搜索结果: 1-15 共查到“知识库 飞行原理”相关记录18条 . 查询时间(3.37 秒)
非金属壳体低附带战斗部实验与破片飞散分析
低附带毁伤战斗部 非金属破片 飞行速度 衰减规律
2018/6/5
为了研究低附带战斗部的非金属破片飞散特性，结合某低附带杀伤战斗部静爆威力实验，对战斗部爆炸产生的非金属破片初速以及速度衰减情况进行了分析。基于能量守恒得到了包含壳体结构和材料强度因素的破片初速公式；基于破片在空气中飞行运动情况的分析，通过对球形破片阻力公式和等效面积进行修正，得到了非金属自然破片的速度衰减规律。所得结果较好地解释了战斗部静爆实验中的破片终点效应情况，亦可为该类战斗部破片毁伤效应评估...
Supersonic Aircraft Optimization for Minimizing Drag and Sonic Boom
Sonic Boom Minimizing Drag
2015/6/18
A design tool incorporating classical sonic boom theory, computational fluid dynamics
and a multi-objective genetic algorithm was developed for low-boom supersonic aircraft
optimization. Both sonic ...
某型空中模拟训练装置方案设计与实现
训练装置 模拟训练 方案设计
2014/6/19
本文所述的空中模拟训练装置方案设计，是针对某型训练装置功能单一而进行的改进设计，并完成了样机的研制，通过使用证明达到方案设计要求，大大减少了训练成本，提高了训练效益。本文简要介绍具体实现的原理，对于研制类似的模拟训练装置具有较大的参考价值。
建立了具有普遍性的考虑直升机空间机动飞行的尾传动轴动力学模型.分析了机动飞行对尾传动轴临界转速的影响,发现只有俯仰角速度、偏航角速度、横滚角速度和角加速度4个转动运动分量会影响尾传动轴的临界转速.通过算例着重分析了俯仰、偏航和横滚角速度对尾传动轴前3阶临界转速的影响规律.结果表明:俯仰角速度使尾传动轴的临界转速降低,但只对反进动第1阶临界转速有较大影响;偏航角速度对尾传动轴临界转速的影响效果与俯仰...
利用中国VLBI网实现对“火星快车”的测定轨
VLBI 火星快车(MEX) 测定轨
2013/9/6
为满足我国深空探测发展的需要, 上海天文台组织中国VLBI网对欧空局在轨火星探测器“火星快车”进行了测定轨实验. 利用自主研发的具有频谱高分辨率的VLBI软件相关处理机及高精度多普勒测量系统, 在国内第一次获取到了距离最远至3.6亿千米的火星探测器VLBI和多普勒测轨数据, 并利用自主研发的定轨软件系统对测轨数据进行了分析处理. 分析结果表明, 国内已经初步具备对火星探测器的测定轨能力, 5 s积...
多控制面飞机的全机颤振主动抑制设计
气动弹性 颤振主动抑制 最优控制 模型降阶
2010/9/7
以仿F/A-18A外形的全机模型为对象，研究多输入/多输出（MIMO）飞机颤振主动抑制（AFS）设计方法和特点。控制律采用线性二次型高斯（LQG）方法，结合平衡截断法降阶。首先，仅用机翼舵面对机翼部件和全机设计AFS控制律;然后，全动平尾参与AFS控制;最后，机身额外加装小翼，与机翼舵面联合控制，考察AFS效果。研究发现：单独机翼AFS效果显著，颤振速度提高28%；全机构型有机身模态参与颤振，仅用...
采用三维Navier-Stokes方程和剪切应力输运（SST）湍流模型，就鸭翼不同位置和形状对前掠翼鸭式布局气动性能的影响进行数值模拟，并针对风洞试验方法难于分部件研究机翼、鸭翼以及机身各自气动特性的缺点，对布局升阻特性按部件分解研究并分析流动机理。研究结果表明：前掠翼鸭式布局气动性能（特别是在大迎角情况下）与鸭翼位置及其形状紧密相关，高位近距后掠式鸭翼可以与机翼产生更为有利的相互干扰，与无鸭翼布...
以气体运动论BGK (Bhatnagaar-Gross-Krook)格式为基础，通过改进非均匀网格下的通量计算方法，把气体运动论BGK方法应用到二维贴体网格上模拟了可压缩的无黏和黏性流动。在重构阶段，以交界面周围4个网格单元为一组，先把每个网格单元的宏观量（密度、动量和总能量）转换在相对于交界面的坐标系下，然后使用van Leer限制器插值求出交界面的宏观量，在求解阶段再使用BGK理论求出流过交界...
遗传算法在大型降落伞气动力参数辨识中的应用
遗传算法 大型降落伞 气动力参数辨识
2010/8/18
针对大型降落伞气动力参数辨识中观测值难以获取的特点，提出利用遗传算法和少量 观测信息对降落伞全张满后运动形式稳定时气动参数进行辨识的方法并建立了相关模型。仿 真结果表明，遗传算法适合此类问题的求解且精度较高。还针对某型号飞船降落伞回收 系统的大型环帆伞进行气动力辨识，利用辨识参数值计算的观测值和录像分析的结果基本吻 合，表明本文提出的研究方法可应用于实际工程问题。
月球重力场对“嫦娥一号”近月轨道的影响
月球重力场 嫦娥一号 精密定轨 USB
2010/8/18
2008年12月6日“嫦娥一号”卫星开始了为期半个月的变轨试验，卫星距离月球表面最近处 约为15 km，这在国内尚属首次。试验期间，国内USB和VLBI测控网进行了跟踪测量，获取了 卫星不同飞行高度的测轨资料。通过对变轨试验期间的USB和VLBI测量数据的定轨计算，分 析了月球重力场误差对于绕月低轨卫星的影响，计算表明，尽管目前的月球重力场模型高阶 项由于没有月球背面的测量数据而不准确，但对绕月低...
偏转弹头控制是一种新型的导弹控制方式，精确动力学模型的建立对于导弹性能、稳定性和控制的分析是必不可少的。本文采用多体动力学建模方法中的凯恩(Kane)方法对偏转弹头导弹建立了动力学模型。首先建立合适的坐标系，选取8个变量的速率为广义速率，之后推导了弹身弹头的运动学方程，接着得到广义主动力和广义惯性力，其中将控制弹头偏转的作动力矩视为主动力矩而非理想约束考虑进广义主动力的计算中，最终得到导弹的8个标...
无人直升机起降的关键是纵横向姿态保持和滑移控制，以及垂向升降速度的平稳性控制，避免纵横向滑移时受地面约束而引起倾翻和垂向近地颠簸。提出一种无人直升机自动起降控制策略，纵横向利用地面支撑力、姿态和滑移构成反馈控制，垂向利用地面支撑力判断离地和着陆，并通过高度指令牵引控制升降速度。引入地面支撑力反馈控制确保离地瞬时纵横向力和力矩平衡，使无人直升机离地时失去地面约束后能够垂直起飞，引入姿态和滑移反馈抑制...
FDTD算法中的时空匹配问题及其解决方法研究
时域有限差分 时空匹配 计算收敛
2009/3/10
分析指出了目前FDTD算法中的数值收敛条件破坏了其中的实际物理关系，导致了时空不匹配问题的存在，从而造成计算过程中计算量的激增和计算效率的低下，限制了FDTD算法在飞机的RCS目标特性分析过程中的实际应用。提出了对于FDTD算法进行改进的新方法，同时保证了算法中的内在物理关系和计算的收敛性，提高了计算效率和实用性。应用改进后的FDTD算法进行了简谐波在一维多层介质中的传播仿真和全反射理想基底多层介...
Hermite插值结合FDTD法快速计算三维目标宽角度RCS
时域有限差分法 Hermite插值逼近 RCS
2009/3/10
Hermite插值结合时域有限差分(FDTD)法快速计算了三维目标的宽角度雷达散射截面(RCS)。一般用FDTD法计算散射体的宽角度RCS时，每改变一个入射角度，就需要重新用FDTD法计算一次。引入Hermite插值逼近方法可以节省计算时间。在整个入射角度范围内选定若干个入射角，对不同的入射角，分别用FDTD法计算得到外推面上各点的切向电磁场值及其对入射角的导数值，进而得到这些场值随入射角度变化的...
CADS通用型课件开发系统
课件 课件开发
2008/7/31
“CADS通用型课件开发系统”是航空航天部科学基金资助的一个软件应用基础研究课题。技术特点如下：对课件的共性问题进行了深入研究、分类处理；将课件描述语言、高级程序设计语言、写作工具融为一体，使课件开发灵活方便，编程效率比传统方法提高10倍；支持多媒体；首次引入图像移动轨迹概念，圆满实现了“单目标单动作”、“多目标多动作动画”的编辑与生成。