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921.
922.
高速风洞试验模型姿态角的视频测量及不确定度研究 总被引:1,自引:0,他引:1
高速风洞测力试验中,阻力系数精度σc x的先进指标为0.0001,按误差分配原理,要求试验模型迎角的测量精度σα≤0.01°。为此,研究风洞试验中模型姿态角视频测量及其不确定度,给出其系统误差的补偿方法。实测数据(马赫数为1.5、2.0、3.0和4.0)表明:在2m暂冲式超声速风洞试验中,各阶梯迎角测量数据的标准差(含风洞气流脉动致模型姿态角振动产生的误差)在0.0018°和0.0094°之间,迎角实测估计值的标准不确定度≤0.003°,由此可知,姿态角视频测量系统的σα≤0.0094°。本方法既不破坏模型的外形,又不改变模型的刚度与强度,具有实用价值。 相似文献
923.
针对大方位失准角初始对准中非线性滤波的实时性问题,在分析UKF滤波中的Sigma点采样策略基础上,将最小偏度单形采样策略应用于UKF滤波算法的Sigma点采样过程,并将基于最小偏度单形采样的UKF应用于大方位失准角的非线性初始对准过程。仿真结果显示,基于最小偏度单形采样策略(Minimal Skew Simplex Sampling)的UKF对姿态失准角估计的快速性要明显优于基于对称采样策略的UKF滤波算法,且可以满足惯导系统对对准精度和时间的要求。 相似文献
924.
克服旋转飞行器螺旋运动的方法研究 总被引:1,自引:0,他引:1
旋转飞行器虽然具有内在稳定性,但在飞行过程中一些不确定因素会导致飞行器产生螺旋运动,而非理想的关于角动量矢量纯粹的旋转运动。结合旋转飞行器自身的特点,借鉴自旋卫生的被动章动阻尼的方法,提出了一种通过主动控制飞行器内部质量块的运动使得飞行器碑的惯量主轴发生偏移,惯量矩阵由原来的对称阵变为含有非零非对角元素的矩阵,从而改变飞行器的姿态角运动来克服螺旋运动的方法,这将有助于提高旋转飞行器的资态控制精度。以某型旋转飞行器为背景进行仿真研究,计算结果证实了该方法的有效性和可行性。 相似文献
925.
飞行器抛罩是一个复杂的动力学、流体力学耦合问题,涉及六自由度运动方程与N-S方程的耦合求解,其中动网格非定常计算是关键技术。针对二维临近空间高速飞行器,将耦合过程简化为匀速旋转抛罩,对比分析了光顺重构法、重叠网格法、域动分层法三种工程易行的动网格方法的仿真结果,并得到如下结论:三种方法在整流罩关闭状态下的定常流场结果一致,均能捕捉到非定常开罩过程的典型特征,得到正确的起动结果;在非定常过程中光顺重构法的分离区吞入速度慢于重叠网格法和域动分层法;重叠网格法的计算通用性最好,域动分层法的计算速度最快,光顺重构法的理论精度最高;由于光顺重构法的网格更新对于复杂模型容易失败,域动分层法只能处理运动轨迹已知的问题,三维动力学耦合计算建议采用重叠网格法;在进行整流罩的三维设计时,应考虑溢流效应以缩小整流罩前方的大分离区,降低飞行器的控制及热防护上的困难。 相似文献
926.
介绍了利用Arrhenius方程开展材料烧蚀热解性能动力学特性的基本原理,试验测试方法。并通过对炭酚醛材料烧蚀动力学参数的高频等离子体风洞试验研究,验证了采用时间历程积分在试验结果处理中的可靠性,在此基础上采用平板试验技术获得炭酚醛材料在600~1200K温度范围内的表面质量烧蚀率动力学方程,并将该方程所预测的结果与采用驻点烧蚀技术所获得的结果进行比较。结果显示:二者最大误差不超过5%,通过理论初步分析了二者之间存在差异的主要原因,并在试验比较分析的基础上,采用最大误差限理论分析了试验结果的可靠性。 相似文献
927.
928.
单斜热丝测量叶轮机内三维流动 总被引:1,自引:0,他引:1
本文改进了单斜热丝测量三维流动的计算处理方法,其特点是精度高、气流角度测量范围宽。测量中,置斜热丝于三个以上角度位置,借助高速数据采集系统和锁相采样平均技术,进行采样处理,再用本文发展的程序,计算三维速度平均量。用这种方法,成功地测出了轴流压气机转子出口周期性三维流场。对校准风洞流场的测量核实表明,速度测量误差不超过1%,角度测量误差不超过1°。 相似文献
929.
930.
考虑理想车体与地面相对运动的基础上,建立地面效应模型。采用标准k—ε两方程湍流模型对理想车体外流场进行数值模拟。并对数值模拟结果进行了研究分析。 相似文献