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191.
运用多重尺度奇异摄动理论,结合动态逆解耦理论和动态平衡点邻区域优化线性化系统的优化解耦控制律理论,研究了战术任务综合飞行管理系统的综合飞行轨迹指令跟踪控制器系统化设计方法。对F-15飞机,设计了综合飞行轨迹跟踪控制器。数字仿真结果表明,设计的跟踪控制器能够控制飞机精确跟踪不同时标集的飞行指令。 相似文献
192.
SiCp/Al复合材料在航空航天、精密仪器等诸多领域发挥重要作用,但是其在加工中会出现较高的切削力和切削温度,从而降低其车削加工表面质量和精度。为探究超声椭圆振动作用及车削工艺参数对SiCp/Al车削的影响,在ABAQUS中建立了SiCp/Al超声椭圆振动有限元车削仿真模型,优化了SiCp/Al微观几何建模方法,对车削模型进行验证并开展车削仿真试验研究。试验结果表明,超声椭圆振动车削可有效减少亚表面损伤、表面裂纹等缺陷。通过变切速和变切深单因素试验,发现随着切削速度和切削深度增加,普通和超声车削主切削力和切削温度均增大,超声椭圆振动技术可有效降低SiCp/Al车削过程的主切削力和切削温度。在所选参数中,切深100μm、切速200mm/s时超声作用降低切削力作用最大;切深20μm、切速600 mm/s时超声作用降低切削温度作用最大。 相似文献
193.
为了解双囊体飞艇布局方式对飞艇气动特性的影响,分别建立了常规单囊体飞艇和双囊体飞艇两类几何模型和气动模型,从攻角变化和囊体距离变化两方面对布局方式的气动特性进行了对比分析.研究结果表明:双囊体飞艇较单囊体飞艇有更大的升阻比;双囊体飞艇在囊体不再相交之前,迎角小于14°时,气动性能达到最优.研究结果可为大型混合式飞艇的发... 相似文献
194.
传统卫星导航抗干扰高精度算法只适用于处理平稳的干扰信号,难以适应无序脉冲组成的多重闪烁干扰环境。本文基于干扰协方差矩阵重建思想,提出一种新的适用于多重闪烁干扰环境下的卫星导航高精度抗干扰算法并进行仿真对比分析。通过压缩感知完成单采样点干扰测向,使用干扰噪声矩阵重建理论构造协方差矩阵,使用自适应波束约束算法实现单采样点天线阵列波束赋形,最终实现在干扰方向形成固定零陷,在卫星方向形成波束指向。与传统波束约束高精度抗干扰算法相比,该算法可以实现单采样点抗干扰权值计算,适用于快时变多重闪烁干扰环境。仿真结果证明:该算法可以在有效滤除多重闪烁干扰信号的同时在卫星导航信号方向维持波束指向,保障卫星导航信号观测精度,满足高精度卫星导航需求。 相似文献
195.
196.
197.
正"如果说2016年是通航新政出台之年,2017年则是新政落实、通航发展进入新时代的元年。"2017年,我国通航发展持续升温,市场信心进一步增强,各路推动力量继续集聚,发展形势总体向好。但通用航空注定是一个特殊的行业,希望与失望并存,既屡获点赞,也饱受"吐槽"。过去一年,我国通用航空器自主研制取得重大突破,国际合作如火如荼,产能逐步提高,但量产尚未实现;各级地方政府积极谋篇布局,寻求多样化发展路径,但产业形态还未真正凸显;市场运营有亮点,但发展潜力有待释放和挖掘;政府管理部 相似文献
198.
在前期开展再入飞行器RCS(雷达散射截面)特性试验和理论研究的基础上,对典型临近空间高超声速飞行器RCS特性开展了研究,分析了绕流和尾迹对飞行器本体RCS特性的影响。研究表明等离子体流场在头身部绕流、近尾尾迹和部分远尾尾迹的最大电子密度将远高于电离层最高电子密度,更高于典型天波超视距雷达工作频段对应的临界电子密度。因而等离子体尾迹将会对3~30 MHz频段电磁波产生较强的散射,使得等离子体尾迹的RCS远远大于飞行器本体的RCS。利用临近空间高超声速飞行器尾迹RCS的这一特点,有可能实现对临近空间高超声速飞行器的超视距探测。 相似文献
199.
航空铆钉连接件的抗冲击性能 总被引:2,自引:2,他引:0
以分离式Hopkinson拉杆装置为基础,设计了特殊的铆接试验件,对MS20615铆钉的铆接结构开展了动态加载下不同加载角度、不同加载速率的力学性能试验。结合其准静态试验结果,获得了铆接结构在纯剪切、30°拉剪耦合、45°拉剪耦合、60°拉剪耦合和纯拉伸试验下的力学性能参数。试验结果表明,加载角度、加载速率对铆接结构的失效载荷与失效模式有显著的影响。在试验结果的基础上,使用有限元软件LS-Dyna建立了铆接结构的简化模型,对比了试验和数值模拟得到的铆接结构载荷-位移曲线,并对简化数值模型进行了网格相关性分析,验证了简化的铆钉单元模型的可行性。 相似文献
200.
为了解决CFD/CSD计算效率低的问题,基于CFD技术,构造降阶的非定常气动力模型,并耦合结构运动方程,建立频域/时域气动弹性系统ROM,采用线性自回归滑动平均模型的系统辨识方法,分析了气动弹性系统的标准模型Isogai二维翼型的颤振边界。结果表明,在翼型最大厚度所在位置保持不变时,计算不同翼型厚度下对应的颤振边界得出,随着翼型厚度增加,跨声速凹坑逐渐左移。因此,当翼型最大厚度所在位置保持不变时,为了达到提高颤振速度的目标,通过采用该方法的计算结果来调整机翼翼型厚度,提高机翼对飞行环境的适应能力。 相似文献