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仿金枪鱼水下机器人摆动-滑行游动数值研究 被引量:6
1
作者 刘焕兴 苏玉民 庞永杰 《船舶力学》 EI CSCD 北大核心 2020年第2期145-153,共9页
为探讨摆动-滑行方式的游动机理,本文基于RANS求解器和区域网格整体动态运动技术,建立了仿金枪鱼水下机器人摆动-滑行的自主游动计算模型,数值模拟其从某一速度自由加速到速度值稳定波动状态,分析了游动稳定时速度、水动力、尾涡等的变... 为探讨摆动-滑行方式的游动机理,本文基于RANS求解器和区域网格整体动态运动技术,建立了仿金枪鱼水下机器人摆动-滑行的自主游动计算模型,数值模拟其从某一速度自由加速到速度值稳定波动状态,分析了游动稳定时速度、水动力、尾涡等的变化特点,并比较了不同滑行时间的影响。计算结果表明:摆动滑行时间相同时,机器人的速度均值比正常游动下降了30%,但波动幅值为后者的3倍;水动力的大幅快速变化导致摆动阶段游动效率下降,但在滑行阶段利用了滑行惯性和尾流区的脱落涡吸收能量。随滑行比增大,游动速度均值下降,但速度功率比却逐渐上升。所计算工况下,滑行比不小于0.6时,摆动-滑行游动比正常游动更节省能量。 展开更多
关键词 水下机器人 摆动-滑行 自主游动 尾涡 滑行比 速度功率比
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Modeling and Simulation for Gliding Missile with Large Aspect Ratio
2
作者 杨黔龙 周凤岐 《Defence Technology(防务技术)》 CAS 2012年第2期92-97,共6页
An improved STT (skid to turn) autopilot was developed to solve the problem of roll control saturation for the gliding missile with large aspect ratio. A lateral acceleration feedback was introduced in the roll channe... An improved STT (skid to turn) autopilot was developed to solve the problem of roll control saturation for the gliding missile with large aspect ratio. A lateral acceleration feedback was introduced in the roll channel of the autopilot to ensure that the roll angle could closely follow the lateral acceleration,so that the sideslip angle and the roll rudder deflection could be reduced,and the roll control saturation was avoided. A six-DOF ( degree of freedom) nonlinear simulation model was set up. The simulation results indicate that the model and the control scheme are effective. 展开更多
关键词 control and navigation technology of aircraft six-DOF simulation gliding missile aspect ratio STT
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翼伞测控系统的设计与实验
3
作者 王松松 赵敏 李宇辉 《机械制造与自动化》 2021年第2期227-229,共3页
为了能够有效地控制翼伞的飞行状态并获取翼伞飞行时的相关参数,设计一套翼伞空投测控系统,基于该系统进行了实地的空投实验。通过分析空投实验获取的有效数据,得到翼伞的实际飞行轨迹、左右操纵绳的下拉量、操纵绳的受力大小等结果。... 为了能够有效地控制翼伞的飞行状态并获取翼伞飞行时的相关参数,设计一套翼伞空投测控系统,基于该系统进行了实地的空投实验。通过分析空投实验获取的有效数据,得到翼伞的实际飞行轨迹、左右操纵绳的下拉量、操纵绳的受力大小等结果。基于上述实验结果,计算出翼伞的盘旋半径以及实际飞行时的滑降比大小。 展开更多
关键词 翼伞空投 测控系统 飞行轨迹 盘旋半径 滑降比
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滑翔增程弹方案弹道特性的研究 被引量:20
4
作者 史金光 王中原 易文俊 《弹道学报》 CSCD 北大核心 2003年第1期51-54,共4页
阐述了滑翔增程弹的飞行原理 ,建立了滑翔增程弹的方案弹道模型 ,通过数值计算得到了滑翔增程弹方案弹道的形状特征、弹丸飞行速度沿全弹道的变化规律和最大射程角的特点 。
关键词 滑翔增程弹 弹道特性 弹丸 飞行速度 射程角 炮弹
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弹丸滑翔弹道的能量法研究 被引量:10
5
作者 丁松滨 王中原 《兵工学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2002年第1期10-13,共4页
本文针对弹丸滑翔飞行的运动特性 ,根据能量守恒原理 ,采用能量分析法对弹丸在滑翔段的弹道特性进行了研究。分析了弹丸理想滑翔飞行弹道的特点 ,推导出弹丸实现滑翔飞行的必备条件 ,以及弹丸滑翔飞行距离的计算公式、计算方法以及近似... 本文针对弹丸滑翔飞行的运动特性 ,根据能量守恒原理 ,采用能量分析法对弹丸在滑翔段的弹道特性进行了研究。分析了弹丸理想滑翔飞行弹道的特点 ,推导出弹丸实现滑翔飞行的必备条件 ,以及弹丸滑翔飞行距离的计算公式、计算方法以及近似估算公式 ,对滑翔飞行初始时刻的选择进行了初步讨论。 展开更多
关键词 滑翔飞行 外弹道 升阻比 能量高度 增程弹 弹丸 滑翔弹道
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高超声速滑翔飞行器再入气动系数改进拟合模型 被引量:6
6
作者 徐慧 蔡光斌 张胜修 《宇航学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2021年第9期1139-1149,共11页
为提升高超声速滑翔飞行器再入气动系数的刻画精度,基于公开的CAV-H气动系数数据,本文提出了一种改进的高超声速滑翔飞行器再入气动系数拟合模型。首先,建立攻角二次项和马赫数负指数幂项相结合的气动系数拟合模型。其次,利用多元非线... 为提升高超声速滑翔飞行器再入气动系数的刻画精度,基于公开的CAV-H气动系数数据,本文提出了一种改进的高超声速滑翔飞行器再入气动系数拟合模型。首先,建立攻角二次项和马赫数负指数幂项相结合的气动系数拟合模型。其次,利用多元非线性最小二乘法对模型进行参数辨识,并采用拟合优度评价了该模型对气动系数数据的解释程度。然后,依据该模型从升阻比角度分析了气动模型飞行特点。最后,对本文改进模型进行数据拟合仿真,分析升阻比特性,并进行再入轨迹优化任务仿真。气动数据拟合实验表明,与现有典型模型相比,改进模型拟合误差降低,拟合优度进一步提高。不同定升阻比的飞行仿真实验表明,应用改进模型可全面刻画再入滑翔飞行特性。再入滑翔飞行任务仿真结果表明,相较于对比模型,改进模型得到的再入轨迹更为平稳。 展开更多
关键词 高超声速滑翔飞行器 气动系数 拟合优度 升阻比 再入轨迹优化
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求解滑翔增程弹较优舵偏角方法 被引量:4
7
作者 史金光 王中原 涂四华 《弹箭与制导学报》 CSCD 北大核心 2005年第SC期717-719,共3页
文中阐述了滑翔增程弹的飞行过程,建立了滑翔弹在纵向平面内的弹道模型,分别采用序列二次规划法和最大升阻比法.对俯仰舵面的较佳控制过程进行了分析,仿真计算表明,序列二次规划法优化得到的俯仰舵偏角规律较优,适用于滑翔增程弹求解俯... 文中阐述了滑翔增程弹的飞行过程,建立了滑翔弹在纵向平面内的弹道模型,分别采用序列二次规划法和最大升阻比法.对俯仰舵面的较佳控制过程进行了分析,仿真计算表明,序列二次规划法优化得到的俯仰舵偏角规律较优,适用于滑翔增程弹求解俯仰舵偏角的后期优化工作;最大升阻比法所求得的俯仰舵偏角规律较差,但其方法及求解过程简单,适用于滑翔增程弹前期的论证工作。 展开更多
关键词 滑翔增程弹 序列二次规划法 最大升阻比法
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纳秒脉冲滑动弧放电等离子体裂解煤油实验研究 被引量:3
8
作者 张凯 金迪 +2 位作者 宋飞龙 黄胜方 胥世达 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2022年第7期414-422,共9页
为改善极端条件下航空煤油的点火和燃烧性能,在大气压氮气环境下利用纳秒脉冲电源产生的滑动弧等离子体开展煤油裂解实验研究,得到了包含气态轻质烃和氢气等高活性小分子物质的裂解气。通过改变电源输出脉冲电压的上升沿时间和下降沿时... 为改善极端条件下航空煤油的点火和燃烧性能,在大气压氮气环境下利用纳秒脉冲电源产生的滑动弧等离子体开展煤油裂解实验研究,得到了包含气态轻质烃和氢气等高活性小分子物质的裂解气。通过改变电源输出脉冲电压的上升沿时间和下降沿时间,得到了裂解气产量(Qgas)、碳氢比(R)以及裂解气中主要组分选择性(S)的变化规律,并总结了相关的部分反应路径。实验结果如下:裂解气产量随着上升沿时间的延长而减小,随着下降沿时间的延长而上升,裂解气碳氢比则呈现相反的变化规律;裂解气主要组分中,乙烷选择性最高,在各实验工况下均超过30%;随着上升沿时间和下降沿时间的延长,裂解气中丙烷和丙烯的选择性均降低,氢气的选择性上升;上升沿时间和下降沿时间的变化影响裂解效果的主要原因是改变了反应的路径。实验结果表明,纳秒脉冲滑动弧放电等离子体可以将煤油中的部分大分子烃类转化为气态轻烃和氢气等高活性组分。同时,增加纳秒脉冲电压下降沿时间能够改善滑动弧等离子体的裂解效果,获得更多高活性的小分子物质。 展开更多
关键词 航空煤油 纳秒脉冲滑动弧等离子体 裂解 碳氢比 选择性 反应路径
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旋转滑动弧涡流器点火探索试验 被引量:1
9
作者 彭畅新 杨浩 +3 位作者 刘逸博 姜世界 李元星 李炜 《航空动力学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2023年第4期769-776,共8页
基于中小发燃烧室常用的斜切孔+径向叶片式涡流器,结合滑动弧的产生位置,开展了4种方案的旋转滑动弧涡流器设计及加工,并完成了冷态放电试验及点火试验验证。放电试验结果表明:4种方案的涡流器均能在预设位置产生稳定的旋转滑动弧。三... 基于中小发燃烧室常用的斜切孔+径向叶片式涡流器,结合滑动弧的产生位置,开展了4种方案的旋转滑动弧涡流器设计及加工,并完成了冷态放电试验及点火试验验证。放电试验结果表明:4种方案的涡流器均能在预设位置产生稳定的旋转滑动弧。三头部点火试验结果表明:方案4的点火效果最好,其最小点火油气比低于常规点火方法。方案2次之,方案3仅能在较低的参考速度下实现燃烧室的点火,方案1的点火效果最差。滑动弧当地的气流速度及油气分布对点火效果影响显著,建议滑动弧处的气流速度不超过20 m/s。 展开更多
关键词 燃烧室 旋转滑动弧 涡流器 点火 油气比
原文传递
软土地区深基坑支护理论分析和支护建议 被引量:1
10
作者 李斌 李巨龙 《西部探矿工程》 CAS 2004年第12期51-52,共2页
以简化模型做理论分析 ,以Mohr-Coulomb平衡理论作分析工具 ,分析了在基坑开挖时软土地基滑鼓破坏机制和抗滑系数与基桩插入深度及地基土内摩擦角的关系 。
关键词 饱和软土 基坑 抗滑系数 抗剪强度 滑动力矩 入土比D/H
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滑翔弹最优弹道设计存在的问题及解决方法 被引量:2
11
作者 郭广明 孙伟星 +1 位作者 万茜 刘凯 《火力与指挥控制》 CSCD 北大核心 2013年第2期65-68,共4页
最大滑翔距离是滑翔弹最重要的战技指标之一。根据现有理论,滑翔弹按照最大升阻比飞行的弹道是具有最大滑翔距离的最优弹道。滑翔弹实现最大升阻比飞行的控制策略有升阻力系数表达式法和升阻比搜索法,针对这两种方法的不足,根据工程经验... 最大滑翔距离是滑翔弹最重要的战技指标之一。根据现有理论,滑翔弹按照最大升阻比飞行的弹道是具有最大滑翔距离的最优弹道。滑翔弹实现最大升阻比飞行的控制策略有升阻力系数表达式法和升阻比搜索法,针对这两种方法的不足,根据工程经验,提出一种计算量小、结构简单的新方法。以某型号滑翔弹为仿真用例,仿真结果证明了新方法的可行性和有效性;对不同类型的滑翔弹,新方法具有通用性。 展开更多
关键词 滑翔弹 最优弹道 最大升阻比 通用性
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远程制导迫弹滑翔增程弹道方案研究 被引量:1
12
作者 陈胜政 宋宇航 +2 位作者 张意 康博弈 杜青山 《兵器装备工程学报》 CSCD 北大核心 2022年第1期130-134,169,共6页
以满足迫击炮的远程化打击为研究背景,本文提出了以火箭助推+滑翔增程的远程制导迫弹弹道方案,建立了弹道方程组模型,在此基础上对滑翔增程弹道进行研究。理论分析及数字仿真表明,滑翔增程能力主要取决于弹体的升阻比以及最大弹道高。... 以满足迫击炮的远程化打击为研究背景,本文提出了以火箭助推+滑翔增程的远程制导迫弹弹道方案,建立了弹道方程组模型,在此基础上对滑翔增程弹道进行研究。理论分析及数字仿真表明,滑翔增程能力主要取决于弹体的升阻比以及最大弹道高。通过提高弹体升阻比和优化最大弹道高设计,远程制导迫弹能够实现较强的弹道增程,满足远程化打击作战需求。 展开更多
关键词 远程制导迫弹 滑翔增程 迫击炮 升阻比
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大展弦比滑翔弹STT驾驶仪设计
13
作者 杨黔龙 周凤岐 《弹箭与制导学报》 CSCD 北大核心 2012年第2期43-45,共3页
针对大展弦比滑翔弹大侧滑飞行容易造成滚转控制饱和的问题,提出了一种降低侧滑角的STT驾驶仪设计方案。该驾驶仪与传统STT驾驶仪结构形式相同,包括俯仰、偏航、倾斜3个通道,通过在倾斜回路中引入侧向加速度反馈,以实现倾斜角对侧向加... 针对大展弦比滑翔弹大侧滑飞行容易造成滚转控制饱和的问题,提出了一种降低侧滑角的STT驾驶仪设计方案。该驾驶仪与传统STT驾驶仪结构形式相同,包括俯仰、偏航、倾斜3个通道,通过在倾斜回路中引入侧向加速度反馈,以实现倾斜角对侧向加速度的跟随,达到减小侧滑角的效果。六自由度非线性数学仿真结果表明,改进的驾驶仪有效降低了滑翔弹STT转弯过程的侧滑角,可以应用于此类面对称导弹的飞行控制。 展开更多
关键词 滑翔弹 大展弦比 侧滑转弯 侧向加速度
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载气比对滑动弧裂解丙烷组分影响的研究
14
作者 杨铭丰 黄孝龙 +1 位作者 李宁 翁春生 《弹道学报》 CSCD 北大核心 2022年第2期86-92,共7页
为了提升脉冲爆轰发动机的点火性能达到稳定点火起爆的目的,在氮气气氛下采用高压直流滑动弧放电等离子体裂解器对气体燃料-丙烷进行裂解实验。将进气流量中丙烷和氮气的摩尔比定义为载气比,在不同载气比下进行试验,得到丙烷转化率制氢... 为了提升脉冲爆轰发动机的点火性能达到稳定点火起爆的目的,在氮气气氛下采用高压直流滑动弧放电等离子体裂解器对气体燃料-丙烷进行裂解实验。将进气流量中丙烷和氮气的摩尔比定义为载气比,在不同载气比下进行试验,得到丙烷转化率制氢能耗、氢气选择性和裂解产物中不同组分的体积分数,并分析能量输入密度对丙烷转化率的影响。结果表明,当进气流量中的载气比从1降低至0.2时,丙烷转化率由97.4%逐渐降低至91.8%,输入能量密度随载气比的增大逐渐降低;丙烷/氮气混合气经过等离子体作用后的裂解产物中,氢气体积分数最高,为81.80%,乙炔次之,体积分数为7.90%;丙烷/氮气混合气裂解产物中碳氢化合物各组分体积分数随载气比的增加有所增大;当载气比为0.8时,高压直流滑动弧放电等离子体可获得较高氢气选择性的同时,还可以保持较低的制氢能耗。研究结果可对碳氢燃料航空航天发动机辅助点火燃烧提供一定参考。 展开更多
关键词 滑动弧放电 载气比 光谱分析 丙烷裂解 氢气选择性
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冲压翼伞上翼面开缝技术研究进展 被引量:5
15
作者 姚晨曦 杨春信 +1 位作者 周成龙 程炜 《航天返回与遥感》 CSCD 北大核心 2017年第6期19-28,共10页
上翼面扰流缝驱动是一种新颖的控制冲压翼伞横向和纵向飞行性能的方法。文章概括了近年来国外冲压翼伞上翼面开缝技术的研究方向和进展,依次对影响冲压翼伞气动性能的四个扰流缝结构因素——开缝方向、弦向位置、下拉度和开缝气室展向... 上翼面扰流缝驱动是一种新颖的控制冲压翼伞横向和纵向飞行性能的方法。文章概括了近年来国外冲压翼伞上翼面开缝技术的研究方向和进展,依次对影响冲压翼伞气动性能的四个扰流缝结构因素——开缝方向、弦向位置、下拉度和开缝气室展向分布的研究情况与结果进行详细阐述与分析总结,得出结论前缘侧扰流缝在纵向控制方面比后缘侧扰流缝更有效。扰流缝的合理弦向位置大约位于0.15~0.3c(c为翼伞的弦长,0.15~0.3c表示开缝位置与翼型左侧之间的弦向距离)。在扰流缝最大下拉度以内,滑翔比随下拉度增大而线性减小,大下拉度还能使翼伞飞行延迟大约4°迎角失速。扰流缝下拉度很小时存在一定范围的死区,之后转率随着下拉度的增加线性增大。开缝气室数量超过最大开缝气室数量时,翼伞系统变得难以控制,且最大转率会饱和。在最大开缝气室数量以内,随着开缝气室数量增加,扰流缝的有效性随之线性增加。开缝气室离伞衣中心线越远越容易产生高的转率,但是会降低滑翔比的控制性能。相比于其他控制方式,下拉扰流缝所需的力远远要小,能有效减小翼伞控制单元的尺寸,对翼伞的操作有重大的意义。该研究可为翼伞精确空投技术研究提供一定的技术参考。 展开更多
关键词 扰流缝 滑翔比 转率 冲压翼伞 返回技术
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战斗机空滑迫降技术研究 被引量:4
16
作者 崔益华 韩意新 王启 《飞行力学》 CSCD 北大核心 2013年第6期549-552,共4页
针对可能引起发动机停车的风险科目试飞需要,开展了战斗机空滑迫降技术研究,提出了下滑速度、最佳空滑比、180°转弯高度损失等空滑迫降关键参数的确定方法及两种空滑迫降航线的制定方法,并通过飞行试验进行了验证。该项研究对保障... 针对可能引起发动机停车的风险科目试飞需要,开展了战斗机空滑迫降技术研究,提出了下滑速度、最佳空滑比、180°转弯高度损失等空滑迫降关键参数的确定方法及两种空滑迫降航线的制定方法,并通过飞行试验进行了验证。该项研究对保障试飞安全有重要意义。 展开更多
关键词 空滑迫降 空滑比 迫降航线
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冲压翼伞滑翔性能研究 被引量:2
17
作者 杨华 宋磊 黄俊 《飞行力学》 CSCD 北大核心 2014年第6期510-513,共4页
为了研究翼伞的滑翔性能,采用纵向平面三自由度翼伞静力学模型推导翼伞最大升阻比,计算伞体在不同安装角度下的滑翔比。获得了最佳的伞绳安装布置角度,同时提出了改善滑翔性能的两种方法:增大最大升力系数法和减少废阻法。通过增加翼型... 为了研究翼伞的滑翔性能,采用纵向平面三自由度翼伞静力学模型推导翼伞最大升阻比,计算伞体在不同安装角度下的滑翔比。获得了最佳的伞绳安装布置角度,同时提出了改善滑翔性能的两种方法:增大最大升力系数法和减少废阻法。通过增加翼型弯度提高翼伞的最大升力系数,可以使滑翔性能获得一定的提升;但也会使翼伞性能对伞体安装精度更为敏感,即少量的安装角的偏差将会使飞行状态大幅偏离设计点。减少载荷物阻力和伞体零升阻力也可以改善翼伞的升阻比,其中伞体零升阻力的减少可以大幅提升翼伞的滑翔性能。 展开更多
关键词 滑翔比 升阻比 翼型弯度 零升阻力
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单发飞机空中起动试飞航线建立方法
18
作者 申世才 《燃气涡轮试验与研究》 北大核心 2020年第6期56-60,共5页
为化解单发飞机空中起动试飞的高风险,在停车迫降航线的基础上,融入空中起动试飞过程,提出了空中起动试飞航线总体设计方法、关键参数确定和修正方法、关键点确定方法以及安全裕度设置方法,形成了空中起动试飞航线建立方法。飞行试验验... 为化解单发飞机空中起动试飞的高风险,在停车迫降航线的基础上,融入空中起动试飞过程,提出了空中起动试飞航线总体设计方法、关键参数确定和修正方法、关键点确定方法以及安全裕度设置方法,形成了空中起动试飞航线建立方法。飞行试验验证表明:形成的单发飞机空中起动试飞航线建立方法合理、可行,所建立的空中起动试飞航线可操作性强、安全裕度高,能有效化解空中起动试飞存在的高风险,保障试飞安全。本研究可为单发飞机试飞安全控制和部队训练使用提供重要参考。 展开更多
关键词 空中起动航线 安全控制 关键参数 空滑比 安全裕度 单发飞机 飞行试验
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滑动率对控制式差动无级变速器的影响
19
作者 璩瑶瑶 张淳 赵永刚 《煤矿机械》 北大核心 2009年第6期87-89,共3页
针对滑动率对控制式差动无级变速器有着重要的影响,对不同类型控制式差动无级变速器的传动比及调速范围与装置内无级变速器滑动率之间的关系进行分析讨论,并得到相应关系式;还对不同类型装置运动学综合时的参数进行分析推导,并得出相应... 针对滑动率对控制式差动无级变速器有着重要的影响,对不同类型控制式差动无级变速器的传动比及调速范围与装置内无级变速器滑动率之间的关系进行分析讨论,并得到相应关系式;还对不同类型装置运动学综合时的参数进行分析推导,并得出相应的计算公式,为此类装置的技术设计提供了依据。 展开更多
关键词 控制式差动无级变速器 滑动率 传动比 调速范围 运动综合
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助推-滑翔无动力跳跃飞行器轨迹预测 被引量:12
20
作者 王路 邢清华 毛艺帆 《空军工程大学学报(自然科学版)》 CSCD 北大核心 2015年第1期24-27,共4页
针对助推-滑翔无动力跳跃飞行器再入拉起后升阻比大小较为稳定的特点,设计了基于稳定升阻比的轨迹预测算法。首先对目标的弹道特性进行了分析,鉴于其再入后特有的跳跃拉升现象,将再入拉起时刻确定为轨迹预测算法的起始时刻;其次,根据防... 针对助推-滑翔无动力跳跃飞行器再入拉起后升阻比大小较为稳定的特点,设计了基于稳定升阻比的轨迹预测算法。首先对目标的弹道特性进行了分析,鉴于其再入后特有的跳跃拉升现象,将再入拉起时刻确定为轨迹预测算法的起始时刻;其次,根据防御方已知信息和未知信息对飞行器跳跃段运动方程进行了转化,给出了转化后运动方程中未知参量的计算方法,并设计了基于转化后运动方程的轨迹预测流程及算法;最后对算法进行了仿真验证,仿真结果表明所设计预测算法对助推-滑翔无动力跳跃飞行器再入拉起后的轨迹具有较好的预测能力。 展开更多
关键词 助推-滑翔 临近空间 无动力跳跃 轨迹预测 升阻比
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