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11.
12.
航天器最优再入轨迹的选择分析 总被引:3,自引:2,他引:3
本文研究的目的是想获得具有最大有效载荷的航天器最优再入轨迹。返回段航天器的最大有效载荷等价于航天器离轨点所耗燃料质量与热防护系统(TPS)质量之和达极小。文中把最大有效载荷的再入轨迹分三种情况作了分析:航天器TPS质量不确定时,通过返回轨迹优化来获得航天器的最大有效载荷,并选择确定相应TPS的质量;TPS质量已确定时,通过再入轨迹优化来获得航天器的最大有效载荷;TPS质量足够大时,通过多次穿越大气层来获得航天器的最大有效载荷。本文的结论可为航天器再入轨迹与TPS的一体化选择提供思路。 相似文献
13.
对一类含自由-自由弹性梁的多体系统动力学方程进行了研究,利用多体系统的结构特性和运动特性对其动力学方程进行了简化,使惯性质量矩阵为对角形,得到了惯性解耦的多体系统动力学方程,在方程的数值求解时,可提高计算速度和精度,为多体系统动力学的实时仿真提供方便。 相似文献
14.
吕川 《北京航空航天大学学报》1992,(1):112-119
70年代初,Miele A等人提出SGRA方法用于优化飞行轨迹计算。但方法存在时间加权系数难于确定、长时间的飞行轨迹计算积分精度不易控制及要计算数字微分等不足。对此提出一改进梯度方法,并计算了某型战斗机从亚音速三维转弯升高到超音速的最短时间飞行轨迹。结果表明,本方法稳定有效,为解决飞机最快机动轨迹的优,乜提供了一种行之有效的手段。 相似文献
15.
姜玉宪 《北京航空航天大学学报》1989,(3):87-95
本文提出一种能够实现导弹对活动目标全方位攻击的基本原理,并讨论了工程上实现的途径。通过平面及空间导引弹道仿真,初步证明了它的正确性及可实现性。 相似文献
16.
17.
18.
翼型风洞侧壁干扰的数值模拟研究 总被引:1,自引:0,他引:1
运用Navier-Stokes数值模拟对翼型模拟试验对风洞侧壁干扰进行模拟,将简单代数湍流模型扩展用于机翼/风洞侧壁结合区流动,分析了风洞实验侧壁干扰问题的形成机理和影响翼型实验侧壁干扰的各种因素,如翼型展长、风洞侧壁边界层厚度及侧壁边界层抽吸等,对实验结果的影响,得出了一些有用的结论。计算格式空间采用中心有限体积离散,时间采用多步Runge-Kutta时间步长格式进行积分。计算结果证明了该方法的可行性和优越性。 相似文献
19.
重点分析了GPS/IN S复合制导系统及激光导引头的工作原理和建模方法,同时介绍了增程套件的原理,并设计了方案弹道。通过六自由度弹道仿真,比较了增加组件前后联合制导攻击武器的性能指标。研究结论对我国现有库存常规炸弹的制导化改进有一定的参考价值。 相似文献
20.
本文将文[1]中用于时间相关法计算的NND格式推广到定常超声速流动的空间推进计算,采用二步的预测、校正方法保证了推进方向的二阶精度,可以证明,这种二阶精度的NND格式具有TVD性质,是MacCormack二步显式格式的推广。本文首先将格式应用于二维平板上斜激波反射流场的推进计算,以检验格式捕捉激波的能力,同时研究了不同的通量分裂方法对格式捕捉激波能力的影响,得到了相当满意的结果。在此基础上,计算了航天飞机简化外形的身部超声速流场,给出了M_∞=10,α=0°,和M_∞=5,α=5°两种状态的部分结果,计算结果清楚地描绘了由于气流在机翼附近受到强烈压缩而产生的内嵌激波与外激波相交的复杂流场结构,与文[7]相比,流场结构更为清晰。 相似文献