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相似文献
 共查询到19条相似文献,搜索用时 125 毫秒
1.
为防止飞机意外进入大迎角失速尾旋状态,现代电传飞机通常采用左边界保护控制策略。但在使用中,仍然难以避免由于飞行速度超出左边界后“掉入”大迎角状态的现象。为全面评估飞机的左边界飞行安全,必须通过试飞验证飞机大迎角偏离敏感性。采用传统的平飞失速和收敛转弯等试飞方法,难以解决飞机超出左边界后“掉入”大迎角状态后的偏离敏感性评估问题。针对某型飞机迎角限制和抗尾旋控制律的特点,提出了基于爬升减速机动的大迎角偏离敏感性评估方法,采用飞行仿真技术开发了大迎角偏离敏感性试飞动作,建立了在迎角限制和抗尾旋控制律的综合作用下飞机大迎角偏离敏感性和尾旋阻抗程度的评估程序,并且在某型飞机上进行了应用和验证,全面评估了某型飞机的大迎角偏离敏感性和尾旋阻抗程度,为该型机的左边界飞行安全提供了有效的支持。  相似文献   

2.
基于非线性动力学理论,分析了飞机大迎角纵向机动的稳定性及混沌行为。根据纵向机动的动力学模型,分析了飞机在大迎角状态下的飞行稳定性,通过Lyapunov稳定性原理,给出了不同参数匹配条件下飞机的纵向机动稳定域;以升降舵偏角和质量为系统参数,利用Melnikov方法,研究了飞机纵向机动的混沌运动,得到通向混沌的道路;通过数值仿真得出不同条件下的飞机纵向运动的Lyapunov指数,分析实验结果并对理论推演进行了验证。结果表明:大攻角机动情况下,飞机极易进入混沌状态,造成飞行不稳定甚至导致飞行事故。  相似文献   

3.
针对在高能医用驻波直线加速器 2 70°偏转磁铁系统的理论设计过程中 ,使用等效边界方法忽略了边缘场影响的问题 ,按照 EFF(Extended Fringing Field)理论计算所得结果重新校正原来设计的电子轨迹 ,并采用粒子跟踪的模拟方法 ,模拟电子在 2 70°偏转系统中的偏转过程 ,将模拟结果与 EFF理论计算结果进行比较 ,分析指出在 2 70°偏转磁铁系统中加磁屏蔽的意义 ,从而从理论上指导 2 70°偏转磁铁系统的安装 ,即将靶从原安装位置处向左调整 5 mm。  相似文献   

4.
为研究射击角对步枪弹侵彻玻璃靶板影响的规律,对步枪弹侵彻玻璃靶板进行数值模拟,并通过与试验结果对比,数值方法可真实再现弹头在侵彻玻璃过程中的运动行为.结果表明,弹头速度总体变化趋势是逐渐减小,对符合实际使用情况下的速度变化可按射击角分为(0°,5°,10°)(15°,20°)(25°,30°)3个速度梯度,每个梯度内的速度变化基本一致,加速度变化阶段分为4个阶段,呈现双峰现象,对不同射击角下的靶后攻角和速度矢量偏角分析发现,弹头稳定性可按射击角分为(0°,20°)(25°,50°)(55°,80°)3个区间,分别对应稳定飞行、一定扰动飞行、失稳3个状态,而且剩余动能与初始动能比值基本是随着射击角增大线性减小,总体是呈负相关减小趋势.   相似文献   

5.
介绍了大口径机枪双头弹空气阻力系数的 2种实验方法和实验结果。采用模型风洞测试和实弹射击的方法获得了大口径机枪双头弹弹头飞行的空气阻力系数 ,对 2种方法所得的阻力系数进行了比较分析。分析结果表明 ,2种方法所得结果基本接近 ,双头弹前弹头所测得的阻力系数跟风洞测试攻角为 0°时的测试结果接近 ,后弹头的阻力系数与风洞测试攻角为 4°时的结果相近 ,说明前弹头对后弹头具有一定的空气干扰 ,实弹射击更能体现各种综合因素对弹头飞行的影响  相似文献   

6.
为满足旋翼设计的需要,研制了增压连续式跨声速风洞二元试验段翼型动态失速实验系统。开发了相应的测控系统,设计并安装了机械驱动机构,建立了数据采集及其后处理系统。动态试验测控系统的测量部分与控制部分相互独立,且与风洞主控系统、安全联锁系统等互不影响,可单独工作,安全性高,抗干扰性能好。机械系统设计合理,运动轨迹精确,该机构以平均迎角0°振幅10°,振荡频率2Hz运行时,最大迎角误差为±0.809°,平均迎角误差为0.255°,振幅均方根误差为0.325°,满足翼型动态失速实验的要求。数据采集采用多路并行A/D,其同步性能好,避免相差。在风洞实验系统联调中使用了NACA0012翼型模型,通过在翼型表面安装动态压力传感器,测量Ma=0.3,平均迎角为10°, 振幅为5°,减缩频率分别为0.05,0.03和0.01下,翼型表面脉动压力。其结果表明,实验系统在大动压,不同频率下,运行稳定,数据合理可靠,实现了设计要求。  相似文献   

7.
民航事业的快速发展,航空事故的频繁发生,使得航空运输安全成为人们关注的焦点.提出了一种基于主成分分析-粒子群优化算法-支持向量机(principal component analysis-particle swarm optimizatien-support vector machine,PCA-PSO-SVM)的飞行品质评估方法,能够有效对飞行品质做出客观评价.首先,根据快速存储记录器数据提取起飞爬升和进近着陆阶段飞行品质评价指标,采用PCA综合评价对飞行品质进行评估;然后,将评估结果作为SVM的输入,通过PSO算法优化SVM参数;最后,通过训练PSO-SVM模型实现机器学习算法对飞行品质进行评估.测试结果表明,飞行品质分类评估准确率达90%.因此,该方法能够客观有效对飞行品质进行评估,有利于提升飞行品质,提高飞行安全.  相似文献   

8.
基于一种高速前掠翼布局翼身组合体缩比模型,开展低速风洞纵向气动力实验研究,包括与相应后掠翼对比实验和细长边条前掠翼实验,实验攻角-4°~+36°,特征雷诺数4×105。结果表明:低速实验条件下,前掠翼升阻力特性与相应后掠翼基本相同,但前掠翼表现出良好大迎角气动性能发展趋势。翼根前加装面积仅为机翼面积5.2%的大后掠细长边条后,前掠翼升力特性明显改善,33°迎角时最大升力系数比基本前掠翼提高约40%。依据模型风洞实验实际条件,采用雷诺时均方程和FLUENT软件,进行前掠翼模型流场气动力数值仿真,仿真计算模型构建合理,能够支持分析风洞实验数据。  相似文献   

9.
14.2MeV中子在钼核上的小角弹性散射测量   总被引:1,自引:1,他引:0  
用伴随粒子飞行时间方法和屏蔽源几何装置,在1.7°至10°范围内测量了14.2MeV中子在钼核上的弹性散射微分截面。用蒙特卡罗方法进行中子通量衰减,多次散射和有限角分辨的修正。实验结果与球形核光学模型计算作了比较。  相似文献   

10.
利用快中子位置灵敏谱仪,伴随粒子飞行时间方法,在3°~15°角区测量了14.7MeV中子在Ta核上弹性散射的微分截面,并将实验数值与理论计算值进行了比较。  相似文献   

11.
研究了小型汽车在双侧顶盖抗压试验中的安全性能,评估了不同滚动角及俯仰角组合对顶盖强度的影响,并分析了顶盖近侧及远侧之间抗压性能的差异.通过顶盖抗压试验对汽车的有限元模型进行验证;基于不同滚动角度及俯仰角度进行全因子正交试验设计.虚拟试验结果表明:俯仰角和滚动角的变化对顶盖抗压性能有显著影响,在127mm(5inch)的压缩行程中,当俯仰角相同时,在10°~45°滚动角范围内随着角度增加顶盖两侧强度持续下降;而当滚动角相同时,在5°~15°俯仰角范围内随着角度增加顶盖两侧强度逐渐减弱.总体来看,近侧顶盖的强度性能明显高于远侧.  相似文献   

12.
本文研究两种TPC型磁头的静态浮动特性,并利用其特殊性质,适当地选取摇臂式取数臂的长度及初始YAW角,设计了一种适用于130mm(51/4")盘的等飞高磁头。计算表明,在整个磁头寻道过程中,头盘间隙就动量不超过5nm,并且侧倾角也相当小。  相似文献   

13.
三通道干涉仪雷达测角方法   总被引:1,自引:0,他引:1  
针对米波雷达天线同有尺寸较大的问题,研究用3根接收天线实现全空域探测的雷达测向算法.根据天线放置的等边三角形几何关系,通过天线阵子间的相位差就可计算目标的方位和俯仰信息,天线阵子问的相位差通过快速傅里叶变换(FFT)数字比相法获得.对于动目标检测(MTD)雷达,根据三通道的动目标检测结果即可求得目标的相位差并进行干涉仪测向,给出了基于此方法的一种典型的雷达测向系统结构及其实现步骤.分析了三通道干涉仪测角误差的影响因素,给出了不同信噪比下测角误差的仿真结果.仿真结果证明了该方法的有效性和实用性.  相似文献   

14.
There are two interaction mechanisms between shaped charge jet and thin flying plate driven by explosion, that is, the intermittent and continuous disturbance. Determination of the transition criteria for the intermittent and continuous disturbance is of importance for the penetration calculation of the escaping jet and the design of ERA (explosive reactive armour). In this paper a new criteria was presented based on the analysis of interaction process, and the effects of NATO angle and thickness of flying plate on the disturbance frequency were discussed. It is shown that the critical shaped charge jet velocity increases with the plate thickness and NATO angle, especially increases drastically between 45° and 60°.  相似文献   

15.
微机电系统(micro electronic mechanical system,MEMS)加速度计在测量过程中受安装误差、刻度因子及零偏影响,为提高MEMS加速度计的测量精度,在六位置法标定的基础上,提出一种改进的MEMS加速度计标定补偿方案.利用小波滤波对MEMS加速度计的原始测量值进行滤波,运用六位置法对6个位置的原始数据进行标定得到补偿模型.通过实验验证,MEMS加速度计测量精度由标定前的1.2 m/s2提高到0.01 m/s2,由MEMS加速度计解算的横滚角和俯仰角精度由标定前的1°提高到0.166 4°.  相似文献   

16.
空间目标的相对位置与姿态探测是航天器对接领域的研究重点,探测方法主要分为遥测法和光学测量法两大类.其中,后者依靠其速度快、稳定性高、信息量大等优势,成为了近距离位姿探测的主要方法.我们通过双目视觉模型可计算出空间合作目标上特征光点深度信息,再根据特征光点间已知的结构、尺寸等约束信息,实现对目标姿态的解算.本文依据PSD相较于CCD和CMOS传感器,有无需图像特征提取过程、响应速度快、位置分辨率高等优势,且双目立体视觉系统的仿生学结构可直接获取到探测目标的深度信息,提出了采用双PSD视觉模型,并配合特征光点的亮度与顺序联合调制实现对空间合作目标的位姿探测方法.实验结果表明,当光标靶姿态调整±30°时,系统的平均测量误差为2.541°,当姿态角小于15°时,俯仰角和偏航角的平均偏差分别为0.923°和0.563°;大于15°时,受限于光源发散角度的影响,俯仰角和偏航角平均偏差分别增加至4.566°和4.106°,系统能够快速、稳定解算光标靶的空间位姿.  相似文献   

17.
从仿生学的角度制备端部具有不同锥角(0°,2°,5°,7°)的异形钢纤维,根据纤维表面是否处理分为有化学黏结与无化学黏结2种,并使用MTS万能试验机测试了仿生异形钢纤维从水泥砂浆基体中以不同速率(2.5 mm/min,25 mm/min,250 mm/min)拔出的力和位移,并计算得到最大拔出力和拔出功.结果表明,当钢纤维端部锥角从0°增加到5°时,最大拔出力有明显的增加,但7°时稍有减小;对于5°及7°锥角的钢纤维,随着加载速率从25 mm/min增大到250 mm/min,钢纤维的最大拔出力分别增大20.2%和13.4%;而0°及2°锥角钢纤维在加载速率增加到250 mm/min时,最大拔出力相对于加载速率为25 mm/min时的最大拔出力分别减小25.9%和8.2%;0°,2°和5°有黏结钢纤维的最大拔出力与相同锥角无黏结钢纤维的最大拔出力相比,分别增加64.1%,22.2%和6.7%,而7°锥角有黏结钢纤维的最大拔出力比无黏结钢纤维的最大拔出力减小6.2%;3种加载速率下,2°锥角钢纤维拔出力所做的功最大,纤维表面是否处理对拔出功无明显影响;本文设计的异形钢纤维能有效增强钢纤维与水泥砂浆基体的等效黏结强度.  相似文献   

18.
针对分支井钻进过程中普遍存在的井壁稳定问题,建立考虑地层、水泥环、套管和支井井筒的分支井稳定性分析三维弹塑性有限元模型。模型中将水泥环、地层和套管分别视为不同的塑性材料,同时通过建立应力各向异性地层中模型转换方法,消除不同支井方位之间的模型误差。通过弹塑性有限元模拟研究支井方位对分支井稳定性的影响。结果表明:方位角小于15°时,地层与水泥环最大等效应力位于主井筒上,有利于分支井井眼稳定;方位角为75°时,等效应力最大值位于分支井井壁上,不利于井壁稳定;从套管侧窗变形的角度来看,分支井方位应尽量靠近水平最大地应力方向;当支井方位角大于30°时,主井眼水泥环的破坏可引起支井钻进问题;在分支井井身结构设计中,采用较小方位角,同时避免采用50°~80°的分支井方位角,以保证水泥环-地层-套管-井筒系统的稳定性和安全性。  相似文献   

19.
利用1797品质规范检验现役某第三代战斗机飞行品质过程中,在确定瞬时峰值比、上升时间时,认为通过利用高阶系统传递函数求出的时间响应特性得出的结果更合理;提出了一种利用优化技术确定尼尔一史密斯准则的方法,取得了满意的效果;通过把计算与所反映的飞机实际飞行品质进行比较,发现该规范对短周期飞行品质的某些要求过严,应用时需做某些具体指导和调整。  相似文献   

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