飞行速度可调导弹三维制导律研究

为获得更好的制导性能,针对一类采用流量可调发动机的导弹,利用其所增加的飞行速度控制自由度,提出一种三维空间下比例导引+飞行速度控制的双重控制滑模制导律;以比例导引作为基础,在对二维、三维零控脱靶量分析的基础上,以零控脱靶量为跟踪目标选取合适的滑模面,并进一步使用辅助滑模面和有限时间超螺旋干扰观测器对滑模面中的不确定项进行估计,推导了减少脱靶量的速度控制制导律;仿真结果表明,相比于经典的比例导引,在考虑空气阻力的场景下,所设计的制导律脱靶量更小,弹道更平滑,滑模面收敛情况理想,实现了导弹飞行速度的主动控制。

弹药破片飞行速度实验研究

为了研究破片阻力系数与飞行速度的关系,选用制式钢珠作为球形破片进行研究,并设计出模拟弹作为破片的发射装置,利用基于虚拟仪器的破片飞行速度测试系统,获得不同初速下,一定飞行距离上球形破片的速度变化,推算出球形破片阻力系数随飞行速度的变化规律。研究结果表明:通过对实验装置和实验系统的设计,采用合理的理论分析和试验相结合的方法,能够对球形破片飞行速度变化规律进行准确的研究。

平流层飞艇飞行温度限和飞行速度限分析

平流层飞艇的飞行性能对其飞行安全、机动能力等非常重要。本文结合平流层飞艇的特点,提出"飞行温度限"和"飞行速度限"对其极限飞行性能进行评估,并在理论分析的基础上,提出相应的估算方法。通过具体实例,对平流层飞艇的极限飞行性能进行评估。

高速电弧喷涂3Cr13钢雾化粒子温度和飞行速度数值模拟

用二相流流体动力学和空气动力学理论建立了高速电弧喷涂雾化粒子温度和飞行速度的数学模型,通过引入高速电弧喷涂工艺过程的送丝速度、丝材直径、喷涂电流、电压和雾化气体压力等工艺参数,与雾化微滴温度、飞行速度和粒度分布建立联系,揭示了高速电弧喷涂工艺参数对雾化过程微滴物理特性的影响。数值分析结果表明,3Cr13钢微滴速度在实际喷涂距离范围内变化不大;粒度对微滴初始温度有较大影响;不同粒度微滴的过热度在1320-2090K之间,电阻项对微滴过热度的贡献最大;微滴强烈过热是电弧喷涂材料损耗的主要原因之一。所建立的模型的数值模拟结果与试验结果吻合较好。模拟计算的高速电弧喷涂技术喷涂3Cr13钢的质均粒度和实测的相吻合,但粒度分布特征不同。

水下枪械弹丸飞行速度的测试

弹丸飞行速度是一个重要的弹道参数．水下枪械发射时，环境介质水给弹丸飞行速度的测试带来困难．从理论上分析了用感应式线圈靶作为区截装置为水中飞行的弹丸空间定位的可行性，提出了一种适合于水下弹丸飞行速度的测试方法及数据处理方法，实验结果表明，该方案是可行的．

基于升降舵控制的飞机飞行速度控制系统仿真

为保证飞机在要求精度下完成进场着陆（着舰）,需要使飞行速度控制系统具有良好的控制性能。简述了飞机飞行速度控制系统的主要作用,分析了飞行速度控制的几种主要构成方案,建立了基于升降舵控制的飞机飞行速度控制系统结构原理图及Simulink仿真结构图,运用数字仿真方法,对该速度控制系统的内、外回路进行了大量仿真研究,获得相应速度控制系统的良好控制规律传动比。仿真结果显示,基于升降舵的飞机飞行速度控制系统方案及其控制规律是合理可行的。

小型无人直升机飞行速度对喷雾沉积的影响

为了探究小型无人直升机喷雾系统的雾滴沉积效果与小型无人直升机飞行速度的关系,进行了喷雾试验。用示踪剂含量为60%的胭脂红与水混合成5g/L浓度的溶液代替农药,保持相对飞行高度为1m不变,改变飞机的飞行速度进行喷雾试验;采样点设置在离地面(0.8±0.01)m高度处,通过76mm×33mm(长×宽)采样纸卡进行采样,各采样纸卡之间间距为5m,采用显微拍摄系统进行图片采集,并采用图像处理软件进行处理。结果表明:在保持相对飞行高度为1m时,综合考虑雾滴沉积特性和喷洒效率情况下,应该选择3m/s作为喷洒农药的参考飞行速度。

多发弹丸同时起爆下破片飞行速度实验研究

通过自行设计模拟弹丸,按照靶场试验要求利用通靶和多路测时仪相结合的方式,分别对单发弹丸爆炸和多发弹丸爆炸所形成破片的飞行速度进行了实验研究,得到了两种情况下弹丸破片飞行的速度,并对格尼公式的计算结果进行了对比分析。研究结果表明多发弹丸爆炸时的破片飞行速度与单发弹丸爆炸时的破片飞行速度相差不大,但两者都小于格尼公式的计算结果。

飞行速度可调导弹的自适应滑模制导律

为获得更好的制导性能,利用一类采用流量可调发动机的导弹所增加的飞行速度控制自由度,提出一种修正比例导引+飞行速度控制的双重控制自适应滑模制导律。修正比例导引并以弹道末端过载需求为零进行修正设计,在对其瞬时脱靶量分析的基础上,选取视线角速度和飞行速度控制量等作为滑模面,并进一步采用自适应滑模控制方法,推导了减少脱靶量的速度控制制导律。仿真结果表明,相比于比例导引和采用速度保持的修正比例导引,所设计的自适应滑模制导律的脱靶量更小,弹道更平滑,过载需求也更小,实现了导弹飞行速度的主动控制。

F-22飞行速度对雷达探测性能的影响

针对隐身飞机飞行速度不同会影响雷达探测性能的问题,采用侧站平飞模型对隐身飞机的空气动力学原理进行了分析,推导雷达坐标系与机体坐标系之间的转换矩阵进行了视线姿态角的解算,进而设定了航迹参数。结合F-22的全空域静态RCS数据库,仿真了三种飞行速度下动态RCS的起伏变化量,并进一步得到了归一化雷达作用距离与检测概率分别在时间序列上变化的仿真结果。分析结果表明:隐身飞机的飞行速度越快,防空雷达搜索和跟踪目标的难度将会增加,且在一定程度上降低了雷达的探测性能。

一种基于空空导弹允许发射包线的导弹平均飞行速度的近似解算

以空空导弹动力允许发射包线为基础,根据导弹飞行动力学原理,利用导弹发射包线正尾后和正迎头二点的弹道值,给出了一种空空导弹平均飞行速度近似解算的方法。结果表明该方法可行、有效。

不同飞行速度下的共轴式直升机气动特性研究

近年来,共轴式直升机飞行速度越来越快,其气动特性也与常规直升机有比较大的差异。采用求解N-S方程的方法对某共轴式直升机算例样机的气动特性进行了数值计算,计算状态包括五种典型的飞行速度。通过分析全机和桨毂等部件的气动特性计算结果发现,在目前直升机的最高飞行速度范围内,共轴式直升机气动特性受飞行速度的影响比较小。未来随着直升机飞行速度进一步提高,全机和桨毂的阻力增长很快,同时全机和垂尾的偏航力矩变化比较大。研究结果对直升机减阻设计和气动布局选型有重要参考。

片梭织机纬纱飞行速度分析(英文)

介绍了一种新的纱线速度传感器的使用方法.该传感器可通过滤波纱线上的静电测量纱线速度,借助于该传感器测量图表展示了片梭织机纬纱飞行速度的曲线.同时,探讨了片梭织机上纬纱飞行速度和纱线张力、纱线弹性等之间的关系以及影响片梭飞行的因素.

卫星姿态控制误差及飞行速度对星载激光测高仪测量精度的影响

建立了数学物理模型,理论分析了单光束垂直入射和多光束"品"字形入射时,卫星姿态控制误差及飞行速度对星载激光测高仪测量精度的影响,推导了测距误差的数学表达式,并进行数值模拟研究。文中以光束往返时间1/300 s为例,研究了为达到1 m测距精度,卫星姿态控制误差需满足的误差区间,并定性讨论了卫星飞行速度对测量精度的影响。研究结果说明:卫星姿态控制误差直接影响星载激光测高仪的测量精度,但随着斜入射光束方位的不同,俯仰误差与滚转误差对测距精度的影响程度会发生变化;若测距光束传播方向与卫星飞行速度有相同方向分量,则卫星飞行速度的影响必须加以考虑。

低速弹飞行速度识别的一种方法

提出了一种用于低速弹引信上的飞行速度识别方法，论述了利用这种方法，将飞行速度作为第二环境，可靠鉴别正常发射，实现解除保险和延期解除保险的可行性，同时提出了有关软、硬件设计的方案构想．

基于神经网络学习的飞艇飞行速度控制仿真

为了有效地控制智能飞艇的飞行速度,设计一种基于智能学习的飞艇飞行速度控制系统。凭借飞艇飞行速度的数学物理模型,选取一个控制速度的参照模型,同时采用神经网络的自主学习特性来实现自适应动态逆控制,并融入速度差异补充项,以解决实际飞行过程中出现的误差干扰和其它不可知因素的干扰情况。该系统设计实现了智能飞艇对期望速度的稳定跟踪。通过仿真实验结果表明,该系统能够有效地对智能飞艇进行可靠稳定的控制,并大大提高了传统控制系统的有效性。

酱曲露尾甲Carpophilus hemipterus(鞘翅目:露尾甲科)的飞行速度和飞行持续时间研究(英文)

利用飞行磨技术和电子计算机技术测定酱曲露尾甲Corpophilus hemiplerus的飞行速度和飞行持续时间,结果表明:1.大部分的甲虫只作短距离的飞行(<30分钟),只有少部分的成虫可以作长距离的飞行(>30分钟);2.雌虫飞行持续时间明显长于雄虫;3。雌虫每小平均飞行速度是1586米,雄虫每小时平均飞行速度是1195米,雌虫的飞行速度比雄虫快。

纱线线密度对Dornier喷气织机纬纱飞行速度和状态的影响

为探讨Dornier喷气织机上纬纱线密度与纬纱飞行状态之间的关系,为优化引纬工艺提供技术参考,以Dornier AWV8/S型喷气织机为实验平台,通过高速摄像系统对纬纱在筘槽中实际引纬飞行状态进行拍摄记录,使用Image Pro-Plus 6.20专业图像分析软件对拍摄的纬纱运动过程图像进行分析,得出不同线密度纬纱飞行过程的平均速度、加速度和垂直波动距离。结果表明,在实验条件下,相同引纬条件的同种材质纱线的飞行速度和加速度随着纱线线密度值的减小而提高,即纱线越细,纱线的飞行状态越稳定。采用10 tex棉纱织造时,纬纱飞行速度高且波动幅度小,因此,该喷气织机在此种情况下的纬纱运动状态较好。

使用IDDES方法预测飞行速度对喷流噪声的影响

使用变网格尺度定义的IDDES方法,预测了飞行速度对喷流噪声的影响。分析具有试验数据的喷流状态(Ma=0.9,基于喷管直径D的Re_D=1.1×10~6),通过与试验结果的对比,验证方法的正确性,并做了网格敏感性分析,对比了不同FW-H方程积分面对结果的影响。增加自由来流马赫数会增加喷流势流核的长度,降低势流核结束位置的湍动能,降低远场噪声辐射。对远场噪声的影响规律与试验测量值相符,说明此方法适用于存在飞行速度的喷流噪声问题的预测。

飞行速度对无人机喷雾流场影响规律数值分析

为了解单旋翼无人机飞行速度对于其喷雾流场和雾滴沉积分布的影响,采用ANSYS FLUENT开展了单旋翼无人机喷雾作业气液两相流场的数值分析研究,重点分析了单旋翼无人机的飞行速度对于其喷雾流场的影响规律。数值分析的结果表明:单旋翼无人机下方的旋翼风场沿主旋翼的旋转方向具有一定的旋转分量,气流流速随离地高度的增大而增大;随着单旋翼无人机飞行速度由3m/s增加至5m/s,雾滴轨迹与水平线的夹角由25°减小到17°,沉积采样带上的变异系数CV均值由0.95减小到0.3;随着飞行速度的增大,雾滴沉积均匀性随之提高,单旋翼无人机的飞行速度对于其雾滴沉积均匀性具有显著影响。本文采用了更为贴近于实际的CFD模拟方法,可以比较准确地模拟出实际的雾滴沉积情况,为单旋翼无人机实际作业提供具有参考价值的指导。