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一种分析轮式起落架直升机“舰面共振”的方法 总被引:3,自引:0,他引:3
针对轮式起落架直升机,提供了一种“舰面共振”动力稳定性分析方法。首先,针对直升机在舰面上随舰船一起摇晃时左右起落架受载不对称的状况,近似采用受对称载荷产生对称变形、受非对称载荷产生非对称变形的方法计算了直升机的平衡状态;其次,根据轮式起落架轮胎和缓冲支柱刚度和阻尼共同作用的特点,结合轮式起落架的几何关系,采用复刚度的方法得出起落架作用于机体的刚度与阻尼;最后,用桨叶振动模态法对轮式起落架的直升机进行了不同旋翼升力卸载以及鱼叉系留与否的“舰面共振”动力稳定性计算分析,并通过算例得到验证。 相似文献
83.
自激励门限自回归模型研究与应用 总被引:1,自引:0,他引:1
本文利用自激励门限回归分析方法,建立新生儿体重的门限自回归模型SETAR(2;2;1:5),得到令人满意的结果。 相似文献
84.
本文根据起落架系统的几何、运动学及动力学特性,推导出目前广泛使用的三维机身式起落架,并具有柔性支柱系统的着陆冲击力学模型。并对其初始条件、对称着陆及不对称着陆情况作了动力学分析。 相似文献
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大迎角下导弹气动耦合控制系统分析 总被引:1,自引:0,他引:1
工程设计中,基于三通道自独立的前提来设计导弹控制器的常用方法,一般是将耦合项作为随机干扰来处理,这种方法不但具有一定的盲目性和不确定性,而且还丰厚明显的理论缺陷:耦合的存在改变了原系统的性能,严重时甚至会影响系统的稳定性。因此,只有当耦合影响很微弱时,这种方法才有实际应用价值。现分别从稳定裕度和气动参数两个方面,论述了气动交连耦合是造成大迎角飞行导弹控制系统不稳定的重要原因,并由此得出结论:对于大迎角下气动耦合强烈的导弹,其控制系统需考虑采用解耦控制,以便行这有效地变不稳定系统为稳定系统。 相似文献
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87.
“T”型尾翼飞机的深失速特性研究 总被引:1,自引:0,他引:1
应用时间历程法讨论了“T”型尾翼飞机的深失速开环特性,分析了气动力矩特性和升降舵操纵规律对深失速改出特性的影响。建立了深失速闭环特性计算数学模型,分析了驾驶员数学模型参数变化对深失速特性的影响。研究结果表明,气动力矩特性,升降舵操纵规律和驾驶员模型参数的变化对“T”型尾翼飞机的深失速改出特性有显著的影响。 相似文献
88.
基于DCOM技术构建分布式数控故障诊断系统 总被引:5,自引:0,他引:5
简要介绍DCOM技术的特点,对利用DCOM技术构建分布式数控故障诊断系统进行了研究,并提出了系统的组件模型结构。 相似文献
89.
航空货运运力的优化分配方法 总被引:5,自引:0,他引:5
张永莉 《中国民航学院学报》2005,23(1):15-18
在航空货运运力分配中需要解决两个问题:一是如何把多航段航班的运力在起始点和经停点进行分配,即运力在各销售地的分配问题;二是在每个销售地如何确定协议销售和自由销售运力的比例关系,如何把协议销售运力在各代理人之间进行分配。使用数学规划模型解决了在实践中仅用经验解决的上述问题,并探讨了模型的应用。 相似文献
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