检索结果-内蒙古大学图书馆

作者：郭大鹏沈阳航空航天大学

学位级别：硕士

随着计算机技术、仿真技术以及虚拟现实技术的迅速发展,可视化飞行仿真系统逐渐成为当前人们研究的热点。可视化飞行仿真系统在飞行器设计、飞行员训练、科学研究以及国防建设中具有极其重要的作用。本文首先根据刚体的线运动和角运动... 详细信息

随着计算机技术、仿真技术以及虚拟现实技术的迅速发展,可视化飞行仿真系统逐渐成为当前人们研究的热点。可视化飞行仿真系统在飞行器设计、飞行员训练、科学研究以及国防建设中具有极其重要的作用。本文首先根据刚体的线运动和角运动的基础理论对固定翼飞机的六自由度运动方程的推导过程进行研究,建立了飞行动力学仿真系统的数学模型,并且深入分析了解算微分方程的数值解法,重点介绍了气动系数的插值计算方法,针对飞行动力学仿真要求建立了简易的起落架模型;其次将飞行动力学模型分解成若干个子模型,分解之后大大提高了飞行动力学仿真数学模型的可维护性和重用性;然后针对飞行动力学模型的划分,并结合飞行动力学仿真系统的特点,将其分为气动模块、起落架模块、发动机模块、大气环境模块、重力模块、质量/惯量模块和飞机六自由度方程模块,采用C++面向对象编程思想开发了整机的飞行仿真动力学建模,建立了可视化飞行动力学实时仿真程序;最后基于VS2010编程环境,利用OSG作为渲染引擎、OSGEARTH渲染大地地形,运用面向对象的C++编程语言,根据飞机的各数学模型及程序,实现了某轻型固定翼飞机的可视化仿真系统开发,并根据其具体的物理参数和性能参数,进行了飞机六自由度非线性微分方程组的实时结算,得到了飞行仿真的各种实时状态参数,如位置、姿态、迎角、侧滑角、速度和角速度等,进行了飞行仿真实例演示和飞行体验。

关键词：动力学建模可视化飞行仿真气动系数

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大射电望远镜FAST风环境数值模拟研究

引用

天文研究与技术 2012年第2期9卷 121-128,149页

作者：吴明长王启明郭永卫赵保庆中国科学院国家天文台北京100012

500 m口径球面射电望远镜(Five-hundred-meter Aperture Spherical radio Telescope,FAST),整体结构处于复杂的喀斯特地貌上,反射面承受风载荷作用,需要进行抗风设计。建立了FAST反射面及其周边山地地形的计算流体动力学(Computational ... 详细信息

500 m口径球面射电望远镜(Five-hundred-meter Aperture Spherical radio Telescope,FAST),整体结构处于复杂的喀斯特地貌上,反射面承受风载荷作用,需要进行抗风设计。建立了FAST反射面及其周边山地地形的计算流体动力学(Computational Fluid Dynamics,CFD)计算模型,计算域范围为40 km×10 km×5.5 km。确定了入口风速剖面的基准高度为海拔810 m。计算了不同风向下反射面风压系数分布特征,得出了不利风向。对挡风墙的研究结果表明,挡风墙高度选择的效果优于位置选择。该研究结果可为FAST工程提供抗风设计的初步参考。

关键词：风载荷抗风设计数值模拟计算流体动力学风压系数气动系数挡风墙

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仿真技术在飞航式导弹武器系统研制中的应用

引用

空天技术 1986年第S3期 3-9页

作者：常伯浚

前言仿真技术最初主要应用于航空工业,如用飞机模型根据相似准则,在风洞中确定飞机的气动系数。随着计算机科学的迅速发展,仿真技术已经渗透到国民经济的各个领域,如生物工程、石油、化工、环境保护、农业、商业等。在航空、航天以及核... 详细信息

前言仿真技术最初主要应用于航空工业,如用飞机模型根据相似准则,在风洞中确定飞机的气动系数。随着计算机科学的迅速发展,仿真技术已经渗透到国民经济的各个领域,如生物工程、石油、化工、环境保护、农业、商业等。在航空、航天以及核能方面,仿真技术更是得到了广泛的应用。在战术导弹研制中,由于大量采用仿真技术,使产品从初步设计到定型鉴定仅需进行为数不多的飞行试验,因而大大缩短了研制周期,节约了研制经费,保证了产品的质量。根据美国对“爱国者”、“罗兰特”、“针刺”三种型号的统计,采用仿真技术后,试验周期可缩短30～40％,节约实弹数43.6％。又如美国在研制主动控制,放宽稳定性的高性能飞机时,制做

关键词：仿真技术系统研制系统仿真系统模拟仿真语言仿真计算机飞行试验数据飞航式导弹目标模拟器巡航导弹沙盘模型六自由度转台飞行器软件工程仿真软件仿真对象气动系数导弹综合系统导弹武器系统仿真研究运算速度

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多分割辨识算法及其在飞行器参数辨识中的应用

引用

哈尔滨工业大学学报 1985年第A8期 32-42页

作者：甘宏吴瑶华哈尔滨工业大学自动飞行动力学研究室

本文将Lainiotis 的一般多分割估计原理用于对一般非线性动力学系统的参数辨识,不对系统状态增维,导出直接对辨识参数进行分解的一般多分割状态估计与参数辨识算法。这一算法可根据待辨识参数的不同物理意义,以及系统对它们的不同敏感... 详细信息

本文将Lainiotis 的一般多分割估计原理用于对一般非线性动力学系统的参数辨识,不对系统状态增维,导出直接对辨识参数进行分解的一般多分割状态估计与参数辨识算法。这一算法可根据待辨识参数的不同物理意义,以及系统对它们的不同敏感性对参数进行分解,以递推的形式实现对各参数分量的最优估计。作为这一算法的直接应用,本文分别用某再入飞行器的模拟和实测数据,在初始运动状态未知的情况下,对其纵向气动系数和初始状态进行估计.

关键词：初始运动气动系数实测数据再入飞行器参数辨识分割算法系统参数

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二种快速空气动力预测程序在制导火箭上的应用及对该程序的评定

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现代防御技术 1990年第6期 41-52页

作者：鲁生

称作NSWCAP和Missile-DATCOM的两种快速的导弹空气动力学的预测程序巳经用于带制导、由火炮发射的铜头蛇导弹的外形气动计算上。通过与风洞试验和靶场自由飞试验所测得的数据进行比较对这二种程序进行了评估。计算中考虑二种状态的外形... 详细信息

称作NSWCAP和Missile-DATCOM的两种快速的导弹空气动力学的预测程序巳经用于带制导、由火炮发射的铜头蛇导弹的外形气动计算上。通过与风洞试验和靶场自由飞试验所测得的数据进行比较对这二种程序进行了评估。计算中考虑二种状态的外形:马赫数0.5到1.8发射状态（弹体+尾翼）和马赫数0.3到0.9 5的作机动飞行状态（弹体+弹翼十尾翼）。比较结果表明:阻力系数符合得相当好,但CNα和CMα均显出较大的差异。造成这种差异的主要原因可能是计算中没有考虑弹体上的槽口和体与翼间的缝隙影响。NSWCAP对动导数Cep和（CNq+CMα）所作的预估不合适,而DATCOM程序则没有计算这一部分。然而,就实际计算的程序来说,用DATCOM程序算出的结果要比用NSWCAP程序算出的结果稍微精确一些。这二种程序都缺少有关控制而偏转对气动系数明确影响的预测值。如果这二种程序要能用于制导火箭的预测,则要增添这方面的测算内容。本文指出了这种程序中需要改善的部分。

关键词： DATCOM 尾翼弹体程序弹翼制导火箭马赫数 M 数导弹空气动力学气动系数空气动力气动力

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带滚转角模型大攻角试验的数据处理方法

引用

空气动力学学报 1987年第1期 55-61页

作者：江桂清中国气动力研究与发展中心

本文建立了模型带滚转角试验时的气动系数与角度状态的转换方法和公式,弹性变形及气流偏角修正方法与公式,并给出了获得模型纵、横向气动特性曲线的简便方法。对改进带滚转角模型大攻角试验装置,按指定的模型真实姿态变化规律进行试验,... 详细信息

本文建立了模型带滚转角试验时的气动系数与角度状态的转换方法和公式,弹性变形及气流偏角修正方法与公式,并给出了获得模型纵、横向气动特性曲线的简便方法。对改进带滚转角模型大攻角试验装置,按指定的模型真实姿态变化规律进行试验,提出一种简便可靠的方法。

关键词：大攻角试验风洞试验弹性变形弹性形变气动系数坐标轴偏角数据处理方法滚转角

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亚音速全机侧滑气动特性的奇点分布数值解法

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空气动力学学报 1982年第1期 1-12页

作者：王良益南京航空学院

本文根据小扰动渐近展开的内外解衔接法,对亚音速全机侧滑问题,用源（汇）、偶极子分布代表机身,涡格分布代表升力面;并对翼-身-尾干扰提出了小扰动处理法。通过算例表明,本文提供的方法是可行的。

关键词：侧滑角机翼机侧尾涡薄翼薄型机翼气动模型风洞模型流体动力模型诱导速度流动速度亚音速机身气动系数气动特性空气动力特性小扰动气动计算偶极子多极数值解法计算方法奇点点(数学)

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飞行器气动参数辨识的理论与实践

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飞行力学 1986年第1期 1-15页

作者：蔡金狮中国气动力研究与发展中心

本文综述了国内外目前公开发表的飞行器气动参数辨识研究的理论结果和实践经验。分八个专题进行论述——模型辨识;参数估计;数据预处理与相关性检验;试验设计与最佳输入;弹性与非定常效应;频域辨识;闭环辨识;辨识准度与系统验证。文中... 详细信息

本文综述了国内外目前公开发表的飞行器气动参数辨识研究的理论结果和实践经验。分八个专题进行论述——模型辨识;参数估计;数据预处理与相关性检验;试验设计与最佳输入;弹性与非定常效应;频域辨识;闭环辨识;辨识准度与系统验证。文中还介绍了作者研究的部分成果。

关键词：最大似然法准度噪音气动系数迎角噪声语音攻角飞行器试验模型数学模型气动参数辨识有偏估计飞行试验数据协方差矩阵理论与实践

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高超声速点泉流场中的气动力

引用

力学学报 1980年第1期 94-99页

作者：凌国灿中国科学院力学研究所

高超声速点泉流场是一种典型的非均匀来流流场。很多高速高焓地面实验设备,如具有锥型喷管的激波管风洞、炮风洞、电弧风洞等,其流场均具有高超声速球型膨胀的点泉流动特征。某些外部绕流也是如此。我们要用简便而正确的解析方法确定这... 详细信息

高超声速点泉流场是一种典型的非均匀来流流场。很多高速高焓地面实验设备,如具有锥型喷管的激波管风洞、炮风洞、电弧风洞等,其流场均具有高超声速球型膨胀的点泉流动特征。某些外部绕流也是如此。我们要用简便而正确的解析方法确定这种非均匀来流中物体的气动力,分析非均匀来流对压力分布及各种气动特性的影响。已有的一些

关键词：均匀流场法向力声速点气动系数高超声速压力中心系数气动力外力轴向力系数风洞实验值场中

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基于LM-BP NN气动参数优化的人椅弹射仿真

引用

中国科技期刊数据库工业A 2023年第8期 163-170页

作者：王超凡吉霞斌杨辉金利英航空工业航宇救生装备有限公司湖北襄阳441000 湖北文理学院机械工程学院湖北襄阳441000

针对传统人椅弹射六自由度仿真中利用线性插值获取气动系数,研究借助Matlab/Simulink平台,提出了基于Levenberg-Marquardt (L-M)算法的BP神经网络气动参数预测模型,同时引入WGS84重力模型和ISA国际标准大气模型,利用四元数法构建了弹射... 详细信息

针对传统人椅弹射六自由度仿真中利用线性插值获取气动系数,研究借助Matlab/Simulink平台,提出了基于Levenberg-Marquardt (L-M)算法的BP神经网络气动参数预测模型,同时引入WGS84重力模型和ISA国际标准大气模型,利用四元数法构建了弹射出舱阶段与自由飞阶段的六自由度仿真平台,获得了某型弹射座椅0-0、450km/h和850km/h三种弹射工况下姿态与轨迹仿真曲线,并与试验和利用线性插值法计算获得的天向轨迹曲线进行对比分析,结果表明:在0-0和450km/h中低速弹射状态下,利用LM-BP神经网络气动参数预测模型获得的天向轨迹仿真精度要大幅优于利用线性插值法计算得到的精度;而在850km/h高速弹射试验仿真中两者相对精度相当,从而验证了LM-BP神经网络气动参数预测模型和人椅弹射六自由度仿真平台的准确性与可靠性。

关键词：弹射座椅六自由度 LM-BP神经网络仿真气动系数

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