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惯导系统大方位失准角下的初始对准探讨 总被引:2,自引:0,他引:2
从惯导系统任意方位失准角度下的ψ角误差方程出发,详细推导了静基座条件下惯导系统大方位失准角度的Ф角误差方程.利用此Ф角误差方程,分析了大方位失准角度情况下与小方位失准角度情况下初始对准过程的异同,指出了这两种情况下水平回路的误差传播过程类似,因而其水平对准方法也一样;而方位对准回路则区别较大,北向和东向速度误差均能够与大方位失准角耦合.由此提出了一种改进的方位罗经自对准方案,此方案对于任意的方位失准角度均能正确收敛到零.改进后的方案已经在某四频激光陀螺惯性导航系统上得到实际的验证和应用,有效保证了恶劣环境下惯导系统方位对准的可靠性. 相似文献
414.
针对多飞行器协同拦截机动目标时几何构形会影响协同探测和制导效果的问题,基于最优控制理论提出一种考虑探测构形的协同探测与制导一体化设计方法。基于飞行器相对运动学、动力学方程和双视线协同探测原理,建立了协同拦截模型。在制导设计中引入视线分离角参量以调制协同探测几何构形、减小相对距离探测误差,从而在制导全程增强协同探测效果。将相对距离协同探测结果应用到剩余时间和制导律解算中,基于最优控制理论实现协同探测与制导环节一体化设计。仿真结果表明:在目标进行不同程度机动的情况下,与修正比例导引律相比,所提方法在协同探测和制导方面均具有明显优势。 相似文献
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以定楔角乘波体设计方法为基础,研究了影响高超/超声速乘波体"乘波"的主要因素,给出了前体前缘实际气流压缩角的确定方法及影响因素,可知在相同的来流马赫数和压缩角δ下,随着前缘角θ和气流与前缘夹角α的增加,实际气流偏转角γ减小。据此,基于幂函数进气道前体构形,给出了前缘激波不脱体的限制条件及具体的判定方法,分析了乘波体典型几何特征参数对前缘激波不脱体的影响规律,结果显示在相同的来流马赫数和压缩角度下,增大前缘形状因子n,减小前体的长宽比L/W及增大前缘角均有利于激波不脱体。根据给出的前体几何参数对前缘激波脱体的影响规律曲线,对一种"前体几何外形构造+前缘激波附体条件限制"的正向前体乘波器工程设计方法进行了研究,给出了具体设计流程,并进行了初步的数值仿真验证,表明通过该方法设计的乘波前体流动特征与预期的结果吻合,说明文中所给出的激波附体条件及影响规律是可信的,乘波前体设计方法是可行的。 相似文献
416.
基元叶栅攻角特性多目标优化 总被引:2,自引:2,他引:0
采用多段Bezier曲线对轴流压气机叶型予以参数化表达,通过Isight优化平台,结合S1流面数值模拟分析,以改良的非支配排序遗传算法(NSGA Ⅱ)对美国NASA单级轴流跨声压气机Stage 35的动叶和静叶叶中截面基元叶栅进行攻角特性的多目标优化,优化目标是降低全攻角范围内的总压损失系数以及拓宽攻角适应性范围。以总压损失系数最小点以及总压损失系数相对最高点和最低点的差值作为优化目标函数,叶栅流量不变为约束条件。结果表明:优化显著降低了动、静叶叶中截面基元叶栅的总压损失系数,并使其攻角适应性范围分别拓宽了5°和3°。 相似文献
417.
为了为三维进气道的设计提供有用的分析数据,对高超声速和超声速来流下三维进气道内激波干扰进行了理论和数值研究。进气道模型选取"箱式"以及三面侧压进气道作为研究对象。理论分析采用了"空间降维"方法,即将进气道各个角落处的三维双楔定常激波干扰问题转换为二维非定常激波干扰问题,并利用激波动力学对其进行求解。数值验证方法利用2阶NND差分格式求解三维无粘欧拉方程,网格数量为1200多万,并采用MPI并行进行计算。该理论分析方法很好地对进气道各个角落处的激波干扰波系结构进行了判别,并得到了干扰区马赫构型三波点附近以及规则构型反射点附近的解析解,理论分析结果与数值模拟结果吻合较好。此外,针对进气道截面内各个流场区域的总压恢复系数以及压力、密度和温度进行了研究,并考虑了箱式进气道和三面侧壁压缩进气道内的流场区域的非均匀性,干扰区马赫杆后的总压损失要比其他区域高10%左右。通过研究表明,"空间降维"方法适用于进气道压缩部分,将为进气道的设计和性能评估提供一种理论分析手段。 相似文献
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