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本文应用现代控制理论研究了航天飞行器三维最优再入轨道和与轨道参数密切相关的气动加热过程。文中选择飞行器迎角和倾斜角作为控制变量,以飞行器气动加热率和飞行过载沿轨道积分最小作为优化性能指标,按极大原理导出最优再入轨道有约束控制的非线性两点边值问题。采用了数值优化方法——共轭梯度法求解有升力飞行器的最优再入轨道及其热过程。文中以允许误差法讨论了权系数和罚函数的选取方法;对不同速度范围研究了不同的加热模型;按热平衡方程与优化轨道同步迭代的方法求得了算例数值结果。算例的数值结果与文献[13]的量值是一致的。 相似文献
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弹性飞行器敏感元件位置设置与参数优化综合 总被引:1,自引:0,他引:1
本文研究了弹性飞行器敏感元件位置的设置问题,分析了敏感元件位置对弹性飞行器稳定性的影响,提出了几类飞行器自动驾驶仪敏感元件可能合适位置的选择准则。从飞行器弹性振动闭环系统方程出发研究了弹性飞行器参数优化综合的某些方法。通过算例得到控制系统返馈系数,陀螺位置,舵面位置优化综合的数值模拟结果。这些结果与该飞行器实际采用的值符合较好。 相似文献
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本文基于小展弦比锐缘翼在滚转和有攻角状态下翼面的分离涡流场及文献[1]的涡升理论,按超音速线化理论导出了小展弦比锐缘翼在滚转和攻角状态下分离涡引起的滚转涡阻尼的理论计算式。按导得的理论结果,给出了翼面组合参数的滚转涡阻尼因子的部分变化图。本文,同时也给出了本方法与现行的势流理论的部分结果的比较。 相似文献
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应用Greem函数法数值模拟飞行器的气动载荷。给出了求解亚、超音速定常和非定常载荷的统一方法。数值模拟中釆用双曲四边形代替四边形元素;采用联合流场概念改进诱阻计算;并用计算机绘图原理核查输入的几何参数是否正确。以矩形翼及双三角翼航天飞机(089B模型)为例进行了数值模拟,结果与试验数据符合较好。 相似文献
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本文基于“吸力相似”概念把涡升和涡升中心的计算公式推广到了超音速前缘情况。本文求得的翼顶马赫线交于翼尖的截尖三角翼侧缘涡升和涡升中心公式是两个较为普遍的式子。特殊情况下,它可以得到亚音速前缘和翼顶马赫线交于尾缘的侧缘涡升和涡升中心的计算公式,也可以得到超音速矩形翼的侧缘涡升和涡升中心的计算公式。本文导得的亚音速前缘的涡升和涡升中心公式校核和补充了[2]、[3]的结果。算例计算结果与实验结果[8、10、11]符合较好。 相似文献
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