论文部分内容阅读
通过分析有尾翼导弹的对称特性,建立了有尾翼导弹空气动力系数的三角级数模型,给出了模型结构确定方法,并以某导弹风洞实验数据进行了建模研究.
有尾翼导弹风洞实验结果的建模研究
【摘 要】
：
通过分析有尾翼导弹的对称特性,建立了有尾翼导弹空气动力系数的三角级数模型,给出了模型结构确定方法,并以某导弹风洞实验数据进行了建模研究.
【机 构】
：
中国空气动力研究与发展中心(四川绵阳)
【出 处】
：
中国航空学会飞行力学与飞行试验专业委员会第十九届学术交流会
【发表日期】
：
2003年10期
其他文献
2004年中国对外烟零售将全面放开,世界烟草巨头正在以咄咄逼人之势纷纷抢滩上海.因此,面对一些弱小的、市场占有率少、竞争力弱的企业希望能依托大企业求生存,这正是上海烟草
飞机尾旋时的气动力非常复杂.用多元高次多项式作为飞机模型尾旋时的气动力辨识的数学模型,可获得满意的辨识结果.采用逐步回归法进行气动力辨识,可使辨识模型的结构进一步简
重点介绍了一种直升机主减速装置传动效率的测量及计算方法.根据能量守恒定律,利用试验测量的主减速装置进、出口滑油温度和流量及输入轴功率等数据建立数学模型,计算出主减
阻力加速度跟踪技术已成功应用于美国的航天飞机.跟踪阻力加速度使得再入飞行器达到给定的纵向距离.本文提出一个新的自适应阻力加速度跟踪方法.与以前的研究成果相比,其优点
以某大型运输机为算例,给出了增稳系统调参时的横航向部分飞行品质计算结果,分析了增稳系统主要参数对飞机横航向稳定性的影响,提出了某大型运输机改善横航向稳定性的几点建