冲压式舵机自振参数随飞行速度变化规律的仿真
为研究导弹飞行速度对冲压式气动舵机自振参数的影响,采用数学建模和计算机仿真的方法,建立了舵机系统的数学模型和计算机仿真模型,通过仿真分析了气源压力和铰链力矩变化对自振参数的影响,揭示了舵机自振参数随飞行速度变化的内在机制,结果显示铰链力矩是影响自振荡参数的主要外在因素.分析表明,在总体设计中,应尽量减小导弹飞行速度的变化范围,以增强冲压式舵机自振荡参数的稳定性.
冲压式气动舵机、自振参数、导弹飞行速度
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TH138
2010-04-09（万方平台首次上网日期，不代表论文的发表时间）
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