期刊文献+
共找到140篇文章
< 1 2 7 >
每页显示 20 50 100
High AOA decoupling control for aircraft based on ADRC 被引量:9
1
作者 LIU Junjie SUN Mingwei +1 位作者 CHEN Zengqiang SUN Qinglin 《Journal of Systems Engineering and Electronics》 SCIE EI CSCD 2020年第2期393-402,共10页
In this paper, a practical decoupling control scheme for fighter aircraft is proposed to achieve high angle of attack(AOA)tracking and super maneuver action by utilizing the thrust vector technology. Firstly, a six de... In this paper, a practical decoupling control scheme for fighter aircraft is proposed to achieve high angle of attack(AOA)tracking and super maneuver action by utilizing the thrust vector technology. Firstly, a six degree-of-freedom(DOF) nonlinear model with 12 variables is given. Due to low sufficiency of the aerodynamic actuators at high AOA, a thrust vector model with rotatable engine nozzles is derived. Secondly, the active disturbance rejection control(ADRC) is used to realize a three-channel decoupling control such that a strong coupling between different channels can be treated as total disturbance, which is estimated by the designed extended state observer. The control surface allocation is implemented by the traditional daisy chain method. Finally,the effectiveness of the presented control strategy is demonstrated by some numerical simulation results. 展开更多
关键词 high angle of attack(AOA) decoupling control linear extended state observer(LESO) active disturbance REJECTION control(ADRC) THRUST vector technology control allocation
在线阅读 下载PDF
基于不确定性预测的气动力建模与主动采样
2
作者 张子军 李怀璐 +2 位作者 赵彤 王旭 张伟伟 《空气动力学学报》 北大核心 2025年第1期12-21,I0001,共11页
神经网络方法作为一种高效高精度建模方法,在多个领域得到广泛应用,但其自身的“黑箱”特性结合工程问题特有的小样本现象使得模型可靠性不足,预测结果不确定性大,严重制约了神经网络模型的使用。为提高神经网络模型的工程适用性,以飞... 神经网络方法作为一种高效高精度建模方法,在多个领域得到广泛应用,但其自身的“黑箱”特性结合工程问题特有的小样本现象使得模型可靠性不足,预测结果不确定性大,严重制约了神经网络模型的使用。为提高神经网络模型的工程适用性,以飞机纵向非定常气动特性为研究对象,利用时间卷积神经网络实现了纵向大幅振荡风洞试验的时域非定常气动力建模,并使用MC-Dropout技术对预测结果的不确定性进行评估。在此基础上结合不确定性分析结果,开展了风洞试验样本主动采样。结果表明,模型不确定性可作为预测精度的先验评价指标,模型预测误差与不确定性具有强线性关系,主动采样策略较随机采样策略可以最多降低40%的样本需求,验证了该方法在提升黑箱模型可信度与降低建模样本需求量方面的有效性。 展开更多
关键词 大迎角 风洞试验 非定常气动力 神经网络 不确定性 主动采样
在线阅读 下载PDF
攻角非定常波动对导叶端壁气膜冷却特性影响的数值研究
3
作者 李若诚 张文豪 +3 位作者 王志多 王志豪 王一 丰镇平 《中南大学学报(自然科学版)》 北大核心 2025年第5期2067-2079,共13页
通过数值模拟,探讨了航空发动机燃烧室出流引起的来流攻角非定常波动对高压涡轮导叶端壁气膜冷却特性的影响,设置了导叶进口的径向温度场、总压场及非定常攻角波动,分析了攻角波动的频率和振幅对导叶端壁双排射流孔冷却性能的影响。研... 通过数值模拟,探讨了航空发动机燃烧室出流引起的来流攻角非定常波动对高压涡轮导叶端壁气膜冷却特性的影响,设置了导叶进口的径向温度场、总压场及非定常攻角波动,分析了攻角波动的频率和振幅对导叶端壁双排射流孔冷却性能的影响。研究结果表明:在双排射流孔中,下游孔排更易受到主流压力的影响;前缘附近的气膜孔冷气吹风比较低,出流方向随攻角波动变化显著;前缘冷气汇聚区、压力侧冷气掺混区及气膜孔下游的冷气尾迹区最易受到攻角波动的影响;对于靠近导叶前缘的上端壁,在不同时刻绝热壁温的标准差最大超过了进口平均总温的0.1倍;高振幅波动对前缘区域的冷却效果有显著降低作用,高频波动则增加冷气流动的不稳定性,也会削弱整体冷却效果。 展开更多
关键词 高压涡轮 端壁 非定常流动 攻角波动 气膜冷却
在线阅读 下载PDF
高速条件下细长旋成体背风区流动特性试验研究 被引量:2
4
作者 李晓辉 王宏伟 +3 位作者 熊红亮 石伟龙 任少洁 黄湛 《兵工学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2024年第3期818-827,共10页
导弹全方向攻击时会产生由旋涡主导的复杂流动,发生转捩和流动分离,对导弹的机动性和控制能力具有重大影响。为探索攻角及马赫数对弹体流动形态的影响,针对某细长旋成体在FD-12风洞开展高速粒子图像测速及荧光油流试验,来流Ma分别为0.4... 导弹全方向攻击时会产生由旋涡主导的复杂流动,发生转捩和流动分离,对导弹的机动性和控制能力具有重大影响。为探索攻角及马赫数对弹体流动形态的影响,针对某细长旋成体在FD-12风洞开展高速粒子图像测速及荧光油流试验,来流Ma分别为0.4、0.6、0.8,攻角范围α为0°~180°,获取了细长体背风区的流场特性演化规律。研究结果表明:当攻角α<90°时,随着攻角的增大,模型背风区流场从附着流变化为分离流,且分离涡从对称变为非对称,最终演化为非定常流动;当攻角α>90°时,情况有所不同,α=100°及α=120°时背风区存在非定常涡脱落现象,时均流场具有明显的非对称性;当攻角α=150°时,迎风面分离区出现不对称偏移,初始分离区下边界已越过模型端面,在模型中后部形成分离线;当攻角α=180°时,时均流场没有明显的特征,在模型头部位置出现了环形分离区及再附区,表明由于底部扰动的影响,该截面流场呈现局部的非定常、非线性流动状态;在攻角相同情况下,增大流场的来流Ma,不但会使分离涡的影响范围变大,也会导致分离涡的位置抬高。 展开更多
关键词 细长体 大攻角 粒子图像测速 流动分离 旋涡
在线阅读 下载PDF
面向战机大迎角机动过程的智能学习控制 被引量:1
5
作者 于目航 王霞 +1 位作者 杨林 许斌 《自动化学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2024年第4期719-730,共12页
针对战机大迎角动力学呈现的强非线性、气动不确定和通道耦合特性,提出了一种基于智能学习的自适应机动跟踪控制方法.通过将通道耦合视为集总扰动的一部分,把模型分解为迎角子系统、侧滑角子系统和滚转角速率子系统.采用神经网络估计不... 针对战机大迎角动力学呈现的强非线性、气动不确定和通道耦合特性,提出了一种基于智能学习的自适应机动跟踪控制方法.通过将通道耦合视为集总扰动的一部分,把模型分解为迎角子系统、侧滑角子系统和滚转角速率子系统.采用神经网络估计不确定,设计跟踪误差反馈与集总干扰估计前馈相结合的控制器获取期望操纵力矩,并基于串接链分配方法求解气动舵偏角和推力矢量偏角.对于神经网络权重更新,构建预测误差表征集总干扰的估计性能,结合跟踪误差设计复合学习更新律.基于李雅普诺夫方法证明了闭环系统的一致最终有界稳定性.针对眼镜蛇机动和赫伯斯特机动指令进行了仿真验证和抗干扰参数拉偏测试,结果表明所提方法具有较高的机动指令跟踪精度和鲁棒性能. 展开更多
关键词 战机 大迎角机动 复合学习 自适应控制 控制分配
在线阅读 下载PDF
基于深度强化学习的多攻角翼型流动控制研究 被引量:1
6
作者 尤孙钰 靳智昊 +2 位作者 董祥瑞 宋杨 蔡小舒 《动力工程学报》 CAS CSCD 北大核心 2024年第12期1887-1897,共11页
针对弱湍流条件下大攻角翼型产生的流动分离现象,采用柔性演员评论家(Soft Actor-Critic,SAC)深度强化学习(Deep Reinforcement Learning,DRL)算法训练神经网络,并对其进行闭环主动流动控制策略研究。在复杂环境下,通过增添零质量射流约... 针对弱湍流条件下大攻角翼型产生的流动分离现象,采用柔性演员评论家(Soft Actor-Critic,SAC)深度强化学习(Deep Reinforcement Learning,DRL)算法训练神经网络,并对其进行闭环主动流动控制策略研究。在复杂环境下,通过增添零质量射流约束,采用三射流进行优化策略研究,获得不同攻角条件下的平均阻力系数。结果表明:使用DRL训练得到的策略控制射流速度,可以高效抑制翼型流动分离;在单射流控制、翼型攻角分别为10°、13°、15°时,平均阻力系数分别减少25%、15.3%、11.7%;在大攻角条件下,基于DRL的主动流动控制方法具有良好的效果,验证了该方法在抑制翼型流动分离中的高效性;合成射流的引入也可以使智能体寻找到更好的控制策略,使阻力系数进一步减小。 展开更多
关键词 流动控制 深度强化学习 弱湍流条件 多攻角翼型
在线阅读 下载PDF
4 m×3 m风洞大迎角机构上位机软件
7
作者 刘赟 黄心跃 +1 位作者 张苗苗 陈陆军 《兵工自动化》 北大核心 2024年第7期79-81,96,共4页
针对大迎角机构机械装置、控制硬件的改造升级,基于Labview框架平台设计编写上位机控制软件。优化更新基于TCP/IP协议的Socket通信,增设虚拟支杆设定、模型防碰撞识别等功能。编制的控制软件已成功应用于气动中心4 m×3 m低速风洞... 针对大迎角机构机械装置、控制硬件的改造升级,基于Labview框架平台设计编写上位机控制软件。优化更新基于TCP/IP协议的Socket通信,增设虚拟支杆设定、模型防碰撞识别等功能。编制的控制软件已成功应用于气动中心4 m×3 m低速风洞大迎角试验。结果表明,该软件有效提升了试验质量效率和设备运行安全。 展开更多
关键词 4 m×3 m低速风洞 大迎角试验 上位机控制软件
在线阅读 下载PDF
高比例光伏接入的分布式储能容量自适应协调控制方法 被引量:3
8
作者 柳长发 付立衡 +2 位作者 张增丽 李宏胜 古敬彬 《储能科学与技术》 CAS CSCD 北大核心 2024年第8期2696-2703,共8页
光伏发电具有一定的波动性和不确定性,天气、季节等因素会导致光伏功率的变化,需要储能系统实时跟踪、预测和调整以保持供需平衡,但波动性和不确定性增加了控制的复杂性。为此,提出一种新的分布式储能容量自适应协调控制方法。计算接入... 光伏发电具有一定的波动性和不确定性,天气、季节等因素会导致光伏功率的变化,需要储能系统实时跟踪、预测和调整以保持供需平衡,但波动性和不确定性增加了控制的复杂性。为此,提出一种新的分布式储能容量自适应协调控制方法。计算接入高比例光伏电能后储能无功损耗,设置功率约束条件,确保功率的稳定性。基于此,以电压条件最优、接入负荷和净功率最低、高比例光伏接入处的功率可调节范围最优为调控目标,实现高比例光伏接入的分布式储能容量自适应协调控制。实验数据证明,所提方法在控制效果方面具有显著优势,能够实现高效的分布式储能控制,并确保光伏的高效出力。 展开更多
关键词 高比例光伏接入 分布式储能容量 有功功率 最优潮流控制模型 网损
在线阅读 下载PDF
高航速流动不分离外形带攻角流动特性分析
9
作者 可伟 王哲 +1 位作者 李晓植 高全喜 《船舶力学》 EI CSCD 北大核心 2024年第4期541-550,共10页
边界层发生分离的两个必要条件是流体粘性和正压梯度,设计外形使其表面具有尽量大的负压梯度区域,延缓边界层转捩和流动分离,从而达到减阻目的。本文采用基于细长体理论的流动不分离外形设计方法,设计临界速度为100 m/s的航行体外形,运... 边界层发生分离的两个必要条件是流体粘性和正压梯度,设计外形使其表面具有尽量大的负压梯度区域,延缓边界层转捩和流动分离,从而达到减阻目的。本文采用基于细长体理论的流动不分离外形设计方法,设计临界速度为100 m/s的航行体外形,运用数值仿真分析其在不同速度和攻角情况下的流动特性。研究发现,0°攻角下仿真得到的压强分布与理论计算结果一致,摩擦阻力与估算结果一致,证明可以通过外形设计使航行体边界层在高雷诺数条件下保持层流流动不分离状态,以达到大幅减阻的目的;小攻角不会破坏航行体表面流体附着状态,但攻角会使流动出现横向漩涡,边界层发生转捩,使阻力明显增加,但减阻效果仍然存在。 展开更多
关键词 高速航行体 流动不分离 临界雷诺数 层流 攻角 转捩
在线阅读 下载PDF
基于自抗扰与模糊逻辑的大攻角控制系统设计 被引量:14
10
作者 马悦悦 唐胜景 +1 位作者 郭杰 师娇 《系统工程与电子技术》 EI CSCD 北大核心 2013年第8期1711-1716,共6页
针对直接力/气动力复合控制空空导弹的敏捷转弯问题,提出了一种基于自抗扰控制技术与模糊逻辑的自动驾驶仪设计方法。将导弹俯仰通道分解为攻角控制回路与俯仰角速度控制回路,使用自抗扰控制方法分别设计控制器,并将其串联组成完整控制... 针对直接力/气动力复合控制空空导弹的敏捷转弯问题,提出了一种基于自抗扰控制技术与模糊逻辑的自动驾驶仪设计方法。将导弹俯仰通道分解为攻角控制回路与俯仰角速度控制回路,使用自抗扰控制方法分别设计控制器,并将其串联组成完整控制回路。由攻角指令得到虚拟控制量,然后通过模糊逻辑将虚拟控制量分配给气动舵与直接力喷流装置。最后使用模糊控制方法对自抗扰控制器的反馈增益进行在线调整。仿真结果表明,所提出的控制方案对大攻角指令有良好的跟踪效果,适用于空空导弹的大攻角敏捷转弯控制。 展开更多
关键词 空空导弹 大攻角 自抗扰控制 模糊逻辑 复合控制
在线阅读 下载PDF
不同形式等离子体激励对细长体分离涡的控制 被引量:6
11
作者 孟宣市 王健磊 +2 位作者 蔡晋生 罗时钧 刘锋 《空气动力学学报》 CSCD 北大核心 2013年第5期647-651,669,共6页
应用一对单介质阻挡放电(Single-Dielectric Barrier Discharge,SDBD)等离子体激励器对20°顶角圆锥前体分离涡流场进行了主动控制实验研究。在模型尖端处表面上布置两组不同形式的介质阻挡放电等离子体激励器,通过左、右舷等离子... 应用一对单介质阻挡放电(Single-Dielectric Barrier Discharge,SDBD)等离子体激励器对20°顶角圆锥前体分离涡流场进行了主动控制实验研究。在模型尖端处表面上布置两组不同形式的介质阻挡放电等离子体激励器,通过左、右舷等离子体激励器分别开启来实现对圆锥前体非对称涡流场的控制。对圆锥前体8个测量截面的周向压力分布进行了测量,并对相应的缩比模型进行了固定截面的粒子图像测速实验(Particle Image Velocimetry,PIV)。静态压力测量实验在3.0m×1.6m低速低湍流直流闭口风洞中进行,粒子图像测速实验在0.6m×0.5m低速直流开口风洞中进行,迎角固定在45°。研究结果表明:对两种不同形式和布置位置的激励器,当左、右舷激励器分别开启时,压力分布均出现了明显的变化,显示出等离子体激励对非对称分离涡流场可以进行有效控制;顺吹型和逆吹型等离子激励器对流场产生影响的效果和机理有所不同,应用顺吹型等离子体激励器时的流动控制有效风速要高于使用逆吹型等离子体激励器。 展开更多
关键词 非对称分离涡 大迎角空气动力学 等离子体 主动流动控制 压力分布测量
在线阅读 下载PDF
大迎角分离流场在等离子体控制下的特性研究 被引量:8
12
作者 王健磊 李华星 +2 位作者 孟宣市 刘锋 罗时钧 《实验流体力学》 EI CAS CSCD 北大核心 2010年第2期34-38,共5页
设计了一种新型的大迎角主动流动控制方法。采用圆锥-圆柱组合体模拟飞行器前体,在靠近圆锥尖端处镶嵌了一对马蹄形单电极介质阻挡放电(Single-Dielectric Barrier Discharge SDBD)等离子体激励器,通过风洞实验研究了等离子体激励器在... 设计了一种新型的大迎角主动流动控制方法。采用圆锥-圆柱组合体模拟飞行器前体,在靠近圆锥尖端处镶嵌了一对马蹄形单电极介质阻挡放电(Single-Dielectric Barrier Discharge SDBD)等离子体激励器,通过风洞实验研究了等离子体激励器在不同状态下对大迎角模型前体的非对称气动载荷的控制作用。实验结果表明,通过控制等离子体激励器的开闭可以使得圆锥-圆柱组合体在大迎角下出现的侧力改变方向。还对通过调节单侧等离子体激励器的激励电压实现圆锥前体侧力系数在正负极值间连续变化的可能性进行了初步的实验探索。 展开更多
关键词 单电极介质阻挡放电(SDBD) 等离子体激励器 主动流动控制 大迎角 细长旋成体
在线阅读 下载PDF
环量控制对翼型气动特性的作用机理 被引量:9
13
作者 张艳华 张登成 +2 位作者 胡孟权 郑无计 李靖涛 《空军工程大学学报(自然科学版)》 CSCD 北大核心 2015年第1期10-13,共4页
环量控制能够显著提高升力,改善飞行器短距起降性能。首先从机理上分析了环量控制的作用原理,然后通过CFD数值仿真方法研究环量控制对翼型气动特性的影响规律,采用雷诺平均N-S方程,SST湍流模型,将射流口边界条件设为反映动量系数的速度... 环量控制能够显著提高升力,改善飞行器短距起降性能。首先从机理上分析了环量控制的作用原理,然后通过CFD数值仿真方法研究环量控制对翼型气动特性的影响规律,采用雷诺平均N-S方程,SST湍流模型,将射流口边界条件设为反映动量系数的速度入口,分别模拟了动量系数和迎角对升阻特性和附面层分离特性的影响规律。结果表明:在α=0°,Cμ=0.05时,升力增加327%,效费比ΔCy/ΔCμ为21.97;随着动量系数增加,前缘分离导致失速迎角提前,在中等动量系数和小迎角状态能够获得优良的升阻特性。 展开更多
关键词 环量控制 翼型 射流 动量系数 迎角
在线阅读 下载PDF
飞机大迎角非对称涡组合扰动主动控制研究 被引量:8
14
作者 王延奎 魏占峰 +2 位作者 邓学蓥 黄涛 丁兴志 《力学学报》 EI CSCD 北大核心 2007年第4期433-441,共9页
采用测压、测力以及流动显示方法研究了头部微三角扰动块对飞机大迎角非对称背涡的主控作用和背风侧单孔位微吹气对背涡空间位置及相应侧向力的控制作用,以此为基础提出了基于微三角块扰动和单孔位微吹气扰动的组合扰动主动控制新技术,... 采用测压、测力以及流动显示方法研究了头部微三角扰动块对飞机大迎角非对称背涡的主控作用和背风侧单孔位微吹气对背涡空间位置及相应侧向力的控制作用,以此为基础提出了基于微三角块扰动和单孔位微吹气扰动的组合扰动主动控制新技术,并在某飞机模型上进行了验证.实验是在北京航空航天大学D4风洞中进行的.研究结果表明:该组合扰动控制技术能够实现对飞机大迎角非对称侧向力的有效主动控制. 展开更多
关键词 组合扰动主动控制技术 大迎角 非对称涡 微吹气扰动 微三角块扰动
在线阅读 下载PDF
平板大攻角绕流升力和阻力系数的计算 被引量:20
15
作者 姜海波 曹树良 程忠庆 《应用力学学报》 CAS CSCD 北大核心 2011年第5期518-520,557,共3页
二维平板或二维对称薄翼型大攻角绕流升力和阻力系数与攻角之间存在的函数关系一般用数据表格的形式给出。本文根据垂直平板绕流阻力实验数据和对称薄翼型全攻角绕流实验数据,分析得到了平板大攻角绕流总压力及其升力分量和阻力分量系... 二维平板或二维对称薄翼型大攻角绕流升力和阻力系数与攻角之间存在的函数关系一般用数据表格的形式给出。本文根据垂直平板绕流阻力实验数据和对称薄翼型全攻角绕流实验数据,分析得到了平板大攻角绕流总压力及其升力分量和阻力分量系数的近似计算公式。结果表明:平板总压力系数约等于攻角正弦值的2倍;总压力的阻力分量系数约等于攻角正弦值平方的2倍;升力分量系数约为攻角2倍的正弦值。计算结果与两组试验数据具有较好的一致性。 展开更多
关键词 平板 大攻角绕流 升力系数 阻力系数 总压力
在线阅读 下载PDF
谐波平衡法在动导数快速预测中的应用研究 被引量:16
16
作者 陈琦 陈坚强 +1 位作者 袁先旭 谢昱飞 《力学学报》 EI CSCD 北大核心 2014年第2期183-190,共8页
谐波平衡法以傅里叶级数展开为基础,将周期性非定常流场的非定常求解过程转化为几个定常流场的耦合求解过程,并通过重建得到整个流场的非定常过程.建立了基于谐波平衡法的动导数快速预测方法,数值模拟了超声速带翼导弹俯仰的动态流场,... 谐波平衡法以傅里叶级数展开为基础,将周期性非定常流场的非定常求解过程转化为几个定常流场的耦合求解过程,并通过重建得到整个流场的非定常过程.建立了基于谐波平衡法的动导数快速预测方法,数值模拟了超声速带翼导弹俯仰的动态流场,并通过积分法获取了俯仰动导数,与实验结果吻合很好;且在同等计算精度下,谐波平衡法的计算效率是双时间步方法的13倍.应用谐波平衡法研究了较大范围内减缩频率对俯仰动导数的影响规律.研究发现,对于本外形,当减缩频率降低到一定值后,俯仰动导数的值迅速变化,甚至发生变号;对此现象产生的原因进行了深入分析,并通过对导弹自激俯仰运动的数值模拟验证了该结果.此外,针对大攻角条件下动态流场非线性强的特点,开展了谐波平衡法在大攻角下的适用性研究.结果表明,谐波平衡法在大攻角下也能取得很好的计算结果. 展开更多
关键词 谐波平衡法 动导数 大攻角 双时间步方法 非定常流动
在线阅读 下载PDF
75°/45°双三角翼外翼前缘形状对大迎角分离流动特性影响 被引量:6
17
作者 冯亚南 吴成 +2 位作者 熊善文 刘日之 邢玉山 《空气动力学学报》 CSCD 北大核心 1994年第3期301-306,共6页
本文通过风洞试验和水洞试验研究了75°/45°双三角翼的外翼前缘形状对大迎角分离流动的影响。试验表明,在涡破裂沿翼面向前发展的迎角范围内,外翼前缘钝化对涡态的发展、压强分布和气动力有较大影响。
关键词 分离流动 双三角翼 大迎角 飞机
在线阅读 下载PDF
头部钝度对大迎角非对称多涡流动特性的影响 被引量:6
18
作者 王刚 邓学蓥 +1 位作者 刘沛清 王延奎 《空气动力学学报》 EI CSCD 北大核心 2004年第1期7-13,共7页
在西北工业大学NF 3风洞通过表面测压和物面油流实验以及在北京航空航天大学1.2m水洞利用染色线显示和激光片光技术,对尖头和钝头拱形细长体大迎角绕流结构和气动特性进行了研究。结果表明,尖头拱形细长体在大迎角下(45°≤α≤60&#... 在西北工业大学NF 3风洞通过表面测压和物面油流实验以及在北京航空航天大学1.2m水洞利用染色线显示和激光片光技术,对尖头和钝头拱形细长体大迎角绕流结构和气动特性进行了研究。结果表明,尖头拱形细长体在大迎角下(45°≤α≤60°)表现出非对称多涡的复杂涡系流动现象,相应的截面侧向力CZ沿轴向呈现出类似正弦曲线形式的减幅振荡,并且侧向力幅值较大(1<CZ<3.5);而将尖头改为钝头,CZ的幅值比原来减小2/3(CZ<1),而且在某些滚转角下呈现侧向力分布基本为零的现象。文中分析了侧向力大幅度减小的机理,认为尖拱头部顶端变钝后,物面分离线由开式分离变为闭式分离,并且在顶端背风侧形成U形马蹄涡结构;马蹄涡的作用是约束背风侧2个主涡,抑制非对称的出现。 展开更多
关键词 头部钝度 大迎角空气动力学 涡系结构 飞行器 侧向力 实验
在线阅读 下载PDF
大攻角下基于信息融合的攻角/侧滑角估计方法 被引量:14
19
作者 马航帅 雷廷万 +1 位作者 李荣冰 刘建业 《电光与控制》 北大核心 2012年第8期1-5,共5页
攻角和侧滑角是飞控系统和导航系统的重要参数。针对高性能飞行器在大攻角飞行时攻角和侧滑角不能精确测量问题,引入飞行动力学模型,选取姿态、姿态角速率、气流角和速度等飞行参数作为状态向量,以惯性导航系统提供的姿态、姿态角速率... 攻角和侧滑角是飞控系统和导航系统的重要参数。针对高性能飞行器在大攻角飞行时攻角和侧滑角不能精确测量问题,引入飞行动力学模型,选取姿态、姿态角速率、气流角和速度等飞行参数作为状态向量,以惯性导航系统提供的姿态、姿态角速率、加速度组成观测向量,构建扩展卡尔曼滤波器,融飞行动力学模型求解和状态估计的过程为一体,实现攻角和侧滑角实时精确估计。利用X-Plane系统的飞行仿真数据对攻角/侧滑角估计方法的可行性和有效性进行了验证。仿真结果表明,该方法不仅具有较高的精度、良好的稳定性和鲁棒性,而且可提高大气数据系统的测量范围和可靠性,能够有效地适用于大攻角飞行环境下攻角和侧滑角的测量。 展开更多
关键词 惯性导航系统 大气数据系统 飞行动力学 飞行控制 大攻角
在线阅读 下载PDF
展向射流控制机翼前缘涡的机理及其应用 被引量:6
20
作者 秦燕华 庄逢甘 沈礼敏 《空气动力学学报》 CSCD 北大核心 1998年第3期267-275,共9页
旋涡和流动分离的控制一直是空气动力学研究的一个重要课题。研究表明展向吹气是控制机翼上旋涡破裂和流动分离的一种十分有效的气动措施。本文综述了在这一领域内的主要研究成果,包括利用流动显示和LDV技术探索展向吹气与机翼前缘... 旋涡和流动分离的控制一直是空气动力学研究的一个重要课题。研究表明展向吹气是控制机翼上旋涡破裂和流动分离的一种十分有效的气动措施。本文综述了在这一领域内的主要研究成果,包括利用流动显示和LDV技术探索展向吹气与机翼前缘涡干扰的机理,各种吹气方案和影响因素对气动特性的影响,利用展向吹气控制前缘涡位置改善涡襟翼效率的研究以及脉冲吹气提高吹气效率等方面的研究。 展开更多
关键词 旋涡控制 展向射流 机翼 流动分离 旋涡结构
在线阅读 下载PDF
上一页 1 2 7 下一页 到第
使用帮助 返回顶部