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模型自由飞低时延无线传输系统设计
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作者 陈逸飞 江虹 +1 位作者 伍春 李小龙 《传感器与微系统》 CSCD 北大核心 2024年第5期87-90,共4页
本文设计一种模型自由飞低时延无线传输系统。该系统以FPGA为主控制器,采用A7196与ESP32C3进行数据的无线传输。根据系统数据传输要求,采用短帧的方式发送数据,降低了传输的时延,基于李雅普诺夫方法设计了无线传输程序,保障了传输的稳... 本文设计一种模型自由飞低时延无线传输系统。该系统以FPGA为主控制器,采用A7196与ESP32C3进行数据的无线传输。根据系统数据传输要求,采用短帧的方式发送数据,降低了传输的时延,基于李雅普诺夫方法设计了无线传输程序,保障了传输的稳定性。测试结果表明:传输系统可靠性可达99.907%,上行传输时延小于1 ms,有效实现了对自由飞模型的无线控制,代替了原有的有线电缆连接方式,简化了实验准备过程。 展开更多
关键词 无线传输 模型自由飞 数据监控 短帧 李雅普诺夫优化
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双合成射流前体非对称涡控制技术及模型自由飞实验验证
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作者 李琳恺 黄紫 +3 位作者 顾蕴松 彭振钧 张宗源 雷雨 《实验流体力学》 CAS CSCD 北大核心 2023年第4期96-104,共9页
为推进前体非对称涡流动控制方法在飞行器大迎角飞行控制方面的应用,提出并发展了一种基于双合成射流的前体非对称涡控制技术。研发了一套机载型双合成射流控制装置及模型自由飞验证机,通过风洞半自由飞及模型自由飞实验,验证了利用前... 为推进前体非对称涡流动控制方法在飞行器大迎角飞行控制方面的应用,提出并发展了一种基于双合成射流的前体非对称涡控制技术。研发了一套机载型双合成射流控制装置及模型自由飞验证机,通过风洞半自由飞及模型自由飞实验,验证了利用前体非对称涡控制技术实现尾旋改出和大迎角姿态控制的可行性;同时,依靠飞行测控系统和机载压力测量系统,实现飞行器姿态及前体表面压力的同步测量,可对前体非对称涡控制效能进行有效评估。风洞半自由飞实验结果表明:在60°迎角下,双合成射流可有效控制前体非对称涡相对位置,产生偏航力矩,实现大迎角航向操纵。在模型自由飞实验中,该技术可在常规方向舵失效的迎角下实现尾旋改出,可控尾旋角速度达到173(°)/s;依靠该技术,验证机可在大迎角飞行时进行快速偏航操控,由控制输入到偏航角速度改变的时滞小于0.5 s。 展开更多
关键词 前体非对称涡控制 双合成射流 大迎角 模型自由飞 尾旋改出
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一种缩比模型自由飞试验失速判断方法
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作者 粟建波 张甲奇 +1 位作者 邱宇豪 王锦锦 《计算机仿真》 北大核心 2023年第2期39-42,51,共5页
针对某通航类飞机缩比模型自由飞失速特性试验中,难以准确判断飞机模型进入失速的问题,根据中国民用航空规章第23部中失速相关条款的要求,提出了依据俯仰角速率变化判断飞机模型出现不可控下俯运动趋势,进而判断飞机模型失速的方法,通... 针对某通航类飞机缩比模型自由飞失速特性试验中,难以准确判断飞机模型进入失速的问题,根据中国民用航空规章第23部中失速相关条款的要求,提出了依据俯仰角速率变化判断飞机模型出现不可控下俯运动趋势,进而判断飞机模型失速的方法,通过建立该飞机六自由度非线性仿真模型进行仿真验证,同时利用缩比模型自由飞飞行试验对此方法进行了验证。试验结果表明:上述方法能够准确的判断飞机进入失速,进而提高了缩比模型自由飞试验的精准度。 展开更多
关键词 模型自由飞 失速特性 失速判断
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Design and Experiments of Model-free Compound Controller of Flight Simulator 被引量:3
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作者 Guo Zhifu Cao Jian Zhao Keding 《Chinese Journal of Aeronautics》 SCIE EI CAS CSCD 2009年第6期644-648,共5页
A model-flee compound controller design method is proposed to achieve the wide frequency bandwidth requirement of flight simulators. The method based on quantitative feedback theory, acquires system uncertainty under ... A model-flee compound controller design method is proposed to achieve the wide frequency bandwidth requirement of flight simulators. The method based on quantitative feedback theory, acquires system uncertainty under different working conditions through closed-loop identification with power spectrum estimation. Then in controller designing, it makes a trade, off between the strict requirements for magnitude-frequency characteristics and those for phase-frequency characteristics of flight simulators, by converting the indices of magnitude-frequency characteristics of flight simulators into quantitative feedback theory-based tracking specification bounds and using feedforward controller to attain the required phase-flequency characteristics. Simulation and experimental results indicate that, when used to design inner flame controller of flight simulator, the proposed method can fulfill the requirements for wide frequency bandwidth indices. Compared with other controller design methods, it has the property of model-free and transparency. 展开更多
关键词 model-free quantitative feedback theory power spectrum estimation flight simulators closed-loop system identification
原文传递
10°尖锥标模高超声速动导数的实验测量 被引量:9
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作者 马家驩 潘文欣 +1 位作者 翟曼玲 陈素贞 《空气动力学学报》 CSCD 北大核心 1997年第4期452-457,共6页
在中科院力学所JP-4B高超声速脉冲风洞中,用模型自由飞方法对1°尖锥开展动态实验测量,并用参数微分法辨识得到了该模型的俯仰阻尼导数。文中还介绍了在模型优化设计,模型工艺以及实验测量记录和数据判读技术方面的一些进展。... 在中科院力学所JP-4B高超声速脉冲风洞中,用模型自由飞方法对1°尖锥开展动态实验测量,并用参数微分法辨识得到了该模型的俯仰阻尼导数。文中还介绍了在模型优化设计,模型工艺以及实验测量记录和数据判读技术方面的一些进展。实验结果表明;脉冲风洞中模型自由飞方法得到的10°尖锥标模高超声速动态气动特性测量值与国外可比数据一致,重复测量精度与弹道把试验相当。 展开更多
关键词 脉冲风洞 模型自由飞 动导数测量 高超声速
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两种有翼飞行器高超声速动态气动特性的对比实验研究 被引量:3
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作者 李江 马家驩 +1 位作者 潘文欣 翟曼玲 《空气动力学学报》 CSCD 北大核心 2001年第2期217-222,共6页
采用模型自由飞技术在脉冲型高超声速风洞中测量了两种类航天飞机外形模型的俯仰阻尼导数。两种模型具有十分接近的外形特征尺寸和投影面积 ,但机身和机翼的剖面则彼此各不相同。实验在名义马赫数M∞ =6.4条件下进行 ,同一名义实验条件... 采用模型自由飞技术在脉冲型高超声速风洞中测量了两种类航天飞机外形模型的俯仰阻尼导数。两种模型具有十分接近的外形特征尺寸和投影面积 ,但机身和机翼的剖面则彼此各不相同。实验在名义马赫数M∞ =6.4条件下进行 ,同一名义实验条件下的重复实验显示一致的运动形态和接近的动导数测量结果。气动参数辨识采用最大似然法 ,对风洞实验准定常试验时间中模型的平面运动以线性气动参数模型辨识得到它们的俯仰阻尼导数。结果揭示两种外形有差异的模型呈现迥然不同的动态气动特性 :带OMS舱的航天飞机仿真模型具有动态稳定性 ,而简化外形的类航天飞机模型则为动不稳定。虽然对导致这种极大差异的直接物理原因还有待深入研究 。 展开更多
关键词 模型自由飞 高超声速 有翼飞行器 气动特性 对比实验 空气动力学 航天飞行器
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有翼飞行器高超声速动导数的风洞自由飞测量 被引量:3
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作者 马家驩 李江 +1 位作者 潘文欣 翟曼玲 《流体力学实验与测量》 CSCD 北大核心 2001年第4期70-76,共7页
对具有典型意义的有翼航天飞行器模型在力学所JF 8A脉冲型高超声速风洞中M =6.2 6,M =7.91和M =9.2 9条件下进行了模型自由飞实验。由记录的运动经最大似然法作参数辨识后得到了它们的俯仰阻尼导数。实验结果显示 ,在实验范围内模型具... 对具有典型意义的有翼航天飞行器模型在力学所JF 8A脉冲型高超声速风洞中M =6.2 6,M =7.91和M =9.2 9条件下进行了模型自由飞实验。由记录的运动经最大似然法作参数辨识后得到了它们的俯仰阻尼导数。实验结果显示 ,在实验范围内模型具有动态稳定性 ,同一名义实验条件下的重复性实验呈一致的运动规律并具有接近的动导数测量结果。实验范围内马赫数的变化 (从 6.2 6到 7.91 )以及模型质心位置的轴向移动 (从 0 .5 0到 0 .60 )没有导致俯仰阻尼系数的明显变化 ,其量值在- 1 .5附近。而马赫数 9.2 9时阻尼值变小 ,其主要原因可能是由雷诺数的变化所引起。此外 ,考虑恢复力矩的非线性影响后 。 展开更多
关键词 动导数测量 有翼航天飞行器 模型自由飞试验 高超声速风洞 俯视阻尼系数
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失速/尾旋模型自由飞试验的空间设计问题 被引量:2
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作者 许光明 旷天金 郑忠培 《空气动力学学报》 CSCD 北大核心 1993年第2期178-185,共8页
本文论述了在制定飞机的失速/尾旋模型自由飞试验总体方案时必须充分考虑的空间利用问题之重要性;分析了制约试验空间的诸因素;提出了设计飞行剖面的工程估算方法——其中一些半经验方法之使用效果已为我们的自由飞试验所证实;以我们已... 本文论述了在制定飞机的失速/尾旋模型自由飞试验总体方案时必须充分考虑的空间利用问题之重要性;分析了制约试验空间的诸因素;提出了设计飞行剖面的工程估算方法——其中一些半经验方法之使用效果已为我们的自由飞试验所证实;以我们已成功地进行过的带动力遥控试验机、摇控热气飞艇带飞/投放、飞机带飞/投放的失速/尾旋模型自由飞试验为例,剖析了组成整个飞行剖面的各个飞行阶段之特点和影响因素,并以此为据提出了充分利用自由飞试验空间的一些见解。 展开更多
关键词 失速 尾旋 模型自由飞 试验
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基于某模型自由飞试验的测控与信息传输系统设计 被引量:1
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作者 安玉娇 刘朝君 井立 《计算机测量与控制》 2016年第2期111-113,117,共4页
针对模型自由飞试验的技术要求,设计了某模型自由飞试验使用的测控与信息传输系统,针对系统设计要点突破了多项关键问题,给出了系统关键点的设计方法和具体实现过程,并结合实例和仿真给出了相应的结果,通过地面试验对整个测控与信息传... 针对模型自由飞试验的技术要求,设计了某模型自由飞试验使用的测控与信息传输系统,针对系统设计要点突破了多项关键问题,给出了系统关键点的设计方法和具体实现过程,并结合实例和仿真给出了相应的结果,通过地面试验对整个测控与信息传输系统的性能进行测试,包括地面及机载收发信机的接收灵敏度测试、系统时延测试等,试验结果表明,收发信机接收灵敏度及链路延时等指标都能满足模型自由飞试验的要求;对同类型系统设计有重要参考价值。 展开更多
关键词 测控系统 信息传输系统 模型自由飞
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飞机失速/螺旋模型自由飞试验总体方案构想中几个问题的分析 被引量:5
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作者 许光明 旷天金 欧阳凯 《气动实验与测量控制》 CSCD 1990年第2期7-13,共7页
本文对制定飞机失速/螺旋模型自由飞试验总体方案时必然会遇到的一些重要问题进行了分析,其内容涉及模型缩尺比例数 K 的最佳选取、确定飞机进入螺旋特征模拟高度 H_A 的依据、模型投放高度 H_m 的变化范围和试验模型质量 M_m 的控制问... 本文对制定飞机失速/螺旋模型自由飞试验总体方案时必然会遇到的一些重要问题进行了分析,其内容涉及模型缩尺比例数 K 的最佳选取、确定飞机进入螺旋特征模拟高度 H_A 的依据、模型投放高度 H_m 的变化范围和试验模型质量 M_m 的控制问题。本文所作的各种分析和提出的原则对各种模型自由飞失速/螺旋试验研究具有普遍意义。 展开更多
关键词 失速 螺旋 模型 自由飞试验 飞机
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飞机失速/偏离问题研究的技术途径 被引量:4
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作者 许光明 《气动实验与测量控制》 CSCD 1990年第3期1-6,共6页
本文简略地评述了模型自由飞、立式风洞自由飞和常规风洞自由飞这三种模拟试验方法在飞机尾旋问题研究中的作用;着重分析了开展飞机失速/偏离问题研究的重要意义以及利用现有的大型常规低速风洞进行风洞自由飞试验的必要性与可能性;对... 本文简略地评述了模型自由飞、立式风洞自由飞和常规风洞自由飞这三种模拟试验方法在飞机尾旋问题研究中的作用;着重分析了开展飞机失速/偏离问题研究的重要意义以及利用现有的大型常规低速风洞进行风洞自由飞试验的必要性与可能性;对旋转天平在飞机尾旋问题研究中的作用提出了一些看法。 展开更多
关键词 失速 偏离 飞机 风洞试验
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超声速飞行器头罩分离风洞投放模型试验 被引量:5
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作者 宋威 鲁伟 蒋增辉 《实验流体力学》 CSCD 北大核心 2017年第6期45-50,70,共7页
采用风洞投放模型试验方法对稠密大气层内超声速飞行器两瓣罩旋转分离的运动特性进行研究,试验复现了飞行器两瓣罩旋转分离的整个动态运动过程,并得到飞行器头罩分离后两瓣罩运动轨迹和姿态角的变化规律,试验马赫数Ma=1.5。研究表明:飞... 采用风洞投放模型试验方法对稠密大气层内超声速飞行器两瓣罩旋转分离的运动特性进行研究,试验复现了飞行器两瓣罩旋转分离的整个动态运动过程,并得到飞行器头罩分离后两瓣罩运动轨迹和姿态角的变化规律,试验马赫数Ma=1.5。研究表明:飞行器两瓣罩在预置弹簧力作用下张开一定角度,气流进入两瓣罩腔内后压力迅速升高,高动压气流会对两瓣罩在分离过程中的受力情况产生重要影响,当两瓣罩根部与弹体间的铰链在临界解锁角η0分离进入"自由飞行"阶段后,两瓣罩的运动轨迹和姿态角主要由气动力控制;弹体飞行迎角α=0°时,上下两瓣罩的运动轨迹和姿态角基本对称,弹体飞行迎角α=-5°时,上下瓣罩的运动轨迹和姿态角明显不对称性,弹体迎角α对两瓣罩分离特性影响比较显著。 展开更多
关键词 超声速飞行器 头罩分离 风洞投放模型试验 高动压 自由飞行
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尾旋模型自由飞试验的尺度效应问题初探 被引量:1
13
作者 许光明 旷天金 欧阳凯 《气动实验与测量控制》 CSCD 1990年第3期69-74,共6页
本文论述了研究尾旋模型自由飞试验所出现的尺度效应问题,对建立模型自由飞试验与飞机飞行试验之间相关性有重要意义;分析了尺度效应对模型自由飞失速/尾旋试验的影响;提出了一种考虑模型自由飞失速/尾旋试验尺度效应的工程估算方法。
关键词 自由飞试验 尾旋 尺度效应 雷诺数
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二次响应面联/排翼布局飞机焦点计算 被引量:3
14
作者 苏建民 宋笔锋 +1 位作者 尹清 张进 《南昌航空大学学报(自然科学版)》 CAS 2008年第1期35-39,共5页
排翼布局飞机比较常规气动布局飞机具备诱导阻力小、结构效率更高、机翼最大几何尺寸小等优势,但是因为前后机翼间的气动干扰,使得机翼整体的气动效率无法达到理论值,使得全机焦点位置偏离理论位置,本文通过风洞实验获得前翼对后翼的气... 排翼布局飞机比较常规气动布局飞机具备诱导阻力小、结构效率更高、机翼最大几何尺寸小等优势,但是因为前后机翼间的气动干扰,使得机翼整体的气动效率无法达到理论值,使得全机焦点位置偏离理论位置,本文通过风洞实验获得前翼对后翼的气动干扰的离散测量值,利用二次响应面拟合前翼对后翼的气动干扰,根据力的合成原理获得经过修正的全机焦点,经过四种不同布局型式的自由飞模型的实际应用,验证了该方法计算联/排翼布局飞机全机焦点的可行性。 展开更多
关键词 联/排翼布局 焦点计算 二次响应面 风洞实验 自由飞模型
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模型自由飞试验——研究航天飞机天气侵蚀问题的必要途径 被引量:1
15
作者 许光明 《气动实验与测量控制》 CSCD 1989年第4期9-14,共6页
本文阐明了研究航天飞机天气侵蚀效应的必要性,分析了天气侵蚀试验的模拟条件,论述了模型自由飞模拟试验在航天飞机和其它再入飞行器的天气侵蚀问题研究中的作用,最后对我国开展航天飞机天气侵蚀研究之技术途径提出了一些看法。
关键词 航天飞机 天气侵蚀 模型自由飞
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光测在模型自由飞试验中的应用
16
作者 张兴国 李靖 贾浩正 《测控技术》 CSCD 北大核心 2009年第3期78-80,84,共4页
主要讨论了采用光测设备测量模型自由飞的轨迹问题。针对模型自由飞的特点,综合利用两台小型激光电视测量系统(OKA)、GPS、全站仪(TCRA1101)等现有设备,设计了安全、可靠的模型自由飞跟踪、测量方案;利用方向余弦交会算法,对测量的模型... 主要讨论了采用光测设备测量模型自由飞的轨迹问题。针对模型自由飞的特点,综合利用两台小型激光电视测量系统(OKA)、GPS、全站仪(TCRA1101)等现有设备,设计了安全、可靠的模型自由飞跟踪、测量方案;利用方向余弦交会算法,对测量的模型自由飞数据进行处理,并采用两种不同的方法进行了测量精度检查,结果表明测试精度满足测试要求。 展开更多
关键词 模型自由飞试验 全站仪检校 GPS 交会测量
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基于静电场模型的自由飞行空域冲突探测方法 被引量:1
17
作者 张喆 黄晓晓 吴仁彪 《中国民航大学学报》 CAS 2016年第1期1-4,共4页
针对自由飞行空域中飞行活动自由、飞行条件复杂、易发生飞行冲突等特点,提出了一种基于静电场模型的自由飞行空域冲突探测方法。本方法使用点电荷类比自由飞行空域中的飞行活动,则点电荷之间的库仑力可表征空域中飞行活动之间的相互影... 针对自由飞行空域中飞行活动自由、飞行条件复杂、易发生飞行冲突等特点,提出了一种基于静电场模型的自由飞行空域冲突探测方法。本方法使用点电荷类比自由飞行空域中的飞行活动,则点电荷之间的库仑力可表征空域中飞行活动之间的相互影响程度,系统的电势能则可体现空域中飞行活动之间冲突的严重程度。本方法同时具备多飞行活动之间冲突群的探测能力,也为自由飞行空域的飞行冲突探测和冲突解脱方法提供一种新的思路。 展开更多
关键词 自由飞行 冲突探测 静电场模型
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大型飞机研制与模型自由飞试验技术 被引量:3
18
作者 颜巍 《民用飞机设计与研究》 2019年第4期51-55,共5页
大型飞机研制过程中需要进行静态测力风洞试验,获得飞机小攻角条件下的气动特性,但对于飞机失速偏离尾旋研究,静态测力试验是不够的,无法获得飞机在失速过程中的动态特性与过渡过程。模型自由飞试验是一种动态试验,是通过飞机缩比模型... 大型飞机研制过程中需要进行静态测力风洞试验,获得飞机小攻角条件下的气动特性,但对于飞机失速偏离尾旋研究,静态测力试验是不够的,无法获得飞机在失速过程中的动态特性与过渡过程。模型自由飞试验是一种动态试验,是通过飞机缩比模型来研究飞机的失速偏离尾旋问题,包括风洞模型自由飞试验和大气模型自由飞试验。 展开更多
关键词 缩比模型 自由飞 大型飞机
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激波风洞中三角翼体模型的大攻角气动力测量和局部方法的应用
19
作者 马家欢 沈青 +1 位作者 陈素贞 潘文欣 《气动实验与测量控制》 CSCD 1993年第3期20-25,共6页
在激波管风洞中,模型自由飞方法测量了两种不同迎风面三角翼体模型的大攻角气动力。应用局部方法以一种迎风面外形的实验结果为依据,估算了另一迎风面外形的气动特性,结果与实验值吻合较好。另外,本文还进一步估算了航天飞机外形的气动... 在激波管风洞中,模型自由飞方法测量了两种不同迎风面三角翼体模型的大攻角气动力。应用局部方法以一种迎风面外形的实验结果为依据,估算了另一迎风面外形的气动特性,结果与实验值吻合较好。另外,本文还进一步估算了航天飞机外形的气动特性,与美国的 CALSPAN 公司48英寸(1.2米)激波风洞中的实验值相比,结果也令人满意。从而表明,局部方法和实验相结合。用于简捷快速估算任意外形的高超声速气动特性是一有效的工程预示方法。 展开更多
关键词 激波风洞 气动力 三角翼体模型
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二次成像法在风洞模型自由飞运动记录中的应用
20
作者 马家驩 潘文欣 陈素贞 《气动实验与测量控制》 CSCD 1995年第4期59-63,共5页
风洞模型自由飞是一种无支杆干扰的非接触式气动特性测量方法。为获得相对于实验室固定坐标系的精确的模型姿态和位置测量值,必须在成像照片中有固定坐标系框架标志的清晰影像。本文描述了在高超声速脉冲风洞中模型自由飞运动记录中二... 风洞模型自由飞是一种无支杆干扰的非接触式气动特性测量方法。为获得相对于实验室固定坐标系的精确的模型姿态和位置测量值,必须在成像照片中有固定坐标系框架标志的清晰影像。本文描述了在高超声速脉冲风洞中模型自由飞运动记录中二次成像法的应用。以0.1mm细线所构成的正交实验室固定坐标框架置于模型运动记录的第一次成像面上,然后用高速鼓轮相机记录模型自由飞相对于坐标系运动的清晰照片,从而获得模型在高超声速(M_∞=9.9)流动条件下的静、动稳定性导数的有效结果。 展开更多
关键词 风洞 模型自由飞 二次成像法 自由飞行风洞
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