同,进而导致制导系统性能出现较大差异,而确定导引头的隔离度特性有助于选择合理的视线角速度提取方式以提高导弹制导性能。 相似文献
213.
针对导弹大落角需求下引起的目标超出导引头视场造成锁定失败的情况,提出了一种采用开关逻辑的导引律。该方法在落角控制导引律的基础上引入了一个开关项,当导引头视角超出设定阈值时开启开关项,通过反向原指令加速度来抑制视角的增大,使目标始终处在导引头视场之内,当导引头视角小于设定阈值时关闭开关项以发挥原导引律的优势。新导引律能有效攻击固定与运动目标,且无需弹目相对距离信息。仿真表明,该导引律既有效地限制了导引头视角,又保留了原导引律高落角精度和指令加速度在末段收敛到零的特性。 相似文献
214.
针对多约束条件下反时敏目标任务需求,开展了基于轴对称侧滑转弯(STT)控制的机动再入飞行器滑翔制导方法研究,提出一种纵向和侧向共同实施的在线自主制导方法。纵向通过高度-射程(H-R)剖面与高度-速度(H-V)剖面联合设计,在满足约束的可行域内快速生成一条参考轨迹,并根据目标变化实时修正,同时完成参考轨迹跟踪。侧向通过引入当前需用速度和目标位置变化信息,推导了闭环制导方法,实现速度控制与目标位置跟踪。仿真结果表明,本方法可兼顾轨迹生成快速性和响应目标位置变化,能够在满足过程约束与终端约束要求下完成制导任务。 相似文献
215.
针对多导弹协同拦截一个机动目标问题,基于有限时间一致性理论提出了一种带有攻击角约束的多导弹协同制导律。首先建立了带有攻击角约束的多导弹协同制导模型。其次,把协同制导律的设计过程分离为两个部分:一是基于有限时间一致性,同时结合积分滑模和自适应控制设计沿着视线方向上的加速度指令,保证所有的导弹能够在有限时间内同时拦截机动目标;二是利用非齐次干扰观测器并运用滑模控制设计视线法向上的加速度指令来保证每枚导弹与目标间的视线角速率收敛到零和视线角收敛到期望的视线角。最后,对三枚导弹同时打击同一机动目标的情况进行仿真,仿真结果表明该设计的带有攻击角约束的协同制导律的有效性和正确性。 相似文献
216.
217.
218.
针对空天飞行器再入大气层阶段的直接力/气动力复合控制分配问题,设计了一种基于改进指标函数的动态控制分配律,兼顾了反作用控制系统燃料消耗和闭环控制系统响应速度需求。此外,针对空天飞行器面对称大攻角再入引发的横侧向气动强耦合问题,在预测控制律中引入了通道间交叉耦合反馈项,对姿控过程进行增稳。对比仿真结果表明,动态分配算法在提高了再入姿态控制精度的同时降低了反作用控制系统的燃料消耗;交叉耦合反馈项的引入,缓解了倾侧角指令突变对偏航通道稳定性的干扰影响。 相似文献
219.
针对无人机空中自主对接和组合飞行任务需求设计了6涵道螺旋桨无人机气动构型。运用数值模拟对该型无人机进行悬停工况气动特性研究,研究不同悬停转速下整机气动性能的变化,并在涵道环括工况下对螺旋桨进行气动优化。研究结果表明:螺旋桨是悬停升力的主要来源,随着转速变化,涵道升力始终占总升力的17%左右;阻力来自机体上表面和电机支架的迎风阻力,支架的阻力达到涵道螺旋桨总升力的10%;随着桨盘载荷提升,无人机功率载荷降低;涵道的存在影响了螺旋桨的滑流特性,造成桨盘平面轴向速度增加,截面翼型迎角变小,工作效率降低,经过合理调整其扭转角分布螺旋桨效率得到提升,拉力提高3.3%,效率提高2.9%。 相似文献
220.