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192.
直升机的地面共振和空中共振主动控制技术是一种新兴的很有发展潜力的技术。目前的控制方法包括桨距控制法和后缘附翼控制法。本文综述国内外学者在这一领域的理论研究工作,并加以评论,指出存在的问题和将来的研究方向。 相似文献
193.
多头环面蜗轮滚刀通常采用螺旋槽,以降低刀齿负前角的绝对值、并均衡每个刀齿左右两侧的前角,从而提高滚刀的切削性能。由于环面蜗轮滚刀螺旋线上各处的螺旋升角不同,所以各个刀齿左右两侧的前角均衡问题更为复杂,鲜有螺旋槽前刀面的精确成形方法的研究。基于环面蜗杆专用数控机床,提出采用双锥砂轮磨削螺旋槽环面蜗轮滚刀前刀面的方法,根据齿轮啮合理论,建立由双锥产形面展成平面二次包络环面蜗轮滚刀螺旋槽前刀面的数学模型,给出每个刀齿两侧在分度环面螺旋线上的前角计算公式。算例计算结果表明:如果采用直槽滚刀,对应的前角在-19.530 3°~19.530 4°;通过合理的参数选择,可使得螺旋槽滚刀对应的前角在-8.1°~7.3°,有效减小了刀齿负前角的绝对值。对环面蜗轮滚刀螺旋槽进行仿真加工,并且在仿真软件中对前角进行测量,测量结果与计算结果相吻合,证明本文方法的正确性。 相似文献
194.
由于进动锥体目标参数存在耦合,单部雷达不易获取同时参数估计误差较大。针对这一问题,提出了一种联合多部雷达不同视角微动信息进行参数提取与融合的新方法。首先,对进动目标进行了建模和散射点距离像分析,并利用Hough变换实现了锥顶散射点的关联。然后,联立2部雷达的微动信息作为求解单元来对耦合参数进行解耦,求出相应的参数。同时以进动角为例进行了误差方差分析,以融合后误差方差最小为原则对权系数进行了求解,并对其余参数进行了相同的处理。最后,在一个进动周期内,根据求出的锥体顶点坐标和锥旋轴矢量实现了锥体目标空间位置的重构。仿真结果表明该融合方法能够提高参数精度并能对锥体空间位置进行重构。 相似文献
195.
在分析了目前进行飞行器大攻角气动特性研究所采用的尾旋风洞试验、常规风洞自由飞试验和遥控模型自由飞试验的优缺点之基础上指出:把系统辨识方法与这些试验方法结合起来,是一种行之有效的研究飞行器大攻角气动问题的技术途径,它可以简化这些试验方法的一些技术环节,提高试验精度。若气动数据来源于尾旋风洞,这种新方法只能研究飞机的发展尾旋和改出尾旋;若气动数据来源于常规风洞,这种新方法也只能研究飞行器的大攻角、偏离、过失速和失速性滚摆/滚转模态;只有通过模型自由飞获取气动数据,这种新方法才有可能研究包括尾旋全过程在内的各种大攻角飞行模态。 相似文献
196.
197.
198.
199.
为获得双S形尾翼末敏弹弯折角对气动特性的影响,基于计算流体力学方法对两片尾翼弯折角分别为10°、20°和30°的九种组合结构模型气动特性展开研究。获得了模型表面压力分布及阻力系数、升力系数和转动力矩系数随迎角由-30°到30°变化的规律。并通过高塔投放的自由飞行试验进行了动态气动特性研究。双S形尾翼无伞末敏弹流场计算结果显示,随着尾翼弯折角增大,双S形尾翼末敏弹阻力系数减小而转动力矩系数增加。弯折角变化对双S形尾翼末敏弹升力系数影响作用较小。试验结果显示,尾翼弯折角增大时,试验末敏弹弹轴与铅直轴夹角亦增加,即扫描角变大,但随着弯折角继续增加末敏弹的稳定性下降甚至出现翻转失稳而不能实现稳态扫描。通过本文的研究可以为改进末敏弹稳态扫描平台设计提供参考。 相似文献
200.