基于起降性能模型的军用飞机起降规划与计算

为解决军用飞机快速出击及作战规划调度中的起降规划与计算问题,提出了一种基于起降性能模型的军用飞机起降规划与仿真计算方法。分析了军用飞机典型的起飞与着陆过程,通过对起降过程中飞机的受力情况分析及推理得到飞机的起降性能模型。在此基础上,设计了军用飞机起降规划与计算的流程,并进行了包括起飞距离与时间、着陆距离与时间等在内的相关计算。仿真计算结果与实际情况基本吻合,表明了该计算方法的可行性和有效性。

田径、举重运动员下肢反应力量能力探析

采用国际上通用的反应力量测试手段和方法,对191名田径、举重运动员和普通人进行了实验测试,通过对测试结果的统计分析,发现:(1)田径、举重运动员下肢反应力量测试结果未能表现出运动项目和竞技水平间的显著性差异;(2)跳深实验中,适宜的下落高度随着性别、运动项目、竞技水平等条件的不同,差异较大,因此,判定适宜的下落高度时,最好具体分析,因人而异;(3)起跳时间对于判定适宜的下落高度也有一定影响,准确的适宜下落高度的判定,对于反应力量的训练具有重要意义。

协和飞机起飞失败速度计算的程序设计研究

为协和飞机的坠毁事故是由于当时没有选择中断起飞而造成的最差决策,损失最大且没有救援的可能。如果当时选择中断起飞决策,其安全裕度会提高,结果可能会好一些。为了说明这个问题,设计了计算程序,分别计算冲出跑道的速度、距离和逃生时间。安全时间是火灾发生后的判断关键,时间与速度,构成了这次事故的裕度。从计算结果可以看出,安全裕度较大。用于逃生的90秒规则,具有很高的安全限制,它高于中断起飞的决断速度规定。程序计算结果说明选择中断起飞,损失可以减少,生存率可以提高。该分析方法为处理危机时刻的两难决策问题提供了理论指导。

协和飞机起飞失败速度的系统仿真算法

协和飞机的坠毁事故,是由于当时没有选择中断起飞而造成的最差决策结果,失去了救援的可能。如果当时选择中断起飞决策,其安全裕度会提高,结果可能会好一些。为了说明这个问题,设计了仿真算法,计算不同输入参数下飞机冲出跑道的速度、距离与逃生时间。安全时间是火灾发生后的判断关键,时间与速度,构成了这次事故的安全裕度。从计算结果可以看出,安全裕度较大。用于逃生的90秒规则,应是火情下立即中断起飞的要求,不能拖延。仿真结果说明选择中断起飞,损失可以减少很多,生存率可以提高很多。该仿真算法可用于飞行前准备,飞行中决策和飞行后评价。

火箭垂直返回双幂次固定时间收敛滑模控制方法

垂直起降可重复使用火箭返回飞行时受到复杂扰动和强不确定性影响,其姿态系统呈现出强非线性和高动态的特点.为克服扰动影响实现对姿态角指令的快速高精度跟踪,提出了一种基于双幂次固定时间收敛滑模面和固定时间收敛扰动观测器的快速高精度姿态跟踪控制器.对于返回飞行姿态控制系统中的有界匹配扰动,为避免观测器的调节过程影响控制系统的性能,在控制器的设计中引入了固定时间收敛扰动观测器,从而实现了对扰动的快速高精度估计;为实现姿态跟踪控制器的固定时间收敛,给出了基于双幂次修正项的一种双幂次固定时间收敛滑模面;基于观测器输出和双幂次固定时间收敛滑模面设计了快速姿态跟踪控制器,通过引入固定时间收敛扰动观测器的输出以补偿扰动影响,从而在允许的精度损失下去除不连续控制项以抑制滑模抖振.最后通过返回飞行大气层内气动减速段的数值仿真验证了观测器和基于固定时间收敛扰动观测器的固定时间收敛滑模跟踪控制器的性能.

优秀男子跳远运动员黄庚最后三步助跑节奏的时空特征

采用高速摄影机现场拍摄及影片解析,获得了我国优秀男子跳远运动员黄庚在助跑最后阶段及起跳时的技术数据。分析了黄庚倒三步及起跳时的时空特征,并对改进黄庚的跳远技术提出了意见。

VTHL运载器再入返回预设时间滑模控制

针对模型参数不确定和存在外部干扰的垂直起飞水平着陆(VTHL)可重复使用运载器再入返回姿态跟踪控制问题,提出一种新型预设时间滑模控制方法,使姿态控制误差收敛时间上界与再入初始状态无关且可预先设定。首先基于反正切函数设计预设时间非奇异滑模面,状态量在滑模面可在预设时间内收敛;其次预设时间滑模控制律,引入正弦补偿函数避免控制量出现奇异,以保证滑动模态在预设时间内到达;为提高控制系统鲁棒性并减弱抖振,采用预设时间扩张状态观测器对扰动进行估计和补偿;最后基于Lyapunov理论,证明了控制律可使姿态控制误差在预设时间内收敛;通过数值仿真验证了所提方法的有效性。

基于轨道共面交会的月面上升器起飞参数计算方法

针对上升器与轨道器以轨道共面实现控制量优化的月球轨道交会问题,提出了精确计算上升器起飞参数的方法.根据上升器月面起飞位置和轨道器环月轨道,利用环月轨道与起飞点共面的球面三角关系,给出了计算起飞方位角和起飞时刻初值的解析模型;基于上升器月面上升特征参数计算了上升器入轨轨道;采用四脉冲远程导引控制策略实现上升器交会轨道机动,建立了远程导引终点轨道平面偏差到入轨点轨道参数偏差的映射关系;推导了基于轨道倾角偏差和升交点赤经偏差修正起飞方位角和起飞时刻的解析算法;设计了精确月面起飞参数的迭代计算流程.仿真验证了上升器起飞参数初值方法和修正方法的正确性和快速收敛性,基于轨道共面交会获得的精确月面起飞参数有效消除了远程导引终点法向偏差,实现了无需轨道平面修正控制量的优化交会轨道控制,节省了推进剂消耗.可应用于从月球和其他地外天体起飞进行交会对接的起飞参数优化确定.