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191.
弹性高超声速飞行器建模及精细姿态控制 总被引:1,自引:0,他引:1
为保证超燃冲压发动机的良好进气,需要对高超声速飞行器进行精细姿态控制,但弹性振动问题极大影响其精细姿态控制精度。以高超声速飞行器的纵向通道为例,分析弹性振动问题对飞行控制系统的影响,建立面向控制的弹性高超声速飞行器数学模型,考虑气动参数和模态参数的大范围摄动,采用主动控制策略,基于鲁棒H∞理论和LQR理论设计精细姿态控制系统。大量仿真表明:在考虑测量噪声、舵机非线性、参数大范围摄动的情况下,控制系统能够很好地跟踪刚体攻角,抑制弹性攻角,并保证进气口当地攻角±0.4度的控制精度,满足高超声速飞行器精细姿态控制的要求。 相似文献
192.
193.
194.
未来航空发动机控制技术的发展趋势 总被引:2,自引:0,他引:2
发动机控制系统在航空发动机系统中占有非常重要的地位,其性能的优劣直接影响到发动机及飞机的性能。本文针对未来航空发动机发展对控制系统的要求,分析了航空发动机控制技术的发展趋势。 相似文献
195.
大功率狭缝式活塞激励器流场测量与分析 总被引:1,自引:0,他引:1
研制了一种大功率活塞射流激励器,出口瞬时速度峰值可达0.3Hz,通过对活塞激励器射流流场测量,得到激励器出口流场速度、涡量分布,分析得到激励器合成射流流动结构与特征,通过采用活塞激励器控制同轴射流掺混,实验结果证明此种活塞激励器可以用于相对较高的速度流场的主动流动控制.利用提出的设计方法设计合成射流激励器可以在激励器出口形成稳定的对涡结构,采用一定的激励频率即可对喷管气流掺混进行有效控制.研究表明,合成射流激励器作为主动流动的执行机构,在航空动力排气系统具有潜在的重要价值. 相似文献
196.
激光冲击强化提高主动连杆振动疲劳性能 总被引:1,自引:0,他引:1
针对某型发动机放气活门主动连杆转接R处的疲劳断裂问题,进行了主动连杆激光冲击强化工艺研究;完成了原型件和激光冲击强化、喷丸及加大R3种处理工艺后主动连杆振动疲劳对比试验.结果表明,在317MPa的应力水平下,激光冲击强化、喷丸和加大R后主动连杆疲劳寿命分别为原型件的5.24倍、3.89倍及1.36倍;与其它2种工艺相比,激光冲击强化具有强化效果好、工艺稳定性高、易于实现等优点,是截至目前减少主动连杆疲劳断裂故障的最佳处理工艺.主动连杆激光冲击强化后表面粗糙度较小,产生深度约1.4mm的高数值残余压应力层,表层晶粒细化至纳米晶并伴随高密度位错.三者共同作用可以有效缓解转接R处的应力集中,抑制疲劳裂纹在转接R处的萌生和扩展,是主动连杆振动疲劳寿命提高的主要原因. 相似文献
197.
掠海飞行器主动触水撞水力分析 总被引:1,自引:0,他引:1
随着掠海飞行器飞行高度的不断降低,海浪和海况条件已成为制约其飞行高度的重要因素,严重时可引起飞行器姿态的倾覆。基于小升角楔形体入水模型和解析法,研究了掠海飞行器主动击水时所产生的撞水力变化特点,得到了击水滑板的外形参数和入水姿态角的选取准则,即入水弹道倾角-2°~0°,滑板等效斜升角β1≥10°,俯仰角变化范围0°~5°、滚动角变化范围-30°~30°,保证掠海飞行器在主动击水条件下产生的撞水力小于最大限定值20 gn的要求,实现了飞行器在恶劣海况下的掠海飞行。采用有限元法进行的三维仿真结果表明,此解析法所计算结果具有较高的可信度。 相似文献
198.
为了改善拖曳水池的试验精度,对一条4.5m 潜艇标模 SUBOFF 进行重复拖曳阻力试验。本文参照 IT-TC 推荐规程中试验流体动力学不确定度分析规范,对由偏差极限引起的不确定度将由潜艇标模的几个外形、速度、阻力、以及温度、密度和粘性这几个测量系统分别进行估算;通过6次重复潜艇标模阻力试验结果的标准差分析,得到了摩擦阻力系数、总阻力系数的精密度极限;最后对该模型的摩擦阻力系数、总阻力系数进行了不确定度分析。结果表明:由温度引起的运动粘性系数的偏差极限占到摩擦阻力系数偏差极限的97%;总阻力系数的偏差极限98%来自于湿表面积的偏差极限;随着试验速度的提高,总阻力系数和剩余阻力系数的总不确定度降低。 相似文献
199.
利用精确的星间激光测距信息,提出了基于星间测距的三星时差定位系统标校方法。该方法消除了副星相对位置系统误差对定位精度的影响,同时提出了副星相对位置系统误差的解析解法,建立了模型误差和对副星相对位置系统误差进行估算的误差的定量关系,并证实了基于星间激光测距的标校方法可以在较大范围内提高定位精度。 相似文献
200.