大迎角相关论文
针对直接力和气动力复合控制的战术导弹大迎角转弯问题,设计了一种基于预测控制的大迎角控制器。首先建立复合控制导弹控制模型,设......
本文采用两步法在FL-51风洞对小展弦比飞翼标模进行低速大迎角支架干扰试验,分别获得了尾撑、U型腹撑、U型背撑的支架干扰量随迎角......
为满足先进飞行器研制对大迎角多自由度耦合运动试验的要求，急需发展新型风洞模型支撑技术。重点研究刚、柔两种典型六自由度并联支......
绕速度矢量旋转运动风洞试验是研究战斗机尾旋和大迎角复杂机动特性的一种重要手段，其中模型支撑是关键。本文创新性地设计了基于六......
飞机布局的大迎角气动特性是决定飞行包线左边界的主要因素之一。在飞行包线左边界区域的飞行能力决定了飞机的大迎角机动性和敏捷......
建立适用于工程的大迎角非定常气动力模型,并用于动力学仿真、稳定性分析和控制系统设计,是国内外气动力建模领域研究的重点内容。......
飞机在大迎角飞行时,其表面气流发生严重分离,气动力的线性变化遭到破坏,操纵性和稳定性出现不同程度下降,导致飞机失速或进入尾旋......
现代军机大迎角区域性能对空中作战优势的建立有着重要影响,针对大迎角区域建立合适的数学模型对于飞行仿真、稳定性分析和控制律......
针对单发鸭式布局飞机,通过低速风洞试验,研究了矢量喷流对飞机大迎角气动力的影响特性.研究结果表明:发动机喷口直径变大使得飞机......
应用模糊逻辑算法，建立了非线性非定常气动力的模糊逻辑模型。利用高速风洞大振幅俯仰振荡动态试验数据验证了模型的有效性，并讨......
飞行失控是造成民机灾难性航空事故的重要因素,飞行失控中飞机难以避免超出正常飞行包线范围,进入具有复杂非线性和非定常动态气动......
现有的大迎角非定常气动力建模方法,通常是以一个或多个频率的稳定振动试验数据来预测稳定滞环.然而,飞机快速机动如过失速机动的......
针对目前大迎角非定常气动力模型大多基于单自由度风洞试验开展,且很难有效指导稳定性分析、控制律设计等工程实践的现状,基于偏航......
高机动性先进战斗机气动布局与飞控系统设计面临愈加严峻的流动/运动/控制耦合问题,大迎角飞行以及推力矢量等高新技术应用也使其......
本文结合型号试飞工作，以六分力静态、振荡天平和旋转天平气动力数据为基础建立大迎角数据库，完成了以飞机大迎角控制律DL（直联）模态进......
飞行器抖振为非线性气动弹性问题。大迎角飞行时，机翼、机身前缘的分离涡破裂产生的尾流会诱导尾翼抖振；跨声速激波附面层的相互作用......
飞行器在做大迎角机动飞行时，流动会发生分离，而分离流的特性对飞行器的性能影响非常大。采用CFD的方法对这种流动及气动特性进行分......
本文以现代大迎角飞行器前体非对称背涡产生随机侧向力现象为研究背景，以一个尖拱形细长旋成体模型为研究对象，以数值模拟为主要研究......
在M =1 .2～ 3.0 ,α =8°～ 30° , =0°、- 45°的范围内 ,进行了××导弹翼面超声速大迎角压力分布特性试验研究。结果表明 :在试......
涡襟翼概念是通过采用一些特殊设计的机翼前缘襟翼,改善对前缘涡流的控制,增加大后掠机翼的升阻比,改进飞机在跨声速飞行条件下的......
通过在钝头体头部施加人工扰动块可以得到确定的大攻角下的非对称背涡结构.为了研究扰动块形状对非对称背涡结构的影响,本文在攻角......
高平尾运输类飞机的气动特性决定了其在大迎角飞行时具有较大的失速、偏离风险.此类飞机在飞行包线边界上出现颠倾和失控的风险也......
综合利用几种判据预测了具有新一代气动布局的某型飞机其偏离特性和尾旋敏感性.给出了β+δ轴稳定性指示法判据、侧滑偏离参数Cnβ......
在水洞实验的基础上 ,进一步通过风洞实验研究了尖顶襟翼对 70°三角翼气动特性的影响。实验迎角为 2 0°～ 50°,弯折位置为 30 %c,......
采用一个典型的双垂尾鸭式布局模型,利用CFD手段对垂尾导致大迎角升力减小现象的机理进行了研究.发现在低速大迎角条件下,前体脱体......
介绍了在FL-23高速风洞中研究自由摇滚的装置、试验方法、数据采集等试验技术.在马赫数从0.3到0.6范围内,对应的雷诺数从0.56×107......
