搜索结果: 1-15 共查到“航空、航空系统工程 飞行器”相关记录16条 . 查询时间(0.056 秒)
飞行器层板式前缘热管防热结构等效热分析
热防护 热管 层板 换热系数
2015/10/22
针对高超声速飞行器前缘尖锐部件所面临的严重气动热，提出层板式前缘热管防热结构。为避免前缘热管内复杂的两相传热传质计算，对高温热管蒸汽腔的传热进行了等效导热分析，讨论了蒸汽腔的等效导热系数的计算方法，与常规高温热管试验对比验证了计算方法的准确性。对该结构热防护效果的计算表明，当飞行器在34 km高度以7Ma速度飞行时，以IN718为管壁材料、Na为工质的层板式热管对头部半径为15 mm的前缘结构...
高超声速飞行器常规螺线管磁控热防护系统可行性分析
磁流体控制 高超声速飞行器 热防护 螺线管磁铁
2015/9/25
针对高超声速飞行器鼻锥热防护，构造常规圆柱螺线管磁控热防护系统的物理模型。采用低磁雷诺数磁流体数学模型，对外加磁场作用下的高超声速鼻锥流场进行数值模拟；分析常规螺线管磁控热防护系统的有效磁感应强度范围；给出满足导线电流密度工作极限的螺线管几何参数的要求。研究表明，由于磁控“饱和现象”及导线电流密度的限制，系统可行工作范围为驻点磁感应强度B0∈［0.05 T,0.20 T］；B0=0.20 T时...
高超声速飞行器的热电技术热管理系统参数
再生冷却 热电转换 热管理系统 燃料
2015/9/1
提出了集成热电发电装置的超燃冲压发动机热管理系统，将热电发电器与发动机壁面结构相结合。集成的热电发电热管理系统可以将传入发动机壁面的热量部分转换为电能，同时减少了冷却用燃料流量，“间接”提高了燃料的吸热能力。燃料在冷却过程中提高了自身温度和焓值，具有一定的做功能力。高温高压的燃料经过涡轮机膨胀做功，输出可以被高超声速飞行器利用的能量。采用热力学的分析方法对集成热电发电热管理系统的相关参数进行研究，...
适用于临近空间飞行器大变形的动网格策略
动网格 大变形 变形策略
2015/4/8
对于超大展弦比构型的低速临近空间飞行器而言，由于其在飞行过程中结构变形非常显著，因此基于计算流体力学的分析方法对于动网格提出了非常高的要求。为此，提出了一种适用于边界大变形的动网格策略，该种动网格基于映射的思想，将边界网格的位置变化以某种权重反映到流场网格，并更新网格节点位置。选取距离倒数的n次方作为权重，研究不同的权重指数n对网格变形的影响规律，然后开展了二维与三维动网格实例分析。结果表明，这种...
小型电动垂直起降飞行器推进系统性能分析
电动推进系统 垂直起降飞行器 悬停续航时间 载荷能力
2014/9/28
小型电动垂直起降飞行器的悬停续航性能取决于推进系统的性能。基于电池、电机、电调的质量模型和螺旋桨的推力-功耗关系，利用电池的恒流放电模型建立了垂直起降飞行器的续航时间评估模型，分析了推进系统参数和有效载荷对飞行器续航性能的影响规律，研究结论可用于电动垂直起降飞行器的总体设计和推进系统选型。
研究了一类翼展可变飞行器平滑切换线性变参数 (LPV) H∞控制问题。选取翼展变形率为时变参数，并将时变参数取值区间划分成具有局部重叠特性的子区间，得到变体飞行器的切换LPV模型。设计平滑切换控制器，其中重叠子区间控制器由相邻子区间控制器插值得到。给出了保证切换LPV系统指数稳定且具有一定H∞扰动抑制水平的充分条件，考虑时变参数的渐变特性，得到没有最小平均驻留时间限制的切换律，降低了设计保守性...
为在高超声速飞行器设计初期快速地获得推力和推力矩,以满足控制相关分析和建模需要.提出一种推进系统建模方法,基于激波/膨胀波相交理论来建模与机身耦合的进气道模型;用有摩擦变截面加热管来描述双模态燃烧室;将内喷管建模成一维变截面摩擦管,采用动量定理估算推力,并通过曲线拟合得到推力的解析表达式.与CFD计算结果相比,该模型计算得到双模态冲压发动机入口气流马赫数和温度误差小于5%,压强误差小于10%;计算...
为满足反作用控制系统(reaction control system，RCS)姿态控制需求，对高超声速飞行器再入段的姿态控 制进行研究。以X-34 的RCS 系统为对象，建立了RCS 的数字模型，设计了RCS 姿态控制率与PWPE 脉冲调制器， 利用非线性描述函数法分析姿态控制系统的稳定性，并通过Matlab 仿真验证了所设计的RCS 姿态控制系统性能。 仿真结果表明：该PWPF 脉冲调制可以满足...
首次系统地对升力体外形临近空间飞行器雷达散射截面（RCS）特性开展了研究，主要研究内容包括本体及绕流RCS特性研究，亚密湍流尾迹RCS特性研究和层流尾迹的RCS特性研究等。结果显示：等离子体绕流将降低飞行器后向RCS；亚密湍流尾迹对低频段RCS影响明显，对高频段影响不明显。另外，双站雷达对临近空间高超声速飞行器也会有较好的探测效果。
基于LPS模型的飞行器控制系统故障诊断方法
故障诊断 关系模型 控制系统
2013/4/25
传统故障诊断方法一般针对测量信号而展开，未考虑其实际物理连接特性对故障诊断结果的显著影响。随着专业电气系统设计软件的广泛应用，设计人员容易获取系统的物理连接特性和逻辑连接特性。论文通过对产品层、系统层的信号、物理连接及其互连关系的分析，提出了一种将抽象的逻辑信号和具体的物理连线统一起来的逻辑物理综合（LPS）模型，并研究了基于导线表文件和网表文件的LPS模型实例化方法，开发了一套智能故障检测软件,...
利用红外热图开展通用航空飞行器气动热特性试验
红外热图 通用航空飞行器 气动热测量 风洞试验
2012/6/24
为了对通用航空飞行器（CAV）从近连续流到稀薄过渡流气动热特性进行研究，用红外热图技术在地面试验中测量了在典型轨道参数状态下CAV表面的热流分布。首先介绍了气动热试验研究所用的高超声速低密度风洞、红外热像仪等主要仪器设备的性能参数以及高超声速通用航空飞行器模型。其次介绍了高超声速低密度风洞气动热试验采用的3种模拟准则即粘性干扰参数、总焓与壁面焓差参数和克努曾数。最后，在马赫数M∞=7、12，攻角α...
求解高超声速飞行器平衡状态的GA-SQP算法
高超声速飞行器 配平 遗传算法 序列二次规划
2012/1/25
针对含有不稳定模态的高超声速飞行器平衡状态的求解问题,提出了遗传算法-序列二次规划(GA-SQP)混合优化求解算法.该算法基于GA,根据时间乘以误差绝对值积分(ITAE)性能指标,采用混沌搜索和淘汰机制,将配平问题转化为代价函数最小值的求解问题.此外,在局部搜索中引入SQP策略,分步求解升降舵偏角和油门设置,以及迎角初始值.通过建立基于Simulink的动态模型进行仿真,结果表明,该算法能够精确地...
飞行器进近中的自适应协同传输与节点选择
非再生放大转发 自适应协同传输 功率分配 节点选择
2011/11/25
针对单中继非再生放大转发(AF)的进近飞行器协同传输网络,在给出系统模型后,推导并分析了系统的输出信噪比(SNR)表达式,得到了中继节点参与协同传输的条件,提出了一种自适应的协同传输方案。目的节点判断是否采用中继传输并将结果发送到中继节点,中继节点根据接收到的信息调整传输模式。在此基础上,针对多节点正交性协同传输会显著降低系统的传输性能,给出了一种最大化系统输出信噪比界的节点选择方法,在多个节点中...
针对半实物仿真大数据量传输和仿真系统快速开发的问题，利用dSPACE系统构建了飞行器控制半实物仿真系统，介绍了系统的硬件构成及关键技术。采用DS4201s板卡的串口模块与转台控制机进行通信，三轴转台和惯测单元7200组合完成三轴角速率的模拟，利用232串口实现了加速度信息的发送，解决了执行机构反馈电压的采集和A/D转换问题，利用simulink的RTW功能完成飞控程序向DSP芯片的下载。各硬件设备...