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Dynamic inverse control of feedback linearization in ballistic correction based on nose cone swinging
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作者 秦华伟 王华 《Journal of Central South University》 SCIE EI CAS 2013年第9期2447-2453,共7页
It is a complicated nonlinear controlling problem to conduct a two-dimensional trajectory correction of rockets.By establishing the aerodynamic correction force mathematical model of rockets on nose cone swinging,the ... It is a complicated nonlinear controlling problem to conduct a two-dimensional trajectory correction of rockets.By establishing the aerodynamic correction force mathematical model of rockets on nose cone swinging,the linear control is realized by the dynamic inverse nonlinear controlling theory and the three-time-scale separation method.The control ability and the simulation results are also tested and verified.The results show that the output responses of system track the expected curve well and the error is controlled in a given margin.The maximum correction is about±314 m in the lengthwise direction and±1 212 m in the crosswise direction from the moment of 5 s to the drop-point time when the angle of fire is 55°.Thus,based on the dynamic inverse control of feedback linearization,the trajectory correction capability of nose cone swinging can satisfy the requirements of two-dimensional ballistic correction,and the validity and effectiveness of the method are proved. 展开更多
关键词 nose cone swinging two-dimensional ballistic correction feedback linearization dynamic inverse control three-time-scale separation method
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Experimental investigations on structural improvement of morphing mechanism for nose cone of aerospace vehicle adopting a bionic redundant constraint strategy
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作者 ZHANG YuLing LI ChengXiang +2 位作者 ZHANG Yan CAI QiaoYan YAN ShaoZe 《Science China(Technological Sciences)》 SCIE EI CAS CSCD 2023年第4期1075-1095,共21页
Aerospace vehicles have recently received great attention for their completely reusable in aviation and aerospace.To achieve the optimal aerodynamic performance of the aerospace vehicle,the nose cone needs to change i... Aerospace vehicles have recently received great attention for their completely reusable in aviation and aerospace.To achieve the optimal aerodynamic performance of the aerospace vehicle,the nose cone needs to change its aerodynamic shape under different flight conditions.However,the structural design of a morphing nose cone that is capable of changing aerodynamic shape adaptively and withstanding prescribed aerodynamic loads remains an ongoing challenge.To overcome this issue and to further advance our previous work,the motion performance of a morphing nose cone inspired by the deformation mechanism of the honeybee abdomen was tested to evaluate the deformation ability and bearing capacity.The dynamic prediction analysis of the morphing nose cone with a clearance joint and flexible links was then investigated to elucidate the crucial issues in the deformation movement.To improve the motion performance,a performance improvement scheme based on redundant constraints drawn from the muscle distribution of the honeybee abdomen was proposed.Finally,the structural stiffness,dynamic analysis,and experimental testing of the improved morphing nose cone were conducted.The experimental results indicate that the extension and contraction ratios and bending angles of the improved morphing nose cone under loads of 0,10,and 25 kg loads improve by 1.51%and 2.329°,2.78%and-1.902°,and 5.06%and 1.111°,respectively,verifying the rationality and effectiveness of the performance improvement scheme.This work provides a new reference for the design of the morphing structure for aerospace vehicles. 展开更多
关键词 morphing nose cone experimental investigation dynamic analysis performance improvement bionic design
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Design and Analysis of Biomimetic Nose Cone for Morphing of Aerospace Vehicle 被引量:8
3
作者 Jieliang Zhao Shaoze Yan +2 位作者 Liren Deng He Huang Yueming Liu 《Journal of Bionic Engineering》 SCIE EI CSCD 2017年第2期317-326,共10页
Morphing capability is absolutely vital for aerospace vehicle to gain predominant functions of aerodynamics, mobility and flight control while piercing and re-entering the atmosphere. However, the challenge for existi... Morphing capability is absolutely vital for aerospace vehicle to gain predominant functions of aerodynamics, mobility and flight control while piercing and re-entering the atmosphere. However, the challenge for existing aerospace vehicle remains to change its structure of nose cone agilely. This paper carries out a lot of observational experiments on honeybee's abdomen which enhances the flight characteristics of honeybee by adjusting its biomorphic shape. A morphing structure is adopted from honeybee's abdomen to improve both the axial scalability and bending properties of aerospace vehicle, which can lead to the super-maneuver flight performance. Combined with the methods of optimum design and topology, a new bionic morphing structure is proposed and applied to the design of morphing nose cone of aerospace vehicle. Furthermore, simulations are conducted to optimize the structural parameters of morphing nose cone. This concept design of biomimetic nose cone will provide an efficient way for aerospace vehicle to reduce the aerodynamic drag. 展开更多
关键词 bio-inspired design HONEYBEE morphing nose cone aerospace vehicle flight characteristic
原文传递
Thermochemical ablation of spherical cone during re-entry 被引量:4
4
作者 黄海明 吴林志 +1 位作者 王建新 杜善义 《Journal of Harbin Institute of Technology(New Series)》 EI CAS 2001年第1期18-22,共5页
Presents the use of the similar transform and potential theory for calculation of the bypass flow factor and pressure gradient and the analysis of the influence of bypass flow factor and pressure gradient on heat tran... Presents the use of the similar transform and potential theory for calculation of the bypass flow factor and pressure gradient and the analysis of the influence of bypass flow factor and pressure gradient on heat transfer is analyzed, and the distribution of nose cone ablation obtained by combining the controlling equations of boundary layer, the compatible relation of interface and the heat conduction of interior. 展开更多
关键词 nose cone thermochemical ablation re entry
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仿蜜蜂腹部变体机构设计及运动分析 被引量:2
5
作者 尹丹妮 谷勇霞 张玉玲 《机械科学与技术》 CSCD 北大核心 2023年第8期1200-1206,共7页
受蜜蜂腹部变形机制的启发,设计一种能够实现伸缩和弯曲的仿生变体头锥机构,该机构采用三组RSH/RRR支链并联机构形式。通过旋量理论计算变体机构的自由度,结果表明该机构的运动自由度满足变体头锥的变形要求,可作为变体头锥的变形展开... 受蜜蜂腹部变形机制的启发,设计一种能够实现伸缩和弯曲的仿生变体头锥机构,该机构采用三组RSH/RRR支链并联机构形式。通过旋量理论计算变体机构的自由度,结果表明该机构的运动自由度满足变体头锥的变形要求,可作为变体头锥的变形展开骨架。然后对变体机构的动态性能进行了仿真分析,结果表明变体机构的变形量满足设计要求,受力情况下仍能保持较稳定的运动状态,变体头锥机构动态性能良好。该变体机构可以提高头锥的灵活性和适应性,同时,该机构的自锁特性和并联分布方式增强了头锥变形的稳定性。 展开更多
关键词 仿生变体机构 并联机构 变体头锥 动态性能
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高超声速飞行器头锥气动流场计算与热力耦合分析
6
作者 刘贵强 王正 方正 《现代制造技术与装备》 2023年第4期120-122,共3页
基于ANSYS软件,以某高超声速飞行器钝头锥为研究对象,运用计算流体动力学(Computational Fluid Dynamics,CFD)数值模拟技术对头锥外流场气动热进行计算,分析了在高超声速来流下头锥壁面流场区空气温度、压强、速度和密度的分布规律,并... 基于ANSYS软件,以某高超声速飞行器钝头锥为研究对象,运用计算流体动力学(Computational Fluid Dynamics,CFD)数值模拟技术对头锥外流场气动热进行计算,分析了在高超声速来流下头锥壁面流场区空气温度、压强、速度和密度的分布规律,并运用单向流-热-固耦合对头锥进行热力耦合计算,得到头锥温度场、应力场和变形量,从而对该类型头锥防热措施提供合理的建议。 展开更多
关键词 飞行器头锥 数值模拟 气动热 热流固耦合
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Kevlar层合材料抗弹性能研究 被引量:20
7
作者 王元博 王肖钧 +1 位作者 胡秀章 王峰 《工程力学》 EI CSCD 北大核心 2005年第3期76-81,共6页
以Kevlar纤维增强层合材料为对象,通过系列弹道冲击实验,研究了层合板的抗弹性能,着重分析了弹头、纤维铺设方式以及板厚等因素对靶板抗侵彻能力的影响,同时对靶板的破坏模式也作了必要的讨论。此外,还通过一种工程近似方法,分析了不同... 以Kevlar纤维增强层合材料为对象,通过系列弹道冲击实验,研究了层合板的抗弹性能,着重分析了弹头、纤维铺设方式以及板厚等因素对靶板抗侵彻能力的影响,同时对靶板的破坏模式也作了必要的讨论。此外,还通过一种工程近似方法,分析了不同弹头弹丸的弹道极限速度,预测值与实验值具有良好的一致性。 展开更多
关键词 爆炸力学 复合材料 抗弹性能 弹道极限速度 破坏模式
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基于速度势侵彻模型的应用研究 被引量:3
8
作者 王政 倪玉山 +2 位作者 曹菊珍 张文 金吾根 《高压物理学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2005年第1期10-16,共7页
研究了Rubin等人提出的基于Rankine卵形体速度势函数分析的侵彻模型。根据该侵彻模型的基本方法编制了计算程序,计算头部形状为锥形、卵形和球形的长杆弹体垂直碰撞靶板时的侵彻深度和穿透靶板后的剩余速度,分析侵彻模型对不同头部形状... 研究了Rubin等人提出的基于Rankine卵形体速度势函数分析的侵彻模型。根据该侵彻模型的基本方法编制了计算程序,计算头部形状为锥形、卵形和球形的长杆弹体垂直碰撞靶板时的侵彻深度和穿透靶板后的剩余速度,分析侵彻模型对不同头部形状的长杆弹体的适用性。另外,利用该分析方法计算并分析了卵形头部长杆弹体对铝靶侵彻和穿透的缩比模型问题,用分析方法验证了无量纲侵彻深度和剩余速度相等的侵彻几何相似规律,同时得到了弹体减加速度与几何尺寸成反比的重要结论。最后对混凝土靶板的侵彻与穿透问题进行了尝试计算,得到了同实验基本一致的计算结果并对其进行了深入分析。 展开更多
关键词 侵彻深度 弹体 剩余速度 穿透 速度势 势函数 混凝土靶 头部 分析 问题
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小型水平轴风力机导流罩结冰的风洞试验 被引量:3
9
作者 李强 李岩 +2 位作者 冯放 田川公太朗 丁国奇 《可再生能源》 CAS 北大核心 2013年第6期66-69,共4页
利用风洞试验对小型水平轴风力机的导流罩结冰现象进行了测试和分析。试验在冬季进行,在风洞吹出口附近安装了水滴流量可控的喷水装置来模拟结冰环境。试验中的水滴流量分别为0.5,1 L/min,风速为4~12 m/s,间隔1 m/s。在相同水滴流量情... 利用风洞试验对小型水平轴风力机的导流罩结冰现象进行了测试和分析。试验在冬季进行,在风洞吹出口附近安装了水滴流量可控的喷水装置来模拟结冰环境。试验中的水滴流量分别为0.5,1 L/min,风速为4~12 m/s,间隔1 m/s。在相同水滴流量情况下,随着风速的增加,导流罩的结冰率呈增大的趋势;在同一风速条件下,大水滴流量下导流罩的结冰率比小水滴流量的大,而且这种趋势在低风速时较为明显。 展开更多
关键词 风力机 结冰 导流罩 风洞试验 水滴流量 风速
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引信头锥摆动角对火箭弹气动特性及控制能力影响 被引量:4
10
作者 王朋飞 曹红松 +3 位作者 刘务平 刘莎 解宁波 沈冠军 《弹箭与制导学报》 CSCD 北大核心 2013年第1期152-155,共4页
针对低旋火箭弹在引信头锥摆动时改变了全弹的气动特性问题,进行了气动特性仿真,分析了引信头锥摆动角对火箭弹气动参数的影响,并利用气动仿真得到的数据进行控制能力的仿真,从而为弹道修正火箭弹设计提供依据。仿真结果表明:升力系数... 针对低旋火箭弹在引信头锥摆动时改变了全弹的气动特性问题,进行了气动特性仿真,分析了引信头锥摆动角对火箭弹气动参数的影响,并利用气动仿真得到的数据进行控制能力的仿真,从而为弹道修正火箭弹设计提供依据。仿真结果表明:升力系数和俯仰力矩系数随引信头锥摆动角的增大都有显著的增大,且在稳定飞行时引信头锥摆动火箭弹的修正能力可以满足火箭弹二维弹道修正的要求。 展开更多
关键词 引信头锥摆动角 气动特性 弹道修正
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鼻锥声学特性试验研究 被引量:5
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作者 高永卫 乔志德 《实验流体力学》 EI CAS CSCD 北大核心 2006年第1期9-12,共4页
该文内容涉及在气流当中进行声学测量存在的传感器自噪声问题。在速度为10m/s以下的气流中测量噪声,通常用泡沫球形风罩可有效降低气流流过传声器时产生的噪声(称为传感器自噪声)。在速度为10m/s以上时,为降低自噪声,传声器必须装上特... 该文内容涉及在气流当中进行声学测量存在的传感器自噪声问题。在速度为10m/s以下的气流中测量噪声,通常用泡沫球形风罩可有效降低气流流过传声器时产生的噪声(称为传感器自噪声)。在速度为10m/s以上时,为降低自噪声,传声器必须装上特殊形式的鼻锥。但风速达到某个数值以后,传声器自噪声仍会太大以至于无法进行声学测量。所以,在高速气流中进行声学测量时,传感器自噪声成为测量的制约因素。根据自噪声主要取决于鼻锥的边界层与透声孔干扰的论断,笔者用风洞实验的方法研究了三种形式鼻锥的声学特性,试图寻找降低自噪声水平和提高实验风速的方法。研究表明,在透声孔上覆盖纱网可以降低传感器自噪声。在本文的实验条件下,加纱网可以降低自噪声约5dB或在保持自噪声水平相同的条件下提高实验风速约10m/s。 展开更多
关键词 气动声学 传感器自噪声 鼻锥 风洞实验
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两种鼻锥在高速气流中声学特性的研究 被引量:4
12
作者 赵忠 高永卫 《声学技术》 CSCD 北大核心 2007年第1期96-100,共5页
为了在气流当中进行噪声测量,传声器上必须加装适当形式的鼻锥以降低传感器自噪声。否则,传感器自噪声会过大而影响正常的声学测量。所以,当在高速气流中进行声学测量时,传感器自噪声成为测量的制约因素。如何降低传感器自噪声成为高速... 为了在气流当中进行噪声测量,传声器上必须加装适当形式的鼻锥以降低传感器自噪声。否则,传感器自噪声会过大而影响正常的声学测量。所以,当在高速气流中进行声学测量时,传感器自噪声成为测量的制约因素。如何降低传感器自噪声成为高速气流中声学测量的关键。鼻锥的形式对传感器自噪声有重要的影响。为了发展低噪声鼻锥,采用实验的方法,在闭口风洞声学实验段中,研究了两种形式鼻锥在风速为10m/s~50m/s时的声学特性。实验结果表明,半球型头部的鼻锥在风速为30m/s~50m/s时比常见的鼻锥自噪声小约3~11(dB)。因此,使用半球型头部的鼻锥可以改善测试条件或提高实验风速。 展开更多
关键词 气动声学 高速气流 传感器自噪声 鼻锥 风洞实验
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烧蚀滞后效应引起的钝锥滚转力矩 被引量:2
13
作者 徐书轩 方一川 《空气动力学学报》 CSCD 北大核心 1999年第1期111-116,共6页
当有迎角钝锥相对于风坐标转动时,由于烧蚀滞后效应将产生滚转力矩。本文基于适当的力学模型和近似分析导出了该滚转力矩系数的解析表达式,表明该系数与α2sinε成正比。根据结果得到的系数模数的量级是10-6。文中还分析了它... 当有迎角钝锥相对于风坐标转动时,由于烧蚀滞后效应将产生滚转力矩。本文基于适当的力学模型和近似分析导出了该滚转力矩系数的解析表达式,表明该系数与α2sinε成正比。根据结果得到的系数模数的量级是10-6。文中还分析了它与各主要物理量的关系。 展开更多
关键词 钝锥 烧蚀滞后 滚转力矩 理论分析 再入飞行器
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一种用于传声器自噪声抑制的风锥结构设计 被引量:1
14
作者 侍艳华 周瑜 +1 位作者 冯晖 赵龙江 《电声技术》 2015年第12期17-19,39,共4页
设计了一种用于定向高风速下传声器自噪声抑制的多节复合风锥结构,该结构由鼻锥、湍流屏蔽筒、尾部导流帽三部分组成。利用Fluent软件进行了模拟仿真,仿真结果表明该风锥结构在高风速定向风下能够有效地减小传声器结构与气流相互作用产... 设计了一种用于定向高风速下传声器自噪声抑制的多节复合风锥结构,该结构由鼻锥、湍流屏蔽筒、尾部导流帽三部分组成。利用Fluent软件进行了模拟仿真,仿真结果表明该风锥结构在高风速定向风下能够有效地减小传声器结构与气流相互作用产生的湍流,从而减小传声器自噪声。 展开更多
关键词 鼻锥 风锥 自噪声 传声器 仿真
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不同类型鼻面部外伤手术疗效分析 被引量:1
15
作者 邓伟 李树华 王杰 《四川医学》 CAS 2014年第8期979-981,共3页
目的探讨不同类型鼻面部外伤手术疗效情况。方法根据我科室2002年至2010年85例患者鼻面部外伤,Ⅰ型和Ⅱ型(49例)采用传统方式复位,Ⅲ型和Ⅳ型(36例)型早期鼻内镜联合手术诊治情况,术后随访0.5~8年。结果Ⅰ型和Ⅱ型鼻面部外伤患者有... 目的探讨不同类型鼻面部外伤手术疗效情况。方法根据我科室2002年至2010年85例患者鼻面部外伤,Ⅰ型和Ⅱ型(49例)采用传统方式复位,Ⅲ型和Ⅳ型(36例)型早期鼻内镜联合手术诊治情况,术后随访0.5~8年。结果Ⅰ型和Ⅱ型鼻面部外伤患者有效率为100%,Ⅲ型和Ⅳ型鼻面部外伤患者早期鼻内镜联合手术,有效率为91.67%。结论Ⅰ型和Ⅱ型传统手术及Ⅲ型和Ⅳ型早期联合手术使大多数鼻锥外形整复与鼻腔功能重建达到满意效果,避免了Ⅲ型和Ⅳ型患者二期手术。 展开更多
关键词 鼻面部外伤 传统手术 鼻内镜手术 鼻锥 外伤整复
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再入旋转钝锥的烧蚀滞后滚转力矩计算 被引量:1
16
作者 徐书轩 方一川 《空气动力学学报》 CSCD 北大核心 2000年第4期421-426,共6页
有迎角的旋转钝锥由于周向烧蚀滞后将产生滚转力矩。在本文方法中 ,将“轴对称比拟”关系推广应用于切应力和烧蚀滞后滚转力矩计算 ,并给出引射率和粗糙度对壁面摩擦系数联合影响的表达式 ,切应力、热流率和无粘流线都在变熵条件下计算。
关键词 钝锥 烧蚀滞后 切应力 热流率 滚转力矩
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锥角对锥头弹侵彻2A12铝板影响效果的数值研究 被引量:2
17
作者 李剑峰 《兵器材料科学与工程》 CAS CSCD 北大核心 2017年第1期41-46,共6页
为研究锥角对弹体侵彻能力的影响效果,利用ABAQUS软件建立6种硬38CrSi钢锥形头弹撞击2A12铝合金薄靶的仿真模型,获得各个锥角下锥头弹的弹道极限和速度变化曲线,并对弹头锥角与靶体能量分布和失效模式的相互关系进行分析。仿真结果表明... 为研究锥角对弹体侵彻能力的影响效果,利用ABAQUS软件建立6种硬38CrSi钢锥形头弹撞击2A12铝合金薄靶的仿真模型,获得各个锥角下锥头弹的弹道极限和速度变化曲线,并对弹头锥角与靶体能量分布和失效模式的相互关系进行分析。仿真结果表明:弹头锥角会影响弹体的侵彻性能,随着锥角的增加,弹体的弹道极限先减小后增加,而摩擦所消耗的弹体动能则不断减少。对撞击后的靶体损伤情况进行分析发现,当锥角较小时,靶体失效模式主要表现为花瓣开裂,锥角较大时靶体则表现为花瓣开裂和冲塞的混合失效。 展开更多
关键词 锥头弹 锥角 侵彻 数值仿真
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平头弹丸正撞下钢筋混凝土靶板厚度方向的开裂 被引量:2
18
作者 咸玉席 文鹤鸣 《爆炸与冲击》 EI CAS CSCD 北大核心 2017年第2期269-273,共5页
主要针对钢筋混凝土靶板在受到平头弹丸撞击下发生的厚度方向开裂的问题进行研究,并提出了一个弹丸低速撞击有限厚度板的二阶段模型。模型中第一阶段为侵彻阶段,弹丸受到混凝土介质的侵彻阻力由静阻力和速度效应引起的动阻力组成;模型... 主要针对钢筋混凝土靶板在受到平头弹丸撞击下发生的厚度方向开裂的问题进行研究,并提出了一个弹丸低速撞击有限厚度板的二阶段模型。模型中第一阶段为侵彻阶段,弹丸受到混凝土介质的侵彻阻力由静阻力和速度效应引起的动阻力组成;模型中第二阶段为开裂阶段,钢筋混凝土靶板发生动态剪切破坏的最大承载力可以通过静态剪切破坏最大承载力乘以一个动态增强因子得到。该模型可以用来预测钢筋混凝土靶板发生厚度方向开裂破坏的临界能量。模型预测与实验结果吻合较好。 展开更多
关键词 钢筋混凝土板 厚度方向开裂 侵彻 平头弹丸
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压力系数分析法的低噪声鼻锥设计
19
作者 栾海霞 陈宝 李兴龙 《噪声与振动控制》 CSCD 2016年第1期209-211,共3页
在航空声学风洞内进行气流内的噪声测量时,需要在传声器前端安装鼻锥,以降低流场波动对传声器振膜的干扰噪声。目前使用的鼻锥,当流速超过40 m/s时,自噪声大幅度提高,因而无法用于更高速度的流场测试。利用一种鼻锥低噪声设计的分析方法... 在航空声学风洞内进行气流内的噪声测量时,需要在传声器前端安装鼻锥,以降低流场波动对传声器振膜的干扰噪声。目前使用的鼻锥,当流速超过40 m/s时,自噪声大幅度提高,因而无法用于更高速度的流场测试。利用一种鼻锥低噪声设计的分析方法,分析鼻锥表面的压力系数分布规律,并提出一种降低鼻锥自噪声的改进形式,降低不稳定的静态压力的干扰。将鼻锥的透声孔设置在压力稳定区域,可减少流场内不稳定压力波动对被测声波信号的干扰,提高测试结果的准确性,满足更高速度的流场测试需求。 展开更多
关键词 声学 鼻锥 低噪声设计 压力系数 仿真分析
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基于ANSYS的鼻锥结构消声器性能研究
20
作者 马建辉 郭鹏 《河南科学》 2012年第5期592-596,共5页
目前,对汽车发动机排气噪声的控制主要是安装排气消声器.消声器的设计与性能研究主要围绕其消声性能和对发动机功率的影响两个方面进行.通过对鼻锥结构排气消声器结构三维建模后进行性能模拟分析,获得了该消声器内部的声压分布情况和插... 目前,对汽车发动机排气噪声的控制主要是安装排气消声器.消声器的设计与性能研究主要围绕其消声性能和对发动机功率的影响两个方面进行.通过对鼻锥结构排气消声器结构三维建模后进行性能模拟分析,获得了该消声器内部的声压分布情况和插入损失随频率的变化关系,预测了该消声器对发动机功率损失的影响.该种方法具有周期短、成本低的优点. 展开更多
关键词 鼻锥 消声器 模拟分析
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