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991.
前起落架突伸对舰载飞机弹射起飞航迹的影响 总被引:3,自引:0,他引:3
郑本武 《南京航空航天大学学报》1994,26(1):27-33
本文研究了舰载飞机的前起落架突伸对弹射起飞航迹的影响.在动力学模型中,把起落架看作是由油气减震器和充气轮胎组成的减震装置.在弹身器末端,前起落架在压缩空气的推动下开始突伸,以增加飞机的离舰迎角。本文计算了两种突伸方式,并比较了它们的结果,这两种方式均能减小离地后的航迹下沉量,并能很好改善弹射起飞性能. 相似文献
992.
YZL16操纵减摆器仿真研究 总被引:1,自引:0,他引:1
YZL16是K8飞机化操纵减摆器,其操纵和减摆阻尼的液路相互耦合,给设计带来了新的课题。文中采用数字仿真方法研究了YZL16静态阻尼与操纵状态两种工况下的工作特点。仿真中考虑了油液的压缩性,采用阻尼长孔的流量系数计算公式(流量系数是随压差或流量变化的)取代常用的薄壁小孔的固定流量系数。仿真结果与试验结果吻合良好。文中还介绍了阻尼孔直径、阻尼阀的泄漏、控制阀流量特性、油液含气量等各种因素对静态阻尼与 相似文献
993.
无人机自动着陆的导引与控制(英文) 总被引:5,自引:0,他引:5
针对无人机自动着陆的需求 ,以某型无人机为对象 ,设计并实现了一种基于机载数字式飞行控制系统和地面无线电跟踪器的自动着陆制导与控制方案。该型无人机的实时仿真和飞行测试结果表明 ,方案设计合理 ,易于实施 ,完全满足无人机自动着陆的要求。 相似文献
994.
由于距离地球较远、测控延时误差较大、飞行环境十分复杂且难以提前预测,行星软着陆的自主制导技术目前存在水平位置估计困难、导航参考信息匮乏、复杂地形着陆困难等挑战。针对行星软着陆存在的困难和挑战,提出了基于引导策略搜索算法的有模型强化学习制导方法,实现了着陆器在初始状态受到扰动时,无需重新规划,仍能在满足约束条件的情况下降落在指定位置。该方法将迭代线性二次调节器作为控制器,产生初始轨迹;其次,使用多层神经网络拟合制导策略;最后,利用控制器监督策略学习,进而收敛产生可行策略。针对行星表面软着陆的仿真验证结果显示该算法仅通过几次循环,即可以实现初始状态变化的快速软着陆。一方面表明了基于有模型强化学习的数据高效利用率,另一方面也证明了强化学习方法在深空探测领域中具有广阔的应用前景。 相似文献
995.
Yiyu Zheng 《Advances in Space Research (includes Cospar's Information Bulletin, Space Research Today)》2019,63(5):1566-1575
Future Mars missions may require improved landed accuracy to facilitate the landing site selection and finally access a region of complex terrain with high scientific return. This paper is to develop a novel, robust, and precision entry guidance algorithm for Mars entry vehicles with low lift-to-drag ratios. In the presence of large uncertainties, the entry terminal point controller algorithm can encounter severe performance degradation due to: (1) the small perturbation assumption, and (2) theoretically ignoring deviations in the atmospheric-density model, aerodynamic-force model, etc. Based on numerical technologies and the classical variation method (VM), this work develops a semi-analytical (SA) algorithm, in which combined effects of several dynamic uncertainties now can be addressed. The terminal-downrange error is predicted by a numerical predictor such that the dependence on the reference trajectory can be reduced and then the issue caused by the small perturbation assumption can be addressed. Such a predicted terminal-downrange error is finally corrected by an analytical corrector, which is designed by the VM. It is indicative that there can be no numerical iterations in the SA algorithm. Numerical results demonstrate the effectiveness of the SA algorithm. 相似文献
996.
N. Remesh R.V. Ramanan V.R. Lalithambika 《Advances in Space Research (includes Cospar's Information Bulletin, Space Research Today)》2021,67(6):1787-1804
Two guidance schemes (i) fuel-optimal (ii) energy-optimal to realize soft landing at a desired location on the moon are developed using the optimal control laws. The optimal control laws are obtained by solving a two-point boundary value problem formulated based on Pontryagin’s principle. The guidance laws, adapted from the optimal control laws, are obtained as a function of unknown co-state variables. Differential Transformation (DT) technique is employed to determine the unknown co-states at each time instant of landing trajectory using the information on the current vehicle state, target landing site (loaded on-board apriori) and the time-to-go. The numerical integration of co-state dynamics is avoided due to the DT based approach. The time-to-go, a critical parameter for any guidance scheme, is computed and updated real time using a simple strategy which uses the current and end states. The simple strategy for time-to-go works well even when the shape of the trajectory is nonlinear. Extensive analysis is carried out to evaluate and compare the proposed guidance schemes. Further, the proposed schemes are compared with other popular guidance schemes. The DT based proposed schemes help quantify the landing masses for fuel-optimal and energy-optimal objectives. Other features of the proposed schemes are that they do not assume constant gravity field and independent of reference trajectory. 相似文献
997.
998.
国外单组元变推力发动机应用与关键技术 总被引:1,自引:0,他引:1
介绍了国外单组元变推力发动机的应用现状,阐释了单组元变推力发动机的结构和设计原理,总结了研制和改进过程中的关键技术,主要包括径向双层夹套催化床设计、径向喷注器设计、流量稳定调节技术和催化床空穴控制技术等。美国为火星软着陆研制的MR-80和MR-80B无水肼单组元变推力发动机分别应用于“海盗”号和“好奇”号着陆器下降级推进系统。MR-80发动机可实现275~2835 N变推力调节,推力变比为10∶1,比冲为205 s,呈120°均布于“海盗”号着陆器三角形基座的长边。“好奇”号下降级推进系统由2个高压氦气瓶、3个推进剂贮箱、8台单组元变推力发动机、8台单组元250 N姿控发动机、1个压力控制组件和3个推进剂控制组件组成,MR-80B发动机可产生31~3603 N的真空推力,推力变比达到100∶1,比冲范围为204~223 s。 相似文献
999.
根据舰艉起降甲板的空气流场,结合直升机飞行动力学模型,计算了舰船机库门开启和关闭时的直升机舰面起降特性,并分析了舰船机库门开启和关闭对直升机起降特性的影响。计算结果表明,机库门开关状态仅对直升机总距操纵有一定的影响,而对其他操纵量和机身姿态影响甚小。提供的研究方法和所得结论为舰载直升机舰面起降提供了理论依据,有重要的实际意义。 相似文献
1000.