期刊文献+
任意字段
题名或关键词
题名
关键词
文摘
作者
第一作者
机构
刊名
分类号
参考文献
作者简介
基金资助
栏目信息
共找到1,877篇文章
< 1 2 … 94 >
每页显示 20 50 100
已选择0条
导出题录 引用分析
参考文献
引证文献
 统计分析
检索结果
已选文献
显示方式：
国外空中加油受油机操纵品质试飞技术综述
1
作者 李雅静 《科技创新与应用》 2024年第15期29-33,共5页
针对飞机执行软式空中加油任务时飞行品质试飞及评价方法缺失的问题,搜集国外文献,结合实际空中加油试飞,分解空中加油任务得到加油不同阶段飞行品质关注重点。针对性提出加油任务相关的操纵品质试飞及评价方法,改进加油模态飞行控制律... 针对飞机执行软式空中加油任务时飞行品质试飞及评价方法缺失的问题,搜集国外文献,结合实际空中加油试飞,分解空中加油任务得到加油不同阶段飞行品质关注重点。针对性提出加油任务相关的操纵品质试飞及评价方法,改进加油模态飞行控制律,改善飞行品质、尾流场操纵品质检查、空中加油任务闭环操纵品质评价等,对我国空中加油飞行品质试飞及评价具有较大参考价值。 展开更多
关键词 软式空中加油 操纵品质 尾流场试验 闭环任务品质评价 受油机
下载PDF
连续变弯度后缘飞机的滚转机动载荷减缓
2
作者 雷朝辉 杨超 +2 位作者 宋晨 金天燚 吴志刚 《北京航空航天大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2024年第10期3172-3182,共11页
变弯度后缘机翼具有变形连续、阻力较小、气动噪声较低等优势,越来越多地应用于新概念飞行器的设计之中。基于此,提出一种基于变弯度后缘的飞行器刚弹耦合动力学建模方法,并针对变弯度后缘飞机缩比模型开展了滚转机动仿真分析与风洞试... 变弯度后缘机翼具有变形连续、阻力较小、气动噪声较低等优势,越来越多地应用于新概念飞行器的设计之中。基于此,提出一种基于变弯度后缘的飞行器刚弹耦合动力学建模方法,并针对变弯度后缘飞机缩比模型开展了滚转机动仿真分析与风洞试验。结果表明:变弯度后缘可以操纵飞机在2 s内进行180°滚转机动。相较于外侧后缘单独变形,通过内外后缘协同变形可以降低30%以上的滚转机动附加载荷。另外,对比表明滚转角仿真结果与风洞试验数据误差小于6%,验证了所提方法的准确性。 展开更多
关键词 变弯度后缘 刚弹耦合 滚转机动 载荷减缓 仿真分析 风洞试验
原文传递
内埋武器机弹分离动态风洞投放试验研究
3
作者 姜金俊 陈连忠 《兵器装备工程学报》 CAS CSCD 北大核心 2024年第1期173-179,共7页
基于动力学相似的动态风洞投放试验研究了尖拱圆柱体从空腔中分离的气动及运动特性,并创新性地采用快响应压敏漆技术对动态运动模型表面上的压力分布测量进行初步探索研究,试验中探究了不同空腔模型攻角(α=0°,-1.5°,-3°... 基于动力学相似的动态风洞投放试验研究了尖拱圆柱体从空腔中分离的气动及运动特性,并创新性地采用快响应压敏漆技术对动态运动模型表面上的压力分布测量进行初步探索研究,试验中探究了不同空腔模型攻角(α=0°,-1.5°,-3°)及弹体在空腔内的不同位置(L_(0)=25 mm,39 mm)对内埋武器机弹分离特性的影响。结果表明:弹体在空腔内的位置对机弹分离运动特性的影响最大,当L_(0)=25 mm时,弹体模型头部区域压力明显高于后部区域压力,产生抬头俯仰力矩,导致弹体模型俯仰角逐渐增大,最终碰撞空腔模型,降低载机攻角并未改变弹体模型碰撞空腔模型的效果。当L_(0)=39 mm时,弹体模型在给定的攻角下均能安全地从空腔中分离。 展开更多
关键词 内埋武器 机弹分离 气动干扰 风洞投放试验 非定常效应
下载PDF
考虑电系统热限制的倾转翼eVTOL巡航性能优化
4
作者 魏志强 杨天哲 《南京航空航天大学学报》 CAS CSCD 北大核心 2024年第5期854-861,共8页
为分析倾转翼eVTOL在考虑电系统热管理对巡航性能的影响,以及不同工况下性能参数的选择,根据飞机二维动力学、阻力、能耗和电系统热管理计算模型,以飞机巡航速度作为控制变量,以巡航时间和电能消耗作为目标函数,建立倾转翼eVTOL巡航仿... 为分析倾转翼eVTOL在考虑电系统热管理对巡航性能的影响,以及不同工况下性能参数的选择,根据飞机二维动力学、阻力、能耗和电系统热管理计算模型,以飞机巡航速度作为控制变量,以巡航时间和电能消耗作为目标函数,建立倾转翼eVTOL巡航仿真模型。结合实际飞行条件设定不同权重,根据模型的具体特征,基于改进粒子群算法进行优化求解,以典型倾转翼eVTOL飞机Vahana为例,得出性能参数并对比分析。仿真结果表明:模型在各种权重组合下,对减少飞机巡航时间和降低电能消耗均有良好的优化效果;最快到达与最节能到达的飞行工况相比,可以节省约50%的时间,但同时会多消耗120%的电耗;与既考虑时间又考虑能耗的折中情况相比,节省了20%时间的同时能会多消耗28%的电能。 展开更多
关键词 飞机性能 改进粒子群算法 电动垂直起降 电系统热管理 巡航性能
下载PDF
拦阻过程中机身主结构动力学分析与试验研究
5
作者 高宗战 孔卫宏 +2 位作者 朱强 肖鹏 叶永政 《兵器装备工程学报》 CAS CSCD 北大核心 2024年第10期199-205,共7页
依据舰载机着舰拦阻过程中拦阻载荷的特点,以典型舰载机无人机机身主传力结构为研究对象,提出了一种适用于着舰过程中主传力结构的刚柔耦合动态力学响应分析方法。研究了拦阻载荷下机身主结构的强度余度和拦阻过程中加速度、应力在机身... 依据舰载机着舰拦阻过程中拦阻载荷的特点,以典型舰载机无人机机身主传力结构为研究对象,提出了一种适用于着舰过程中主传力结构的刚柔耦合动态力学响应分析方法。研究了拦阻载荷下机身主结构的强度余度和拦阻过程中加速度、应力在机身主传力路径上的传递和分布规律;并开展拦阻载荷下中后机身的冲击试验,对拦阻过程刚柔耦合分析方法的准确性进行了研究,评估机体结构的安全性,为舰载机结构设计和分析方法提供依据。 展开更多
关键词 舰载机 着舰拦阻 动态响应 地面模拟试验
下载PDF
基于模型的空投任务飞行品质试飞设计及评估
6
作者 李雅静 申晓明 《计算机测量与控制》 2024年第4期308-313,共6页
重装空投飞行试验过程中,货物运动会导致飞机姿态变化过大,影响飞行安全;为了保证重装空投飞行试验安全,建立了空投过程数学模型,预测空投过程飞机响应、使用“预测→验证→比较→预测”的方法指导飞行试验循序渐进实施;在空投试飞前,... 重装空投飞行试验过程中,货物运动会导致飞机姿态变化过大,影响飞行安全;为了保证重装空投飞行试验安全,建立了空投过程数学模型,预测空投过程飞机响应、使用“预测→验证→比较→预测”的方法指导飞行试验循序渐进实施;在空投试飞前,分析空投货物时飞机响应特点,确定载机平台飞行品质试飞内容,评价空投构型飞行品质,作为空投飞行试验的前提;对于空投任务飞行试验设计从试飞状态选择、试飞员操纵方法设计两方面开展研究,以飞机姿态控制为目标,确定重力空投、牵引空投过程飞机飞行状态、给出飞行员操纵建议,设计了空投过程评价要素表,形成面向空投任务的飞行试验设计及飞行品质评价技术;提出的基于模型的试验设计方法及飞行品质评价方法可以有效保障空投任务执行,并全面充分地评价空投任务下的飞行品质。 展开更多
关键词 空投任务 飞行试验 飞行品质评估 重力空投 牵引空投
下载PDF
变负载条件下多体折展机翼改进自抗扰控制方法
7
作者 韩一凡 陈柏屹 +1 位作者 刘燕斌 陈金宝 《上海交通大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2024年第11期1762-1771,共10页
针对多体折展机翼在协调倾转过程中受到气动负载变化、重力换向及受外部干扰的问题,提出基于双曲正切函数与调相补偿结合的改进自抗扰控制策略.通过拉格朗日方程,将单元翼的气动负载作用于质心处,并给出重力项随机体姿态角的偏置,从而... 针对多体折展机翼在协调倾转过程中受到气动负载变化、重力换向及受外部干扰的问题,提出基于双曲正切函数与调相补偿结合的改进自抗扰控制策略.通过拉格朗日方程,将单元翼的气动负载作用于质心处,并给出重力项随机体姿态角的偏置,从而建立多体折展机翼的动力学模型.设计改进自抗扰控制器实现折展机翼的期望角度轨迹的跟踪,并选取合理的控制器参数对关节振动进行抑制.仿真结果表明,改进自抗扰控制方法在变负载条件下可以有效实现轨迹跟踪和关节振动的抑制,并在受到外界扰动时具有更小的跟踪误差和更好的动态性能及鲁棒性. 展开更多
关键词 多体折展机翼 拉格朗日法建模 变负载 自抗扰控制
下载PDF
双体层流验证机横航向模态特性改善方法研究
8
作者 黄振威 武虎子 +1 位作者 齐万涛 申晓明 《计算机仿真》 2024年第10期27-31,共5页
双体层流验证机采用双机身、π尾的气动布局形式,内翼段为层流验证段,其特殊的布局形式导致横航向气动特性和质量特性与常规布局飞机存在明显差异,进而横航向模态特性与常规布局飞机具有不同的特点。为使双体层流验证机横航向模态特性... 双体层流验证机采用双机身、π尾的气动布局形式,内翼段为层流验证段,其特殊的布局形式导致横航向气动特性和质量特性与常规布局飞机存在明显差异,进而横航向模态特性与常规布局飞机具有不同的特点。为使双体层流验证机横航向模态特性具有良好的飞行品质,通过研究横航向模态特性关键参数对双体飞机模态特性的影响,给出了改善双体飞机横航向模态特性的一般规律,综合得到了参数配置方法,通过对优化后的方案进行理论计算和分析,验证了参数配置方法的有效性。研究获得了双体飞机横航向模态特性受关键参数影响的一般规律和参数配置方法,为上述类型的飞机快速优化总体布局设计提供重要的参考。 展开更多
关键词 层流验证机 双机身 横航向模态 操稳特性 飞行品质
下载PDF
平直翼飞翼布局飞机的操稳特性
9
作者 李志锴 魏莎 +1 位作者 丁虎 陈立群 《上海大学学报（自然科学版）》 CAS CSCD 北大核心 2024年第5期925-937,共13页
飞翼布局飞机气动效率高,常被太阳能飞机所采用,但操稳特性较差.平直翼飞翼布局飞机具有与主流后掠飞翼布局飞机不同的气动特性.使用涡格法计算了轻小型平直翼飞翼布局无人机的气动力系数与气动导数,分析了某验证机的俯仰静稳定性及不... 飞翼布局飞机气动效率高,常被太阳能飞机所采用,但操稳特性较差.平直翼飞翼布局飞机具有与主流后掠飞翼布局飞机不同的气动特性.使用涡格法计算了轻小型平直翼飞翼布局无人机的气动力系数与气动导数,分析了某验证机的俯仰静稳定性及不同迎角、爬升角下的纵向与横航向稳定性,讨论了重心位置低于机翼平面对其稳定性的影响,并制作航空模型试飞.研究发现,平直翼飞翼布局飞机的纵向稳定性与常规布局飞机不同,可以在无增稳条件下维持横航向稳定,荷兰滚倾向弱.重心位置降低可以改变配平迎角,使其在正迎角下俯仰更稳定,但会使其在负迎角或大爬升角下的俯仰稳定性恶化.飞机在飞行中表现出多种特殊行为,需要进一步研究. 展开更多
关键词 平直翼 飞翼布局 稳定性 操纵特性 重心位置
下载PDF
非最小相位高超声速飞行器非奇异滑模控制
10
作者 韦巧玲 杜雨欣 +1 位作者 周超 王芳 《兵工学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2024年第11期3949-3958,共10页
针对受外界干扰和非最小相位影响下的高超声速飞行器的跟踪控制问题,提出基于Byrnes-Isidori(B-I)标准型的滑模控制策略。设计新的积分滑模面和新型复合趋近律,在趋近律中将指数函数和符号函数结合,提高高超声速飞行器的抗抖振能力和快... 针对受外界干扰和非最小相位影响下的高超声速飞行器的跟踪控制问题,提出基于Byrnes-Isidori(B-I)标准型的滑模控制策略。设计新的积分滑模面和新型复合趋近律,在趋近律中将指数函数和符号函数结合,提高高超声速飞行器的抗抖振能力和快速收敛性能。采用滑模控制方法构造鲁棒滑模控制器,保证内部动态的渐近稳定性。同时构造非奇异终端滑模控制器,保证速度跟踪误差的实际有限时间稳定性和外部动态的有界稳定性。结合非奇异终端滑模控制具有鲁棒性强、收敛速度快等特点,设计终端滑模干扰观测器解决速度子系统和航迹角子系统中的外界干扰问题,并利用Lyapunov理论进行稳定性分析,证明了估计误差的实际有限时间稳定性,对比仿真结果表明了基于B-I标准型的滑模控制策略的可行性和有效性。 展开更多
关键词 高超声速飞行器 非最小相位 干扰观测器 非奇异滑模控制
下载PDF
基于Altair Inspire的飞机襟翼支架轻量化优化设计
11
作者 芦维强 邓薪利 《机械工程师》 2024年第9期50-54,共5页
飞机襟翼支架是与其机翼连接的重要运动部件,为优化飞机襟翼支架结构,运用Altair Inspire软件对襟翼支架进行轻量化设计。在满足飞机机翼使用性能的条件下选用襟翼支架的材料为AL2014-AREO,依据10%、15%、30%体积约束目标下襟翼支架的... 飞机襟翼支架是与其机翼连接的重要运动部件,为优化飞机襟翼支架结构,运用Altair Inspire软件对襟翼支架进行轻量化设计。在满足飞机机翼使用性能的条件下选用襟翼支架的材料为AL2014-AREO,依据10%、15%、30%体积约束目标下襟翼支架的优化结果,通过Poly NURBS自动拟合和手动拟合对优化模型进行几何重构与强度校核,得到最优轻量化模型。优化后的飞机襟翼支架的质量为46.31 g,比优化前下降了77.59%,极大地减轻了飞机襟翼结构的整体质量,并且优化后飞机襟翼支架的位移量、安全系数、米塞斯等效应力均符合设计要求。该研究为飞机襟翼支架的设计与改进提供了一种新思路。 展开更多
关键词 飞机襟翼支架 Altair Inspire 拓扑优化 几何重构 轻量化
下载PDF
翼身融合飞机横航向操稳特性适航评估
12
作者 杨建忠 阴竹雨 杨士斌 《民用飞机设计与研究》 2024年第2期19-26,共8页
翼身融合(blended wing body,简称BWB)飞机是未来民机的重要发展方向之一。分析了BWB飞机飞行特性并根据相关规章提出适航操稳特性要求,针对典型背撑式双发BWB布局飞机建立了六自由度飞行动力学模型,设计了反馈增稳控制律以满足飞行品... 翼身融合(blended wing body,简称BWB)飞机是未来民机的重要发展方向之一。分析了BWB飞机飞行特性并根据相关规章提出适航操稳特性要求,针对典型背撑式双发BWB布局飞机建立了六自由度飞行动力学模型,设计了反馈增稳控制律以满足飞行品质要求;并采用伪逆法设计了控制分配以完成多操纵面偏转的指令,基于系统仿真的方法对临界发动机失效情况下横航向操纵性和机动性开展了适航评估。仿真结果表明,该布局飞机在临界发动机失效情况下仍具有足够的剩余操纵性和机动性。 展开更多
关键词 翼身融合飞机 适航 操稳特性 临界发动机失效
下载PDF
基于通用化等效模型的飞机系统辨识算法
13
作者 周大鹏 李贺琦 +1 位作者 王业光 王立新 《北京航空航天大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2024年第5期1454-1462,共9页
针对舰载机等复杂动力学系统的高阶时滞模型拟配难题,提出了一种基于通用化等效模型的系统频域辨识算法。建立系统辨识通用化等效模型,引入自适应学习率梯度下降法对模型进行基于样本的迭代学习训练,使模型的频域参数自动收敛,辨识得到... 针对舰载机等复杂动力学系统的高阶时滞模型拟配难题,提出了一种基于通用化等效模型的系统频域辨识算法。建立系统辨识通用化等效模型,引入自适应学习率梯度下降法对模型进行基于样本的迭代学习训练,使模型的频域参数自动收敛,辨识得到复杂系统的高阶时滞模型。以舰载机横航向荷兰滚等效拟配模型进行验证,与传统算法对比,并分析了系统的频域与时域响应,结果表明:所提算法具有较好的辨识效果,解决了高阶时滞模型的直接拟配难题,并通用于广泛的高阶时滞模型拟配。 展开更多
关键词 梯度下降法 频域建模 高阶时滞模型 自适应学习率 等效拟配
原文传递
含冗余控制面飞行器配平优化设计与性能分析
14
作者 范一鸣 李响 张后军 《空气动力学学报》 CSCD 北大核心 2024年第3期102-110,共9页
含冗余控制面的飞行器配平问题是一个超静定问题,从性能需求角度构建3个单目标配平构型优化问题,在高度为5 km、马赫数为0.85的定直平飞状态下,采用遗传算法求解。结果表明:若以最大升阻比为目标,采用内升降副翼配平,其余舵面中立;若要... 含冗余控制面的飞行器配平问题是一个超静定问题,从性能需求角度构建3个单目标配平构型优化问题,在高度为5 km、马赫数为0.85的定直平飞状态下,采用遗传算法求解。结果表明:若以最大升阻比为目标,采用内升降副翼配平,其余舵面中立;若要使配平所需控制面偏角绝对值和最小、达到降低控制能量的目的,则采用中升降副翼配平,其余舵面中立;若要实现控制面间偏角相差最小、达到减小雷达反射的目的,那么3组升降副翼需同时上偏3.7882°。结合气动数据,分析了上述结果的合理性。将3个目标两两组合,采用非支配排序遗传算法求解得到Pareto非劣解,发现3个配平目标两两互相冲突,一个目标性能的提高会降低其他目标性能,但降低性能的比例不同。最后综合考虑3个优化目标,采用理想点最小距离法从Pareto非劣解中选择最优构型,最终得到配平构型迎角1.7908°、内升降副翼-0.0009588°、中升降副翼-4.1908°、外升降副翼-4.9232°。本文的工作对合理确定含冗余控制面飞行器配平构型与性能综合分析有一定的参考意义。 展开更多
关键词 冗余控制面 超静定配平 多目标优化 理想点最小距离法
下载PDF
飞机灵活温度减推力起飞技术设计与应用
15
作者 商立英 蒲宏斌 +2 位作者 任江涛 袁祥谦 马岩 《科学技术与工程》 北大核心 2024年第18期7897-7904,共8页
为了提高发动机的使用寿命、降低维护成本,以达到提高飞机训练和投送经济性的目的,参考民航设计规范和要求,确定了一型飞机的灵活温度减推力起飞的设计原则,提出了一种采用灵活温度方式的减推力起飞技术在该飞机上的具体设计和实施方案... 为了提高发动机的使用寿命、降低维护成本,以达到提高飞机训练和投送经济性的目的,参考民航设计规范和要求,确定了一型飞机的灵活温度减推力起飞的设计原则,提出了一种采用灵活温度方式的减推力起飞技术在该飞机上的具体设计和实施方案,该方案能够从飞行员对发动机实际工作状态的掌控、起飞性能余度等方面,最大限度地保障起飞安全性。根据该机的典型使用场景,对该飞机在日常运输任务的起飞重量下实施灵活温度减推力起飞时的实际起飞性能进行了分析。根据分析结果,该飞机在日常运输剖面的起飞重量下,在某海平面高度机场、温度T 0下起飞时,允许设定的最大灵活温度值为(T 0+20)℃,此时实际起飞性能较最低安全要求仍有一定的余量,能够保证起飞安全,此时对应的起飞推力减小至最大值的85%,用于日常运输时可以使发动机寿命延长约13%。研究结果对灵活温度起飞技术在国内飞机上的设计和应用具有较高的工程参考价值。 展开更多
关键词 运输类飞机 灵活温度 减推力起飞 起飞性能
下载PDF
无人机/载机近距飞行的简化稳定性判据
16
作者 胡汉东 汪文凯 +2 位作者 江雄 司芳芳 刘福军 《航空工程进展》 CSCD 2024年第4期1-9,共9页
无人机蜂群密集飞行和无人机空中回收都涉及到无人机/载机在近距干扰流场中的飞行稳定性问题。针对上述应用背景,采用无人机/载机干扰气动导数模型,分析近距飞行的影响因素,采用纵向运动动力学方程,推导出其简化稳定性判据,并采用典型... 无人机蜂群密集飞行和无人机空中回收都涉及到无人机/载机在近距干扰流场中的飞行稳定性问题。针对上述应用背景,采用无人机/载机干扰气动导数模型,分析近距飞行的影响因素,采用纵向运动动力学方程,推导出其简化稳定性判据,并采用典型飞行器参数进行初步分析。通过数值仿真分析,结果表明:该简化判据反映了无人机运动稳定性与气动特性、干扰流场特性的关系,可用于相关无人机在干扰流场中飞行稳定性初步分析和设计;干扰流场中的下洗效应可使无人机出现幅值收敛较慢的短周期模态运动,增加了干扰流场中实现稳定可控飞行的难度。 展开更多
关键词 无人机/载机 运动稳定性 判据 干扰流场 气动特性 近距飞行
下载PDF
水上飞机起降过程中空气垫层的研究
17
作者 史江栋 杨瑜 《科技与创新》 2024年第22期110-112,共3页
水上飞机降落是一个强非线性气-液-固多相耦合问题,气垫耦合冲击特性十分复杂,保持机体稳定性比较困难。采用ALE(Arbitrary Lagrange-Euler)法对不同水域环境下的水上飞机降落过程进行了研究。首先对比研究了平板冲击水面气垫效应模型,... 水上飞机降落是一个强非线性气-液-固多相耦合问题,气垫耦合冲击特性十分复杂,保持机体稳定性比较困难。采用ALE(Arbitrary Lagrange-Euler)法对不同水域环境下的水上飞机降落过程进行了研究。首先对比研究了平板冲击水面气垫效应模型,验证了数值模型的可靠性,分析了空气垫层对结构物的影响。然后对某水上飞机水面降落过程进行了系统研究,分析在静水环境和波浪环境下空气垫层的形成及其对飞机的影响。结果表明,空气垫层存在2种不同的形式,空气垫层(形式一)在飞机起降过程中产生效果更加明显,并根据空气垫层的形成过程给出飞机设计指导意见。 展开更多
关键词 空气垫层 ALE法 水上飞机 流固耦合
下载PDF
不同行星大气下直径比对降落伞气动特性的影响研究 被引量：2
18
作者 贾贺 邹天琪 +2 位作者 荣伟 余莉 薛晓鹏 《航天返回与遥感》 CSCD 北大核心 2023年第1期70-83,共14页
行星探测是未来深空探测发展的重要方向,降落伞在其中起着至关重要的减速作用。当行星具有稠密的大气时,将需要多级伞实现跨、超声速条件下探测器的平稳着陆。文章利用计算流体力学方法针对一种超声速盘帆伞模型进行了数值模拟研究,研... 行星探测是未来深空探测发展的重要方向,降落伞在其中起着至关重要的减速作用。当行星具有稠密的大气时,将需要多级伞实现跨、超声速条件下探测器的平稳着陆。文章利用计算流体力学方法针对一种超声速盘帆伞模型进行了数值模拟研究,研究不同大气条件下多级伞工作时,前体/伞体直径比变化对伞体气动特性的影响,特别是对比了在大直径比条件下,火星和土卫六等不同大气条件对气动特性及其流动机理的影响。研究发现:随着直径比增大,降落伞阻力性能平稳降低,稳定性能也随之降低;当直径比为1时,稳定性能会出现陡降,流场结构发生显著变化,在前体与伞衣轴线出现“叉形”激波结构;直径比继续增大到1.2时,流场结构进一步复杂,伞前激波被破坏,逐渐被新产生的“叉形”激波结构取代,阻力系数进一步降低。对于土卫六大气条件直径比为1的降落伞系统,流场模式及结构与火星条件基本一致,阻力性能有所降低,但稳定性能有所提高。 展开更多
关键词 超声速盘帆伞 直径比 气动特性 数值模拟 行星探测
下载PDF
组合式飞行器多体动力学建模与飞行力学特性 被引量：4
19
作者 杜万闪 周洲 +2 位作者 拜昱 张志林 王科雷 《兵工学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2023年第8期2245-2262,共18页
为精确、完整地描述组合式多体飞行器空间运动位形,基于拟坐标形式的Lagrange方程提出反映相对滚转运动的8自由度组合式三体飞行器动力学建模方法。采用计算流体力学方法建立考虑气动耦合效应的组合式飞行器系统气动力数据库。通过算例... 为精确、完整地描述组合式多体飞行器空间运动位形,基于拟坐标形式的Lagrange方程提出反映相对滚转运动的8自由度组合式三体飞行器动力学建模方法。采用计算流体力学方法建立考虑气动耦合效应的组合式飞行器系统气动力数据库。通过算例将所建模型与ADAMS软件的仿真结果进行对比,验证所建模型的准确性。在此基础上,进行配平方案及飞行力学特性研究,分析比较飞行器在不同配平状态的动力学特性,并基于串级PID控制方法进行增稳控制研究。研究结果表明:所建模型有效反映了组合式飞行器的相对运动;在给定配平方案及飞行工况后,该构型飞行器存在“对称下反”和“对称上反”两个配平状态,在两个状态下的相对滚转运动静稳定性显著不同;除了传统飞行力学模态,该构型飞行器还存在由相对滚转运动主导的4个新生运动模态,按运动特性可分为复合对称运动和复合反对称运动两类;针对在无控状态下该构型飞行器无法长期保持稳定飞行的问题,所提增稳控制方案合理有效,可以快速镇定发散的飞行力学系统;所提建模方法和增稳控制方案可为多体飞行器设计分析提供指导和参考。 展开更多
关键词 组合式飞行器 多体动力学 飞行力学特性 拟坐标 增稳控制
下载PDF
多体飞行器展开过程动力学特性研究 被引量：1
20
作者 王宇 祝小平 周洲 《西北工业大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2023年第3期490-499,共10页
基于多刚体系统动力学理论研究了折叠型多体飞行器动力学建模的方法,考虑多体飞行器为一个完整的多刚体系统,建立了能够完整描述多体飞行器水平发射后自由展开过程的动力学模型。在多体动力学模型的基础上,添加了飞行单元之间柔性连接... 基于多刚体系统动力学理论研究了折叠型多体飞行器动力学建模的方法,考虑多体飞行器为一个完整的多刚体系统,建立了能够完整描述多体飞行器水平发射后自由展开过程的动力学模型。在多体动力学模型的基础上,添加了飞行单元之间柔性连接的卷曲弹簧力矩和阻尼力矩模型。以某折叠型三段翼飞行器为算例进行了数值仿真计算,研究了飞行单元之间的柔性连接刚度系数对折叠型多体飞行器自由展开过程动力学特性的影响以及柔性连接刚度与最大初始折叠角之间的相互关系,并确定了柔性连接刚度系数与最大初始折叠角之间的稳定域包线。 展开更多
关键词 多刚体系统动力学 折叠型多体飞行器 连接刚度系数 折叠角
下载PDF
已选择0条
导出题录 引用分析
参考文献
引证文献
 统计分析
检索结果
已选文献
上一页 1 2 … 94 下一页 到第 页
使用帮助 返回顶部