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291.
在复杂的作战和着舰环境下,舰尾气流扰动是着舰误差的最主要来源之一。如果在着舰下滑阶段利用直接升力控制(DLC)的快速性和解耦性能力,可以极大地减轻飞行员着舰操纵负担并且提高着舰最后阶段对舰尾流的抑制能力。从航迹调节和姿态稳定的解耦角度出发,提出在非线性动态逆(NDI)控制框架下实现基于直接升力的着舰控制律方法,并通过建立含有舰尾流扰动的E-2C全量飞机仿真模型进行验证。结果表明:在非线性动态逆控制中引入直接升力的舰载机着舰控制律,可以实现在着舰下滑阶段姿态稳定的同时,通过直接升力快速解耦调节航迹误差,并且在引入舰尾流干扰的情况下,具有快速修正下滑倾角误差、抑制舰尾流干扰的能力,最终达到显著提高着舰精度的效果。 相似文献
292.
A.L. Mishev 《Advances in Space Research (includes Cospar's Information Bulletin, Space Research Today)》2014
The radiation environment in the troposphere of the Earth is governed by cosmic rays of galactic and solar origin. During major solar energetic particles events the radiation environment changes dramatically. As a results the risk of biological effects due to exposure to ionizing radiation of aircrew increases. Here we present a numerical model for computation of absorbed dose in air due to cosmic rays of galactic and solar origin. It is applied for computation of radiation environment at flight altitude in the equatorial region during several major ground level enhancements, namely GLE65 on 28 October 2003, GLE69 on 20 January 2005 and GLE70 on 13 December 2006. The model is based on a full Monte Carlo simulation of cosmic ray induced atmospheric cascade. The cascade simulation is carried out with CORSIKA 6.990 code with corresponding hadron generators FLUKA 2011 and QGSJET II. The contribution of different cascade components, namely electromagnetic, hadron and muon is explicitly obtained. The spectra of arriving solar energetic particles are calculated from ground level measurements with neutron monitors and satellite data from GOES. The obtained results are discussed. 相似文献
293.
以乙二醇水溶液为载冷基液制备了相变微胶囊悬浮液(MEPCMS),并测量了其物性参数,然后实验研究了MEPCMS在树形微通道内的热力特性,揭示了雷诺数、质量分数对MEPCMS热力性能的影响规律。结果表明:MEPCMS的比定压热容随着微胶囊质量分数与温度的增加而增大,黏度随着微胶囊质量分数的增加与温度的降低而增大;MEPCMS的表面传热系数随着雷诺数与质量分数的增大而增大,当雷诺数为118时,质量分数为1%、3%的MEPCMS的表面传热系数相对于载冷基液分别提高了3.92%和9.04%;MEPCMS的摩擦因子随雷诺数的增大与质量分数的减小而减小,但随着雷诺数的增加,MEPCMS的摩擦因子逐渐接近载冷基液。 相似文献
294.
在计算与风洞实验的基础上 ,提出了机翼剪切翼梢气动布局 ,对平面形状与翼型进行了优化设计 ,达到了巡航状态与爬升阶段较高的增升减阻要求。计算采用涡格面元法与涡升力展向分布吸力比拟法相结合的方法 ,既能考虑气动力的非线性因素 ,又有较高的计算精度与速度。计算结果与实验数据十分吻合。通过分析得到 ,在矩形翼翼梢处增加具有较大前缘后掠角的梯形剪切翼梢有不仅增加机翼展弦比 ,且可改变展向环量分布 ,使其接近椭圆分布 ;剪切翼梢上的前缘涡可抑制翼端涡的作用 (使翼端涡强度变弱 ) ,并在剪切翼梢上产生附加升力 相似文献
295.
阐述了基于逻辑神经网络的图象平滑、压缩编码方法。这些方法的基本思想是:以逻辑神经网络为窗口,选择对某种图象变换敏感的模式训练窗口。当窗口对图象扫描时,窗口在图象的各位置输出响应,通过对这些响应的简单运算,实现所希望的处理。除了理论分析外,文中还给出了各种方法的典型试验结果。 相似文献
296.
297.
定后掠角密切锥乘波体的生成和设计方法 总被引:2,自引:1,他引:1
对定后掠角密切锥乘波体(OCWRCAS)的生成方法和考虑黏性的设计方法进行了研究。定后掠角乘波体的前缘具有特定的后掠角,能够在上表面产生稳定分离涡从而改善乘波体的气动性能。本文首先在传统密切锥乘波体生成方法的基础上给出了定后掠角密切锥乘波体的生成方法;从前缘后掠的几何特征中提取了后掠角、激波角和前缘曲线程度等设计变量,并研究了设计变量的取值范围;以遍历设计空间的思路对两类定后掠角密切锥乘波体进行了设计分析,研究了升阻比、体积效率随设计变量的变化规律,然后在设计空间内进行了多目标寻优;最后使用计算流体力学方法对定后掠角乘波体的乘波特性和涡升力特性进行了验证。结果表明,由本文生成方法得到的定后掠角密切锥乘波体具有明显的乘波特性并且能够在较高的升阻比时保证一定的体积效率;定后掠角前缘能够在一定的迎角下在上表面产生稳定的分离涡,产生涡升力。 相似文献
298.
299.
300.
随着对生产成本、性能和可靠性、环境要求的不断提高,未来运输类飞机的发展趋势是具有更大的载重、更短的起降距离、更低的污染排放和噪声,因此迫切需要采用更高效和简单的增升和控制技术,而采用狭缝吹气的主动流动控制增强升力的方式已经被证明是最值得研究推广的应用技术之一。而在分析飞机起降性能时,必须要考虑到地面效应的影响,因此有必要对采用吹气进行增升的翼型地面效应进行研究。通过数值模拟方法研究了定常吹气对某无缝襟翼翼型地面效应的影响,研究表明,近地面在襟翼前缘施加吹气控制后,与远地面施加定常吹气控制相比,翼型升力线斜率和升力明显降低;小迎角下,动量系数为0.005时,升力随着距地高度的减小先减小后增加,动量系数增加到0.01后,升力随着距地高度的减小而减小;无缝襟翼翼型在不同动量系数和不同距地高度时出现的不同程度升力减小的现象,能直接影响飞机的起降性能,是采用吹气控制进行增升设计时必须考虑的因素。 相似文献