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给出一种适合通用高速飞行器(CAV)的预测校正再入制导方法。首先基于再入高速飞行器三自由度运动模型,研究了再入过程中CAV受到的过程约束。基于准平衡滑翔条件给出了在指定倾侧角下的参考航程的计算方法,并指出当飞行器的初始航程超过参考航程时,可以使用本文给出的方法有效抑制飞行器轨迹在高度上的振荡。为了提高制导精度,不仅给出了精确计算当前倾侧角的方法,也给出了粗略调整终端倾侧角方法。最后仿真验证了制导方法的有效性。 相似文献
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变后掠变展长飞行器动力学建模与动态响应分析 总被引:2,自引:1,他引:1
飞行器机翼后掠角和展长动态变化时,气动力、转动惯量、压力中心和质心等关键参数都发生剧烈变化。基于Newton-Euler方法建立了包含5个刚体的变后掠变展长飞行器的动力学模型,推导了由于变形所产生的附加气动力和气动力矩。在纵向上解耦简化了动力学方程,基于准定常气动力模型,分析了不同变形形式和变形速度下的纵向动态响应。研究结果表明,后掠角和展长的变化对动力学特性影响较大,但不同的变化速度对结果影响不大。通过合适的变形方式和变形速度的结合可以弱化变形过程中的动力学参数波动,减小控制系统的负担。 相似文献
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基于工程快速计算方法的高超声速高升阻比飞行器气动特性研究 总被引:2,自引:0,他引:2
基于工程快速计算方法研究了高超声速高升阻比飞行器过渡流区气动特性.首先应用一与所研究飞行器相近气动布局作为验证外形,对连续流区牛顿类高超声速工程快速计算方法在高超声速高升阻比飞行器上的计算精度进行了评估.研究表明,高超声速工程快速计算方法在其应用范围内,对高超声速高升阻飞行器的气动特性具有较高的预测精度,可以满足工程设计需要.最后,在连续流区使用同样的计算方法,同时考虑高空稀薄气体效应,通过所建立的桥函数给出了所研究高超声速高升阻比飞行器过渡流区的气动特性. 相似文献
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近空间飞行器巡航方式对比分析 总被引:1,自引:0,他引:1
针对设想的三种近空间飞行器巡航方案,分析了不同巡航方式可能采用的推进系统,建立了相应的动力学模型,对各方案进行了弹道计算,研究了巡航高度对动力巡航方案航程的影响。依据计算结果,对不同方案的弹道特性进行了比较分析,结论认为现阶段应优先发展无动力滑翔和弹道跳跃式近空间飞行器。 相似文献
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轴向载荷对大长细比导弹稳定性的影响研究 总被引:1,自引:1,他引:0
大长细比飞行器的刚性模态和弹性模态极易发生耦合失稳现象。轴向载荷作用下其结构刚度特性会发生变化,进一步降低其稳定性。使用有限元方法分析了大长细比导弹在轴向载荷作用下的结构刚度特性。采用当地流活塞理论计算弹性体变形的气动力,耦合结构运动方程,基于模态坐标在状态空间内实现结构运动方程的特征值分析和时域求解,研究轴向载荷对大长细比导弹稳定性的影响。研究发现:大轴向过载作用下,大长细比导弹的刚性模态和弹性模态将出现耦合失稳,且随着轴向过载的增加,弹体的结构刚度特性下降,失稳速度降低。 相似文献
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针对柔性自旋飞行器动力学问题,开展了在推力和阻力作用下动力稳定性研究。柔性自旋飞行器简化为非均匀、自由-自由的Timoshenko回转梁模型,基于转子动力学理论和有限元方法,考虑陀螺效应,在瞬态坐标系下建立了推力和阻力作用柔性自旋飞行器的横向振动方程。在平均轴系和瞬态坐标系下分别从自旋转速、推力和阻力3个方面,分析了自旋飞行器动力稳定性和横向振动响应效应。研究结果表明:在瞬态坐标系下,阻力能够提高自旋飞行器稳定性,自旋转速不改变失稳区域;与之相反,在平均轴系下,阻力能够降低自旋飞行器稳定性,使临界推力和临界转速减小;自旋转速能够增大失稳区域,使静态失稳变为动态失稳;转动惯量和剪切效应能降低系统稳定性,相比于转动惯量,剪切效应影响更大,特别是对2阶频率影响。 相似文献
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针对一类带有稳定性导数的大气层内超高速飞行器,根据所给出考虑机体弹性弯曲的线性系统模型,计算其特征值与特征向量,确定其各个模态,进而分析其对应模态之间的耦合效应;同时考察控制输入矩阵,分析控制输入对状态量的影响;针对建模过程中的参数不确定性,基于线性矩阵不等式理论,设计渐进稳定控制器,给出工程化设计过程,并分析控制器控制能量的分配性质.仿真结果表明,所设计的控制器能够有效的镇定参数不确定摄动系统. 相似文献
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本文提供一种计算刚性支承火箭的横向振动特性的简单方法——传递矩阵法。其中考虑了剪切和转动惯量的影响;给出了处理支承点处剪力不连续的方法,并且对一个具体实例进行了计算。 相似文献
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飞行器火工品加速贮存寿命试验与评估方法 总被引:1,自引:1,他引:0
飞行器火工品是一种高可靠长寿命产品,为提高小样本量下飞行器火工品贮存寿命评估精度,通过对贮存寿命影响因素进行分析,建立了加速贮存寿命模型以描述火工品贮存寿命与贮存温度的关系,并将感度试验和加速试验相结合,给出了一种适用于飞行器火工品的加速贮存寿命试验与评估方法。依据火工品加速后的感度试验数据,基于广义线性模型给出了感度分布参数的极大似然估计,进而根据参数估计的渐近正态特性对飞行器火工品进行了贮存寿命评估。将该方法应用于某飞行器火工品。通过利用样本量约为150、周期约为40天的试验获得的数据,可对贮存寿命要求为15年以上的飞行器火工品进行有效评估。 相似文献
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基于灵敏度分析技术与优化设计的导弹模型修正方法 总被引:1,自引:0,他引:1
基于灵敏度分析技术与优化设计技术,提出导弹模态参数修正的新方法。首先提出模型修正的新方法,给出某型导弹的有限元模型,计算其模态后,发现计算结果与实验辨识结果相差较大。选定需修正的材料参数,建立导弹结构的灵敏度分析模型和Matlab优化设计模型。最后,运用给出的模型修正方法对结构进行模态参数修正。结果表明,修正模型的计算模态与实验值吻合较好,验证了模型修正方法。 相似文献
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为了计算复杂飞行器的质量特性,利用Visual Studio2010开发环境和Pro/E自带的Pro/ToolKit开发模块进行二次开发。采取异步模式调用Pro/E,计算飞行器系统及零部件的质量特性参数并保存至数据库,支持按零件、组合部件和飞行器整体状态的质量特性输出,并提供一种质量特性的修改方法。结合虚拟飞行器模型,验证了飞行器质量特性计算系统的准确性和实用性,质量特性的计算效率得到提高。 相似文献
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为分析C/SiC盖板式热防护结构的动力学特性,分别建立了盖板式热防护结构的理论模型和有限元模型。首先,利用经典的拉格朗日函数能量法推导了C/SiC盖板式热防护结构理论模型的运动方程;其次,研究了C/SiC盖板式热防护结构的有限元模型采用不同的单元类型建模对其模态基频计算结果的影响;最后,基于线性假设研究了共节点和线性接触这两种装配建模方法对模态基频计算结果的影响,为建立C/SiC盖板式热防护结构合理的有限元模型提供参考。 相似文献
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某型机枪结构动力修改预分析 总被引:1,自引:0,他引:1
机枪的固有振动特性是影响其射击精度的重要因素之一。采取有限元预分析辅助模态试验方案的制定,建立了基于LMS系统的模态试验系统,对某型机枪进行了模态试验,并与有限元模型计算结果进行了对比,两种方法的结果基本一致。利用机枪结构模态试验分析的结果,计算出机枪结构第一阶固有频率对质量和刚度的灵敏度,对其进行了分析并对结构修改前后枪口点的响应特性进行了仿真计算与分析。结果表明,结构修改后机枪的射向一致性更加合理。 相似文献
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20~85 km大气密度与风场对再入飞行器的安全及返回(即飞行器可控可达)有非常重要影响。分析了高空大气参数变化影响因素,基于CIRA-86大气模型与美国航天飞机飞行实测数据,分析了大气密度偏差范围;基于国外实测文献数据及等概率分布椭圆模型,给出了风矢量剖面,研究了风矢量剖面在飞行器设计中的应用。 相似文献