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为了对飞行器进行气动布局、飞行性能评估,提出了一种运动模型式气动力参数测量方法,并研制了一套运动模型式测试系统,通过运动模型来模拟飞行器在空气中的运动,其构造主要包含载具、测试支架、六分量天平、风速测量模块、数据采集模块、控制模块、便携计算机等部分;该类测试系统在某些特定工况下能准确模拟飞行器的飞行状态,对流场参数和模型所受载荷进行实时测量,预测各运动状态下飞行器的气动特性;通过数值模拟分析和风洞实验对车载试验数据进行了对比验证,结果表明,该测试系统能够准确获得模型的气动力特性数据;该系统具有一定的拓展性和通用性,可使用火箭橇等其他载具开展高速运动模型式气动力参数测量试验。 相似文献
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为了解决模型飞行试验中狭小空间内多种气动测试技术同时应用的难题,并满足模型飞行试验对数据获取可靠性、有效性的严苛要求,采用模块化设计方法研制了一套模型飞行试验数采集存储系统。针对多种气动测试技术分别设计了相应的信号调理、采集板卡,摒弃了外置信号调理模块,减少系统体积的同时提高了系统可靠性;采用模块化设计,堆叠式连接的方法,可以实现多种测试模块的灵活使用,系统的可扩展性、可维护性大大提高;针对存储模块采用逻辑互锁的软件设计及多种外部硬件防护措施,实现数据可靠记录及完整回收。系统研制完成后经历了严格的环境试验考核,并于2018年在两次气动模型飞行试验中实现成功应用,既满足测试精度要求又可灵活扩展实现,参数获取完整有效。 相似文献
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变后掠翼战术巡航导弹动力学控制及仿真 总被引:4,自引:0,他引:4
采用变后掠翼技术实现战术巡航导弹多任务低能耗飞行,导弹的动力学与控制特性因为弹翼的运动更加复杂化,给出了包含弹翼运动的整弹动力学模型,基于小扰动法和系数"冻结"法,得出了导弹包含弹翼运动参数的三通道数学模型,充分考虑了气动参数摄动和弹翼运动参数时变特性,将其视为标称值与已知上下界的摄动量的和.采用变结构控制理论设计自动驾驶仪,仿真结果表明,设计的控制器具有强鲁棒性,能够抑制参数变化的影响,满足导弹控制性能指标要求. 相似文献
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研究巡航导弹稳定性优化控制问题,针对面对称可变翼巡航导弹,利用μ综合方法设计了导弹的姿态控制系统。常规巡航导弹执行任务特点单一,可变翼巡航导弹可以通过改变气动外形实现多任务飞行。然而随着弹翼的变化导致导弹的动力学模型与控制特性更为复杂,为了提高可变翼巡航导弹的鲁棒性能,结合弹翼的变化策略构建可变翼导弹的多体动力学模型,综合考虑控制对象的参数不确定性和结构不确定性,采用μ综合方法设计了算例的三通道控制系统并进行了仿真。仿真结果表明,μ综合姿态控制系统不仅具有良好的动态特性,而且对参数不确定性具有良好的鲁棒稳定性。 相似文献
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主要介绍了新一代直升机科研飞行试验要求的机载测量系统,包括测量系统组成和特点.该测量系统改变了传统的模拟信号集中采集、记录方式,采用可编程的分布式模块化测量系统,可以采集位于直升机各个部位的测量信号,如旋翼系统、尾桨系统、机身的应变载荷、振动、位移、温度等以及其他模拟信号、数字总线等.将数字化PCM数据流合并记录于机载数字记录仪,同时可挑选数据实时遥测.简要介绍了部分配套使用的传感器和设备. 相似文献
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本文介绍了某型导弹液压测试系统的设计思路,阐述了该系统的液压和控制部分的功能结构及工作原理,并给出了硬件电路及软件组成。 相似文献
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研究导弹自动驾驶仪优化控制问题,针对空空导弹在大攻角飞行过程中,系统的空气动力学特性存在强非线性耦合和参数不确定性,引起系统稳定性差.为了提高系统性能,在导弹俯仰运动的非线性数学模型的基础上,以导弹攻角为被控信号,舵偏角指令为输入信号,提出采用反馈线性化方法对导弹模型进行线性化,然后运用变结构控制理论进行控制器设计.控制器结构简单,易于实现,能够抑制被控对象中存在的不确定性.并通过数学仿真与全状态反馈控制方法设计的控制器进行了比较.结果表明采用反馈线性化和滑模变结构方法设计的控制系统对气动参数摄动和外部扰动具有较强的鲁棒性. 相似文献
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埃克特参考温度法的气动加热系统研究 总被引:1,自引:0,他引:1
飞行器在高速飞行过程中产生的气动加热会对飞行器结构的刚度特性产生影响,从而可能导致飞行器性能下降甚至结构破坏;进行地面模拟结构热试验对研究飞行器的热载荷、热防护等气动加热的诸多问题意义重大;文章研究马赫数为2~4的气动加热地面模拟系统的模型、系统结构及控制方法,采用埃克特参考温度法推算出给定热流,与反馈热流比较,实现对地面模拟结构热试验系统的闭环控制;文章还研究了系统模型的辨识方法,采用遗传算法寻优系统的PI参数,并进行了两温区的平板气动热试验,一号温区最大误差1.8%,二号温区最大误差2.7%。 相似文献
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基于压力分布测试的飞行载荷试飞对飞机的气动设计验证及结构强度考核具有重要意义,某型机采用以压力扫描阀为核心的飞行测压模块开展压力分布测量,其测试的准确程度直接影响到科目试飞结果。针对载荷试飞科目精度需求,开展基于飞行测压模块原理的系统校准技术研究,提出了一种多通道的校准方法。经过地面校准实验表明,飞行测压模块的测试精度优于0.05%,不确定度为0.00039 psi(k=1.96)。经飞行试验验证,校准后的飞行测压模块工作稳定,为某型机结构部件表面压力分布测试,提供了准确的测试数据。 相似文献
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多飞行机器人吊运系统是指由多个旋翼飞行机器人、吊绳及单个悬挂负载共同构成的具有空中操作能力的一类新型机电系统,具有灵活性强、地域可达性好、运输便捷、载荷能力强等显著优点.多飞行机器人吊运系统应用广泛,但是其建模与控制还存在诸多挑战.旋翼飞行机器人自身是一种复杂的欠驱动非线性系统,随着吊绳和负载的引入,系统的耦合性、欠驱动特性和非线性也会随之增加.为了全面对多飞行机器人吊运系统的研究进行综述,首先介绍了多飞行机器人吊运系统的常见构型,并对比分析了其优缺点;其次,从动力学建模、协调控制、实验三个方面介绍了多飞行机器人吊运系统的研究现状与挑战;最后,凝练了现存的关键科学问题,对其潜在的应用领域和未来的研究工作进行了探讨与展望. 相似文献
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以某型水陆两栖飞机液压助力式飞行操纵系统的设计为背景,采用Matlab/Simulink建立液压助力式飞行操纵系统的动力学模型,该模型考虑了支座间隙、滑阀遮盖、摩擦力等非线性因素.通过仿真分析得出飞行操纵系统的各项性能指标,包括峰值时间、调节时间、超调量、相位滞后、流量需求等,以及各性能指标对主要设计参数的敏感性,为后期的铁鸟试验及优化设计提供参考. 相似文献
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变翼飞行器在飞行过程中因机翼构型、面积等发生变化,引起质量分布、惯性及气动特性发生相应改变,飞行动力学因此受到影响.基于Lagrange方程,本文首先建立变形机翼飞行器的动力学模型,简化后得到伸展变翼的纵向运动方程,并通过气动仿真获得伸展机翼飞行器的低速气动特性.然后,借助线性插值确定气动参数随翼展的变化关系,研究了伸展变翼过程对于飞行器平飞、爬升、俯冲和盘旋的作用.结果表明,因变翼过程中升阻系数改变,飞行器将发生变速沉浮运动,此时为保持飞行状态的稳定,需对飞行器加以控制. 相似文献
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大气风对导弹作战效能的影响表现为风影响导弹的动力学特性。基于导弹动力学仿真,分析大气风对导弹飞行特性的影响,能精确、直观地反映出风对导弹作战效能的影响情况。建立了理想条件下和风扰动条件下的导弹六自由度运动模型和导弹制导控制系统模型,并实现了整个导弹系统的仿真。基于导弹动力学仿真,提出了一种由飞行参数误差计算风影响度的方法,来定量评价风对导弹运动的影响。仿真结果表明,这种风影响度评价方法能较准确地反映出风对导弹的影响,可为用户在特定气象环境下是否发射导弹提供一种辅决策手段。 相似文献