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491.
发展了一种集成旋翼状态反馈(Rotor-State Feedback,RSF)控制的飞行控制系统,以提升直升机在大气紊流环境中低速飞行时的飞行品质。基于经典显模型跟踪控制系统,对机体和旋翼状态反馈增益进行协同设计,以综合优化旋翼/机体耦合动稳定性和直升机在飞行品质相关频率范围(1~12rad/s)内的紊流缓和能力。同时,设计了一个旋翼前馈控制以增强直升机的操纵响应特性。对直升机飞行品质的线性分析表明:RSF控制的引入能够在实现旋翼/机体耦合动稳定性控制的同时使滚转和俯仰通道的指令跟踪延迟时间分别降低21.87%和25.82%,扰动抑制带宽分别提升243.22%和72.56%。最后以飞行试验验证的高阶非线性飞行动力学模型进行数值模拟验证控制系统。结果表明:RSF控制的引入使直升机滚转、俯仰角速率对紊流响应的标准差分别降低55.68%和26.81%。集成RSF的控制系统能够提升直升机在紊流中的飞行品质。 相似文献
492.
Stratospheric airship is a special near-space air vehicle, and has more advantages than other air vehicles, such as long endurance, strong survival ability, excellent resolution, low cost, and so on, which make it an ideal stratospheric platform. It is of great significance to choose a rea-sonable and effective way to launch a stratospheric airship to the space for both academic research and engineering applications. In this paper, the non-forming launch way is studied and the method of differential pressure gradient is used to study the change rules of the airship's envelope shape dur-ing the ascent process. Numerical simulation results show that the head of the envelope will main-tain the inflatable shape and the envelope under the zero-pressure level will be compressed into a wide range of wrinkles during the ascent process. The airship's envelope will expand with the ascent of the airship and the position of the zero-pressure level will move downward constantly. At the same time, the envelope will gradually form a certain degree of stiffness under the action of the inner and external differential pressure. The experimental results agree well with the analytical results, which shows that the non-forming launch way is effective and reliable, and the analytical method has exactness and feasibility. 相似文献
493.
燕尾形榫联接修形的数值研究 总被引:2,自引:1,他引:1
将边界元法用于榫联接修形的数值分析研究。对分析具有摩擦接触问题的边界元法的理论及实现方法作了讨论;将边界元分析应用于航空发动机轮盘榫槽与叶片样头联接的计算,并与激光散斑法的实测结果进行比较;对修形的榫联接进行了计算分析,初步揭示了修形榫联接接触边界上力学参数的变化规律,与试验结果相符合。 相似文献
494.
495.
496.
497.
498.
型架外形设计涉及气动、结构以及气动同结构相互作用三个部分,通过使用Euler方程和雷诺平均N—S方程两种控制方程进行气动力计算,并将两组结果用于型架设计的气动输入,经过对比分析得到,气动力对型架设计有一定的影响,开发出更细致高效的气动力计算方法是提高型架设计准确性的重要部分。 相似文献
499.
考虑铣刀螺旋角的影响,将刀齿的切削过程划分为连续,切入和切出3个过程,建立了高速铣削系统的动力学模型。运用半离散估计技术,将无限维特征值稳定性判定问题转化为有限维Floquet变换矩阵特征乘子稳定性判定问题,判定了系统的稳定性,获得了系统的稳定性极限图。结果显示,在考虑刀具螺旋角影响的情况下,铣削系统稳定性极限较传统情况有所增大,出现了类似“岛”的结构,其位置由轴向切削深度和螺旋齿距的关系决定,且由于切削刀齿切入、切出过程的影响,“岛”不是孤立的,而是有稳定性“桥”连接。理论结果通过铣削实验进行了验证。 相似文献
500.
为了消除天基监视雷达非稳态杂波图景的影响,文中讨论一种利用有色载入(Colored-loading,CL)技术计算杂波协方差矩阵的空-时自适应处理(Space-time adaptive processing,STAP)方法。首先根据先前相干处理间隔(Coherent process interval,CPI)立体数据和先验知识,对杂波区域分块定位。并根据最大似然估计准则,估计各杂波块回波强度。对杂波回波强度进行归一化,并在多个CPI上取平均,得到杂波反射特性地图。结合该地图和先验知识,计算当前CPI的杂波协方差修正矩阵,将该修正矩阵有色载入当前CPI的杂波协方差矩阵,并对有色载入后的协方差矩阵进行主要特征值分析和重构。仿真结果表明,在天基雷达杂波环境中,该知识辅助CLSTAP算法远优于传统的滑窗处理(Sliding window processing,SWP)STAP算法性能,且与理想STAP算法的性能接近。 相似文献