X-37B轨道试验飞行器可重复使用热防护系统综述 被引量：10

1

作者 周志勇 马彬 +3 位作者 张萃 韩修柱 刘峰 董彦芝 《航天器工程》 北大核心 2016年第4期95-101,共7页

热防护系统是可重复使用航天器的核心部分,X-37B轨道试验飞行器的成功试飞,突破了可重复使用热防护系统的技术瓶颈。文章对X-37B热防护系统进行了介绍,对鼻锥、机翼前缘、机体迎风面及背风面等部位热防护材料的技术方案、性能参数、制... 热防护系统是可重复使用航天器的核心部分,X-37B轨道试验飞行器的成功试飞,突破了可重复使用热防护系统的技术瓶颈。文章对X-37B热防护系统进行了介绍,对鼻锥、机翼前缘、机体迎风面及背风面等部位热防护材料的技术方案、性能参数、制备方式及验证情况进行了概括,同时,总结了X-37B热防护系统的设计经验,可为我国可重复使用航天器热防护系统设计及研究工作提供参考。 展开更多

关键词 X-37B轨道试验飞行器 可重复使用 热防护系统 材料

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欧洲“过渡试验飞行器”再入返回技术综述 被引量：5

2

作者 魏昊功 陆亚东 +1 位作者 李齐 彭兢 《航天器工程》 北大核心 2016年第1期131-140,共10页

欧洲"过渡试验飞行器"(IXV)是在欧洲未来运载器预备工程(FLPP)框架下研发的飞行试验器,主要用于演示验证升力体高超声速再入技术。2015年2月11日IXV成功回收,标志着欧洲在飞行器再入返回技术上实现了新的突破。文章介绍了IXV... 欧洲"过渡试验飞行器"(IXV)是在欧洲未来运载器预备工程(FLPP)框架下研发的飞行试验器,主要用于演示验证升力体高超声速再入技术。2015年2月11日IXV成功回收,标志着欧洲在飞行器再入返回技术上实现了新的突破。文章介绍了IXV的发展历程、飞行试验情况,以及主要设计要求和技术指标,梳理了空气动力学、热防护系统(TPS)、制导导航与控制、回收等关键技术的解决途径,可为我国开展相关研究提供参考。 展开更多

关键词 “过渡试验飞行器” 再入返回 高超声速

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美国空军发射X-37B轨道试验飞行器 被引量：1

3

作者 康开华 《导弹与航天运载技术》 北大核心 2010年第3期57-57,共1页

北京时间2010年4月23日7点52分，美国空军研制的X-37B轨道试验飞行器（OTV）在佛罗里达州卡纳维拉尔角空军基地由宇宙神-5火箭发射升空。美空军称发射取得成功，但未透露具体细节。

关键词 试验飞行器 美国空军 火箭发射 轨道 宇宙神-5 佛罗里达州 北京时间 空军基地

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德国正在研制Shefex-2高超声速试验飞行器

4

作者 佟艳春 《导弹与航天运载技术》 北大核心 2010年第3期57-57,共1页

2010年5月11日,德国航空航天中心正在研制的Shefex-2高超声速试验飞行器,旨在提高航天器返回大气层时的安全性并降低维护成本。Shefex-2长为12.7 m,质量6.8 t,最大飞行高度200 km,最大飞行马赫数为10。

关键词 试验飞行器 高超声速 德国 航天器返回 飞行马赫数 航天中心 维护成本 飞行高度

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利用验前信息时，飞行器试验鉴定技术研究──一次现场试验下的精度鉴定方法 被引量：1

5

作者 张金槐 《国防科技大学学报》 CSCD 北大核心 1996年第4期124-129,共6页

研究了具有验前信息下的飞行器落点精度的鉴定问题，适用于只作一次现场飞行试验的情况。文中给出了鉴定方案，并进行了风险计算和信度分析。对于一次试验结果与验前信息的一致性．给出了验证方法。本文所提供的理论方法，可用于一般武... 研究了具有验前信息下的飞行器落点精度的鉴定问题，适用于只作一次现场飞行试验的情况。文中给出了鉴定方案，并进行了风险计算和信度分析。对于一次试验结果与验前信息的一致性．给出了验证方法。本文所提供的理论方法，可用于一般武器装备系统的试验定型和鉴定。 展开更多

关键词 射击精度 飞行器试验 鉴定 落点精度 现场试验

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航天飞行器飞行试验总体构型定义技术研究 被引量：1

6

作者 刘瑜 房文林 《导弹与航天运载技术》 CSCD 北大核心 2020年第6期112-115,共4页

参考飞机总体构型定义技术,根据航天飞行器飞行试验特点,研究了航天飞行器飞行试验总体构型定义技术内涵,建立了试验视图产品结构,提供了显性化的型号试飞总体设计方法,为基于模块的飞行试验设计和管理提供支撑,有利于提升试飞设计数据... 参考飞机总体构型定义技术,根据航天飞行器飞行试验特点,研究了航天飞行器飞行试验总体构型定义技术内涵,建立了试验视图产品结构,提供了显性化的型号试飞总体设计方法,为基于模块的飞行试验设计和管理提供支撑,有利于提升试飞设计数据的管理和重用效率。 展开更多

关键词 航天飞行器飞行试验 总体构型定义 构型管理

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超声速飞行器FADS系统实时解算设计与验证 被引量：2

7

作者 陈广强 刘吴月 +3 位作者 豆修鑫 周伟江 杨云军 豆国辉 《空气动力学学报》 CSCD 北大核心 2018年第4期561-570,共10页

针对典型超声速飞行器的头部外形,采用CFD数值模拟方法计算获得超声速飞行器头部测压点阵列的压力数据,设计了基于BP神经网络技术的求解算法和基于FPGA+DSP构架数字信号处理的解算机、飞行马赫数2.0~4.5的嵌入式大气数据传感系统实时解... 针对典型超声速飞行器的头部外形,采用CFD数值模拟方法计算获得超声速飞行器头部测压点阵列的压力数据,设计了基于BP神经网络技术的求解算法和基于FPGA+DSP构架数字信号处理的解算机、飞行马赫数2.0~4.5的嵌入式大气数据传感系统实时解算方案。应用蒙特卡罗法分析测量总误差对算法模型的影响,并获得满足嵌入式大气数据传感系统设计目标要求的测量系统总误差。算法在解算机上完成1次计算所需时间<1ms,完全可以满足嵌入式大气数据传感系统算法实时解算设计的要求。在1.2m×1.2m超声速风洞完成求解算法的实时解算试验,试验结果与风洞系统的测量结果基本吻合,系统在实时解算过程中未出现异常、能灵敏反映出来流参数变化、具有很好的鲁棒性和敏捷性。静压测量相对误差≤6.9%,马赫数测量误差<0.1,迎角和侧滑角的测量误差均<1°。最后还分析了试验误差影响因素,提出了试验改进的方法。 展开更多

关键词 超声速飞行器风洞试验 嵌入式大气数据传感系统 神经网络 计算流体力学 数字信号处理

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德国研制Shefex-2飞行器自主飞行控制系统

8

作者 杨云翔 《导弹与航天运载技术》 北大核心 2010年第5期37-37,共1页

德国航空航天中心（DLR）研制的Shefex-2高超声速试验飞行器将于2011年3月在澳大利亚伍默拉发射场进行首次飞行试验。Shefex-2将使用自主飞行控制系统返回地面。

关键词 飞行控制系统 试验飞行器 德国 飞行试验 澳大利亚 高超声速 航天中心 发射场

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HIFiRE-2超燃冲压发动机研究性飞行试验取得成功

9

作者 王友利 韩洪涛 《导弹与航天运载技术》 北大核心 2012年第3期41-41,共1页

2012年5月8日，美国、澳大利亚联合开展的HIFiRE-2超燃冲压发动机研究性飞行试验取得成功。试验中，飞行器从位于夏威夷的太平洋导弹靶场发射，装有碳氢燃料超燃冲压发动机的试验飞行器依靠助推火箭爬升到大约30km的高度，在Ma=6～8的... 2012年5月8日，美国、澳大利亚联合开展的HIFiRE-2超燃冲压发动机研究性飞行试验取得成功。试验中，飞行器从位于夏威夷的太平洋导弹靶场发射，装有碳氢燃料超燃冲压发动机的试验飞行器依靠助推火箭爬升到大约30km的高度，在Ma=6～8的加速飞行条件下，大约工作了12s。 展开更多

关键词 碳氢燃料超燃冲压发动机 飞行试验 试验飞行器 澳大利亚 助推火箭 飞行条件 场发射 太平洋

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直升机旋翼健康监测系统地面试验台方案设计与开发 被引量：2

10

作者 朱旭程 侯志强 吴国宏 《兵工学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2008年第4期509-512,共4页

研究了直升机旋翼健康监测系统地面试验台的硬件方案设计和旋翼健康监测软件的开发,阐述了旋翼数据采集系统、机体数据采集系统和上位计算机3个子系统的组成方案。由于采用了数字传感器、远程多路复合器和无线集流环采集旋翼状态数据,... 研究了直升机旋翼健康监测系统地面试验台的硬件方案设计和旋翼健康监测软件的开发,阐述了旋翼数据采集系统、机体数据采集系统和上位计算机3个子系统的组成方案。由于采用了数字传感器、远程多路复合器和无线集流环采集旋翼状态数据,解决了原采集系统中存在的集流环磨损问题和传感器数量问题。提出了一种基于短时模型残差的故障检测方法和基于混合模型的故障诊断方案。地面旋翼实验台的实现对于旋翼故障的研究和各种诊断方法的评估有重要的现实意义。 展开更多

关键词 飞行器试验技术 直升机 旋翼 健康监测 故障诊断 试验台

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气体冲击试验系统计算研究 被引量：2

11

作者 王正军 兰宝刚 李广武 《火炮发射与控制学报》 北大核心 2017年第3期53-57,共5页

提出了一种气体冲击试验方案,用来模拟燃气发生器产生的压力载荷环境,使用集总参数对初容室内压力曲线进行编程计算,验证了方案的可行性并确定了相关的参数。在分析各参数影响的基础上对建成的试验系统进行了5次调试,经过调试,初容室内... 提出了一种气体冲击试验方案,用来模拟燃气发生器产生的压力载荷环境,使用集总参数对初容室内压力曲线进行编程计算,验证了方案的可行性并确定了相关的参数。在分析各参数影响的基础上对建成的试验系统进行了5次调试,经过调试,初容室内压力曲线与目标曲线基本一致,表明气体冲击试验方案能够很好地模拟燃气发生器产生的压力环境。 展开更多

关键词 飞行器试验技术 燃气发生器 气体冲击 压力曲线模拟 仿真计算

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多自由度伺服机构负载模拟系统建模与实验研究 被引量：9

12

作者 朱晓敏 延皓 孙萌 《兵工学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2011年第5期602-606,共5页

针对运载火箭推力矢量伺服控制系统的负载模拟问题,分析了负载的多自由度特性,提出一种负载模拟系统结构并建立了数学模型。仿真结果表明,模拟系统中负载位置输出的动态特性与实际伺服机构负载的动态特性具有一致性。通过原理性实验,在... 针对运载火箭推力矢量伺服控制系统的负载模拟问题,分析了负载的多自由度特性,提出一种负载模拟系统结构并建立了数学模型。仿真结果表明,模拟系统中负载位置输出的动态特性与实际伺服机构负载的动态特性具有一致性。通过原理性实验,在负载的扫频实验中成功体现了负载的多自由度特性。仿真和实验结果证明了此种负载模拟原理的可行性。该负载模拟实验台可以为研制大型运载火箭推力矢量系统的伺服机构提供设计参考依据。 展开更多

关键词 飞行器试验技术 负载模拟 推力矢量 伺服控制

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快速响应热流/温度传感器设计与特性分析 被引量：11

13

作者 杨庆涛 白菡尘 +2 位作者 张涛 杨娟 王辉 《兵工学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2014年第6期927-934,共8页

针对高超声速飞行器长时间地面试验中同时测量壁面温度和热流的要求,设计了一种快速响应的新型热阻式热流传感器,在不同金属层界面上形成热电偶接点,通过测量交界面温度响应,获得传感器表面热流和温度。建立了传感器有限元数值模型,通... 针对高超声速飞行器长时间地面试验中同时测量壁面温度和热流的要求,设计了一种快速响应的新型热阻式热流传感器,在不同金属层界面上形成热电偶接点,通过测量交界面温度响应,获得传感器表面热流和温度。建立了传感器有限元数值模型,通过传感器内部传热计算,分析了其响应特性。数值计算结果表明:短时间响应后,传感器的内部温度响应和分布满足理论假定;在数据处理时考虑温差项和储能项,可同时得到传感器表面热流和温度,比稳态处理方法更真实地反映壁面温度对热流的影响。 展开更多

关键词 飞行器试验技术 热流传感器 热流测量 表面温度测量 有限元分析 响应特性

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多自由度伺服机构负载模拟系统动态特性研究 被引量：4

14

作者 孙萌 李长春 +3 位作者 延皓 刘晓东 张金英 母东杰 《兵工学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2013年第3期378-384,共7页

针对运载火箭推力矢量伺服控制系统的多自由度特性问题,提出一种新的负载模拟结构并建立了数学模型。通过仿真分析了主要机械设计参数对系统动态特性的影响。建立原理性实验系统,通过扫频实验验证了伺服机构的多自由度特性。仿真和实验... 针对运载火箭推力矢量伺服控制系统的多自由度特性问题,提出一种新的负载模拟结构并建立了数学模型。通过仿真分析了主要机械设计参数对系统动态特性的影响。建立原理性实验系统,通过扫频实验验证了伺服机构的多自由度特性。仿真和实验证明了此种负载模拟原理的可行性,从而为优化推力矢量伺服机构的设计参数以及研制大型运载火箭伺服系统的负载模拟系统提供设计依据。 展开更多

关键词 飞行器试验技术 推力矢量 多自由度 动态特性 负载模拟

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非爆破柔性气缸弹射器研究 被引量：7

15

作者 柳忠彬 肖守讷 王欢 《兵工学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2017年第2期389-395,共7页

研究一种基于压缩气体静音发射的柔性气缸弹射器,实现了在约束且不爆破的情况下对弹射物变距离做功。通过弹射理论分析、仿真计算和实验验证相结合的方法,对柔性气缸弹射器动力学特性进行研究。结果表明:柔性气缸折叠压缩、充气展开弹... 研究一种基于压缩气体静音发射的柔性气缸弹射器,实现了在约束且不爆破的情况下对弹射物变距离做功。通过弹射理论分析、仿真计算和实验验证相结合的方法,对柔性气缸弹射器动力学特性进行研究。结果表明:柔性气缸折叠压缩、充气展开弹射能实现对弹射物的发射,弹射过程无爆破现象;弹射器弹射能力受到柔性气缸初始长度、柔性气缸与弹射物的接触面积、柔性气缸压力等因素的影响。在对不同初始长度柔性气缸的弹射能力的研究中发现:柔性气缸初始长度越长、折叠量越大,柔性气缸展开弹射的作用距离就越大,弹射能力也就越强;通过4个1 000 mm×2 000 mm规格的柔性气缸组在2 MPa压力作用下弹射质量60 t弹射物可产生4.6 MJ能量,可实现对大质量物体的弹射。该研究成果对实现高压气体可控能量释放与大质量弹射技术研究具有参考意义。 展开更多

关键词 飞行器试验技术 弹射器 柔性壁 气缸 压缩空气弹射

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频域主分量模态分析法及在颤振试飞中的应用 被引量：5

16

作者 王东森 王彤 +1 位作者 卢晓东 周友明 《中国测试》 CAS 北大核心 2013年第6期89-92,共4页

为提高对颤振边界预测至关重要的模态阻尼的识别精度,基于频域多参考点法,采用主分量分析、奇异值分解和最小二乘技术,考虑频率响应函数负共轭部分和带外模态的影响,提出频域主分量分析模态参数识别方法,具有处理速度快、所需用户交互... 为提高对颤振边界预测至关重要的模态阻尼的识别精度,基于频域多参考点法,采用主分量分析、奇异值分解和最小二乘技术,考虑频率响应函数负共轭部分和带外模态的影响,提出频域主分量分析模态参数识别方法,具有处理速度快、所需用户交互少的特点。通过飞机模型仿真算例验证在模态高度耦合情况下该方法的有效性,并在实际飞行颤振试验中进行应用。 展开更多

关键词 飞行器试验技术 模态分析 主分量分析 阻尼估计

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基于矢量匹配的扰动力矩消除方法 被引量：4

17

作者 杨雪松 李长春 +2 位作者 延皓 黄静 李竞 《兵工学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2016年第2期348-356,共9页

随着电机制造和驱动技术的不断发展,在航空航天器舵机地面测试中电机正在逐渐替代液压装置,并成为中小功率负载模拟器的首选驱动部件。由于电动、液压系统数学模型间存在相似性,将液压系统阀控缸模型特征方程的分解方法引申到电机加载... 随着电机制造和驱动技术的不断发展,在航空航天器舵机地面测试中电机正在逐渐替代液压装置,并成为中小功率负载模拟器的首选驱动部件。由于电动、液压系统数学模型间存在相似性,将液压系统阀控缸模型特征方程的分解方法引申到电机加载系统模型的分解中,得到了电动负载模拟器结构参数与位置扰动力矩频域特性的对应关系,这个方法可称为电-液等效法。针对电动负载模拟试验中常用的扫频试验,提出了基于幅相辨识和遗传算法的矢量匹配法以消除扰动力矩。通过AMESim仿真和电动负载模拟试验台上的验证表明,矢量匹配法可将加载力矩控制误差的标准差控制在该电动负载模拟器额定加载范围(±15 N·m)的1%以内。该方法较之其他方法具有适应能力强、简单灵活等优点,可大大提高负载模拟器在正弦位置扰动下的加载精度。 展开更多

关键词 飞行器试验技术 电-液等效法 矢量匹配 位置扰动 幅相辨识

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基于信息散度的补充样本加权融合评估 被引量：9

18

作者 段晓君 黄寒砚 《兵工学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2007年第10期1276-1280,共5页

小子样试验评估时,为避免大量先验信息湮没实际飞行试验的信息,融合先验补充样本时通常会根据工程经验对补充样本量作一定限制,对补充样本量的选取并没有量化的理论准则。分析了先验分布与实际试验样本服从分布的差异,通过分布差异进行... 小子样试验评估时,为避免大量先验信息湮没实际飞行试验的信息,融合先验补充样本时通常会根据工程经验对补充样本量作一定限制,对补充样本量的选取并没有量化的理论准则。分析了先验分布与实际试验样本服从分布的差异,通过分布差异进行信息散度计算,用信息散度确定先验样本权重。提出了考虑先验信息可信度的加权方法,以进行Bayes估计。最后提供了正态逆Gama分布参数的加权Bayes估计方法。理论分析和仿真说明,本文的加权方法是合理的。 展开更多

关键词 飞行器试验技术 信息散度 加权融合 试验评估 小子样

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标定飞机舵面角位移的双圆靶单目视觉方法 被引量：6

19

作者 何森 侯宏录 王尧 《兵工学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2007年第7期889-892,共4页

提出了一种基于计算机单目视觉的飞机副翼、襟翼、方向舵和升降舵等转动系统中的角位移传感器的标定方法。用一台位置固定的数码相机对平行于飞机方向舵转轴并固定在该舵面上的一个双圆靶拍照。经数字图像处理确定4个特征像点的像面坐标... 提出了一种基于计算机单目视觉的飞机副翼、襟翼、方向舵和升降舵等转动系统中的角位移传感器的标定方法。用一台位置固定的数码相机对平行于飞机方向舵转轴并固定在该舵面上的一个双圆靶拍照。经数字图像处理确定4个特征像点的像面坐标,根据透视投影原理推导出求靶面法线的方向余弦的解析表达式,无需在现场实时标定相机参数即可解算出靶面法线的相对方向。方向舵转动时,其角位移可用该靶面的角位移来表达。仿真结果表明该方案正确可靠,可用于航天器上实现实时自主测量交会对接时的相对位姿参数。 展开更多

关键词 仪器仪表技术 飞行器试验技术 单目视觉 双圆靶 透视投影 角位移标定

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连续式跨声速风洞动力系统运行安全研究 被引量：1

20

作者 张文 周恩民 +2 位作者 刘恺 程松 刘烽 《兵工学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2016年第7期1330-1336,共7页

为提高连续式跨声速风洞动力系统的运行安全性,结合0.6 m×0.6 m连续式跨声速风洞的建设、调试和运行实践,分析风洞闭口回流布局对气流温升和管网阻力的影响,研究轴流压缩机在风洞应用中的轴系、运行工况和马赫数控制的安全特性,对... 为提高连续式跨声速风洞动力系统的运行安全性,结合0.6 m×0.6 m连续式跨声速风洞的建设、调试和运行实践,分析风洞闭口回流布局对气流温升和管网阻力的影响,研究轴流压缩机在风洞应用中的轴系、运行工况和马赫数控制的安全特性,对关键性能进行了测试研究。研究结果表明:换热器性能满足压缩机运行和风洞总温需求;得到了压缩机轴系运行参数报警阈值和防喘振曲线设置的依据,测试出了扭转振动临界转速。压缩机防喘振曲线统一采用100 k Pa总压下的流量和压力比,风洞马赫数可采用压缩机转速和中心体位置闭环组合控制。 展开更多

关键词 飞行器试验技术 连续式跨声速风洞 运行安全 换热 喘振

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