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171.
航空发动机解耦控制器设计 总被引:3,自引:0,他引:3
提出了一种基于输出拟形的解耦控制器设计方法。设计过程中针对某型涡扇发动机双变量控制系统,首先选取2个理想的一阶环节形成2个独立控制回路,以其在各通路单独阶跃下的无耦合响应为拟形目标。以LQR控制器设计为例,采用遗传算法(GA)来优化LQR控制器的加权矩阵Q和R,使闭环控制系统在各控制回路单独阶跃下的输出与目标相一致,从而达到解耦的目的。通过优化算法,设计出的LQR控制器取得了良好的动、静态解耦效果。 相似文献
172.
一种直升机进气道电磁散射减缩方案实验研究 总被引:1,自引:0,他引:1
对一种与发动机舱融合设计的直升机进气道在垂直极化方式、水平极化方式下进行了电磁散射特性减缩方案研究。通过对比不同减缩方案与全金属模型RCS性能参数,研究了各种减缩方案的减缩效果,结果表明,该类进气道在采用电磁散射减缩方案时,RCS较全金属模型而言,均有不同程度的降低,其中采用在前唇口、上下唇口、前输出轴、动力舱粘贴吸波材料缩减方案的减缩效果是最佳的,可以获得8dB左右的RCS减缩效果。另外,垂直极化方式下采用减缩方案的减缩效果要比水平极化方式效果好。 相似文献
173.
总结了洛马公司为研制比以往隐身飞机隐身性能更好、使用维护更方便的F-35所采用的创新方法,供相关专业技术人员参考借鉴。 相似文献
174.
175.
结合飞/发一体化设计理念,以提升红外隐身性能为目的,引入横向掺混技术进行尾喷管构型设计。应用计算流体力学(CFD)数值仿真方法,分别分析了圆形喷管和矩形喷管流场温度分布,并提取矩形喷管中心面,研究喷管带小孔壁板偏折角对尾流冷却效果的影响。研究结果表明:相对于入口热流温度,矩形喷口降温率约为30%,尾气流喷出后偏向两侧流动,高温核心区体积快速衰减;圆形喷口降温率约为10%,尾气流喷出后沿轴向一直保持圆柱形,高温核心区体积衰减缓慢。矩形喷口主动冷却效果明显高于圆形喷口,更有利于实现飞/发一体化的热管理及红外隐身。同时,中面带小孔壁板偏折角的大小与主动冷却效果也存在密切关系。 相似文献
176.
采用片状或管状阴极电解加工(ECM)后的整体叶盘由于加工运动、阴极形状等原因在叶根处会形成一定的加工残留,影响整体叶盘的加工精度。针对叶片电解加工后形成的叶根残留,开展去除叶根残留电解加工方法的研究,解决叶根电解加工的阴极结构、加工路径设计等难题。首先,分析了叶根的残留分布情况以及叶间通道的结构,采用了电解扫掠成形加工方案。其次,设计了阴极结构与加工路径,在阴极结构上采用了扇形流道并分析了电解液流速分布,通过增加引流槽、改变倾角等措施改善了流场;对阴极的运动路径进行了规划,利用专用仿真软件对阴极运动干涉与加工程序进行了检验;通过附加叶盘转动补偿了由于不同截面内叶间通道宽度与阴极刃口尺寸不一致给加工带来的不足。最后,制作了电解加工装置并通过试验对叶根电解加工方法进行了验证。试验结果表明,该加工方法有效去除了叶根残留,加工表面质量好,加工精度达到了要求。 相似文献
177.
针对侵彻型制导武器终端多约束制导问题,建立包含一阶弹体动力学的多约束制导模型,采用最优控制方法推导终端多约束制导问题的通解。根据终端约束与罚函数的关系,求解了实际工程中关心的3种最优制导律,并结合当前主流制导控制体制,在小角假设下,将其表述为便于工程实现的形式,即包含弹体动力学的最优比例导引制导律、弹道成型最优制导律和终端多约束最优制导律。理论分析和典型末制导条件仿真表明,后2种制导律可为侵彻制导武器终端位置与角度双约束以及位置、角度与加速度多约束制导问题提供理论基础和工程应用参考。 相似文献
178.
目前对于地球同步轨道(GEO)空间目标的探测和识别主要依靠反射太阳光的光度变化进行分析识别并判断.基于空间目标表面漫反射性质的可见光反射特性计算模型分析,研究了不同形状反射体可见光反射特性,并提出一种采用不同形状反射体控制改变空间目标可见光反射特性的方法.以GEO卫星为例,采用基于蒙特卡罗的非序列光线追迹方法,仿真分析椎体、球体和圆柱体作为反射控制体对卫星光变特性的影响.结果表明该方法可改变卫星原有可见光反射光变曲线,降低卫星被探测识别概率,提高空间目标隐蔽性. 相似文献
179.
红外隐身技术研究新进展 总被引:1,自引:0,他引:1
简述了红外隐身原理,以斯特潘-波尔兹曼定律为基础,分析得出实现红外隐身的两种途径:控制目标发射率和控制目标表面温度,继而阐述了目前国内外在红外隐身技术及红外隐身材料方面的研究现状。最后分析了红外隐身技术发展的趋势,并指出要提高军事目标的生存能力就必须研发可实现多波段隐身的新型隐身材料及隐身技术。 相似文献
180.