攻角

摘要： 利用弹体非正侵彻的计算模型对弹体非正侵彻过程中弹头表面阻力进行了分析,提出了弹目非正侵彻控制方程。利用有限元分析软件LS-DYNA对弹引系统在不同攻角下侵彻混凝土靶板时的轴向过载、横向过载、横向偏移以及弹体姿态角等的变化进行了仿真分析,得出了弹体横向过载与姿态角的对应关系。实弹试验结果与理论计算及数值仿真结果吻合较好。该方法可为侵彻过程中弹体姿态角的识别提供参考。

摘要： 汽轮机叶型的气动性能直接影响汽轮机的整体效率,文章对不同的动叶叶型进行二维数值分析,并试验验证其气动性能的变化,分析叶型变马赫数特性和变攻角特性。计算结果表明:自主研发的动叶型线在变攻角特性和变马赫数特性方面明显较好。

摘要： 针对水下弹丸在不同攻角下的流场特性,基于Rayleigh-Plesset方程、VOF多相流模型,建立一种弹丸水下运动过程的数值模拟方法。对比分析相同初速条件下,弹丸以不同攻角运动对运动过程中的空泡形态、流场演化及受力特性的影响。结果表明:攻角越大,弹丸的空化效果越差,在运动过程中受到的升力和阻力也会越大,将严重影响弹丸的水下弹道稳定性。

摘要： 为研究水下拖曳系统定深和展开性能,捕捉各影响因素作用效果,本文通过拖曳系统湖上试验,分析了翼板攻角、航速、缆长对拖曳定深、展宽及干端拉力的影响规律,拟合了多元非线性回归函数,针对影响规律及函数拟合结果分别制定了水下拖曳系统定深、展开策略。试验结果表明:拖体及拖缆所受流体力的变化是引起定深和展宽改变的主要原因,降低航速、增加水平翼板下攻角、放缆能够增加拖体定深,增加垂直翼板攻角和放缆能够增加拖体展宽。对短缆拖曳系统而言,拖体定深或展宽需要进行调整时,可按增减翼板攻角-收放缆-改变航速的顺序进行。

摘要： 针对动态飞行155毫米榴弹类目标的姿态视向角估计提出一种计算方法,即通过雷达测量动态目标空间位置计算弹道倾角;对弹丸在飞行过程中攻角变化的估计采用空间向量坐标法求解动态目标姿态视向角。根据求解出的目标姿态视向角的估计值,一一对应雷达测量的动态目标RCS数据,并与暗室测量视向角-RCS数据进行对比验证。该方法不需要增加额外测量设备便可实现姿态视向角最优估计。

摘要： 针对脊形前体类飞行器大攻角下非定常大范围分离流动,采用基于SA模型的IDDES混合湍流模型,以及高效、高精度的非定常算法,数值模拟由脊形角7.5°的前体添加平板机翼组成的脊形前体飞行器在不同雷诺数和攻角下的气动特性。研究结果表明:在所考察雷诺数范围内雷诺数变化时流场结构趋同,对称性较好,对飞行器气动力系数影响较小;攻角变化下,机翼前缘涡和前体涡相互干扰,使得前体涡和前缘涡破裂延迟,整体失速特性有明显改善,较单独脊形前体,流场对称性保持较好;由于机翼前缘涡诱导低头力矩,与脊形前体涡诱导抬头力矩相互抵消,使得翼身组合体的纵向稳定性特性,较单独脊形前体有明显改善。

摘要： 针对飞行器俯仰运动时流场结构会跨越显著差异的流态,且其气动力和力矩会呈现强烈的非定常、非线性的动态流场特性,采用IDDES混合湍流模型,研究了脊形角90°的前体俯仰运动时的动态流场特性以及来流马赫数对俯仰振荡动态涡流场结构和非定常气动力的影响。研究结果表明:对于脊形前体大振幅俯仰振荡运动,上仰时前体涡破裂延迟,导致大攻角时升力、阻力和俯仰力矩明显大于相应攻角的静态值;下俯时前体涡再附延迟,且远离机身壁面,导致升力、阻力和俯仰力矩比上仰时小,非定常气动力迟滞效应显著;同时,马赫数越小,俯仰振荡的迟滞效应越显著。

摘要： 该文以SiC、硅粉、红柱石等为原料,通过提高碳化硅陶瓷粒度级配的临界尺寸,添加金属硅及膨胀剂,制备新型复相碳化硅陶瓷[1]。并研究了新型复相碳化硅陶瓷不同攻角下的磨损量及磨损形貌。结果表明,新型复相碳化硅陶瓷具备对磨料冲蚀磨损攻角不敏感的特性。把新型复相SiC陶瓷作为防磨材料应用在燃煤火力发电厂煤粉输送管道,可以极大延长煤粉输送管道的使用寿命。新型复相SiC陶瓷在送粉管道上的应用有显著的经济效益和社会效益,值得大力推广。

摘要： 为了研究弹体斜侵彻有限厚混凝土靶板的作用特性,开展了尖卵形弹体斜侵彻间隔混凝土靶实验,获得了弹体侵彻过程中的姿态及弹道特性、靶板破坏参数,分析了攻角与入射角联合作用对弹体侵彻混凝土靶板“二次偏转现象”、靶后偏转角以及弹体侵彻间隔靶板弹道轨迹的影响规律。研究结果表明:入射角越大,“二次偏转现象”越明显,弹体靶后偏转角越大;初始攻角抑制“二次偏转现象”,攻角越大,抑制作用越显著;初始攻角与入射角方向相同时,初始攻角加剧靶后偏转角的增大;当攻角与入射角方向相反时,较小的攻角能够抑制弹体靶后偏转角的增大,而当初始攻角较大时,攻角成为影响弹体偏转的主要因素,攻角越大,弹体靶后偏转角越大。

摘要： 为研究圆柱体弹丸超高速撞击薄板的碎片云特征,基于仿真软件AUTODYN-3D的光滑粒子流体动力学(SPH)方法,模拟圆柱体弹丸不同长径比、不同攻角条件下超高速撞击薄板的过程。设圆柱体弹丸撞击速度为5 km/s,长径比分别为0.5、1.0、2.0、4.0,攻角为15°~75°,数值模拟结果分析表明:圆柱体弹丸超高速斜撞击薄板形成的碎片云中,大部分是小质量碎片;大碎片的质量和动能占比较大,是造成后墙损伤的主要原因。同时,当弹丸长径比为0.5和1.0时,15°攻角下的碎片云侵彻能力最弱;长径比为2.0和4.0时,75°攻角下的碎片云侵彻能力最弱。研究结果可为航天器防护结构设计优化提供参考。

摘要： 基于空气动力学原理,提出了一种尾翼片斜置方法,通过产生的不对称力实现弹丸可控的带攻角着靶.通过理论分析,计算得到了典型尾翼斜置角条件下所对应的着靶攻角,并通过试验验证了计算结果.本文提出的试验方法结构简单可靠,容易实现,试验成本低,为模拟实际工作环境下弹丸终点弹道带攻角着靶提供了一种方法.

摘要： 本文以“海盗号”火星探测器为研究对象,研究了在模拟火星大气密度环境和开伞条件下,开伞前进入器的攻角对降落伞的拉直过程动力学特性的影响,重点研究了开伞前进入器攻角与“绳帆”现象之间的关系.研究结果表明,火星环境下开伞前进入器攻角越大,拉直过程中的“绳帆”现象越严重.因此,减小开伞前进入器的攻角,将有利于避免或降低“绳帆”现象的发生.这一研究结果可为我国实施火星探测时减速着陆系统的设计提供一定参考.

摘要： 采用燃烧室涡轮间缝隙泄漏流进行气膜冷却已经被证实是可行的，但主要的研究成果都仅限于设计工况。非设计工况下的来流攻角会明显影响叶片前缘马蹄涡的发展，从而导致端壁附近二次流变化。端壁缝隙泄漏流的气膜冷却效果很有可能在非设计工况下难以得到保证，所以有必要对非设计工况下的端壁缝隙泄漏流展开研究。本文中的实验在高压涡轮进口导叶平面叶栅中完成，叶栅端壁前缘开有模拟燃烧室涡轮连接处的缝隙。实验中采用GE-E3 高压涡轮进口导叶作为研究对象，缝隙与端壁表面夹角为30 度。进口雷诺数（基于叶片轴向弦长和进口气流速度）为3.5×105, 进口马赫数为0.1，泄漏流流量比从0.5%到2.0%。气膜有效度通过压力敏感漆（Pressure Sensitive Paint, PSP）进行测量。实验结果表明随泄漏流流量比的增加，端壁表面的平均气膜有效度有所增；当来流攻角从i=+10 度变化至i=-10 度时，叶片前缘吸力面附近的端壁气膜有效度降低，但在整个端壁表面气膜有效度对攻角变化并不敏感。

摘要： 提出了利用韦布尔雷达测量的速度及弹道参数来辨识非常规弹丸飞行的阻力系数和攻角的方法.采用多段样条方法提取阻力系数,可以保证阻力曲线的一阶连续性,且能准确地辨识出从亚音速到超音速下的阻力系数.将辨识得到的阻力系数与吹风得到的阻力系数进行对比,从而验证了该方法的正确性.根据建立的弹丸飞行运动学方程,推导出攻角与弹丸物理参数、气动力参数及飞行参数的关系,并根据雷达测试数据辨识了弹丸飞行的不同阶段攻角随时间的变化规律.结果表明利用雷达数据对非常规弹丸飞行的阻力系数与攻角进行辨识的方法是可行的.

摘要： 本研究采用大涡模拟方法和FW-H方程相结合的方法研究分析二维翼型不同攻角及不同流速下产生的随边噪声.计算结果与文献给出的试验结果吻合较好,通过本研究表明,微小攻角变化对二维翼型产生的辐射噪声影响较小;而水速提高则会增加辐射噪声的幅值,但不会显著影响辐射噪声峰值的频率.

摘要： 本文采用不确定性CFD 方法——非嵌入式概率配点法模拟不确定性在流场中的传播，对风力机 NREL_S809 翼型在两种特征攻角下进行了模拟与分析，量化了当攻角存在不确定性变化时，翼型气动特性的变化。研究结果表明，翼型S809 攻角的不确定性对附着流区的影响主要体现在翼型前缘处，而对失速区的影响还体现在翼型中部和尾缘部分。

摘要： 本文为CARDC-FL23下吹式冷流风洞设计并建立了二元矩形截面超燃冲压进气道在起动级马赫数下的试验研究平台，并初步进行了风洞试验应用验证。该试验平台包含进气道系统以及支撑系统，其中进气道的唇口可旋转，以模拟进气道的打开和关闭过程；流量计含节流装置，以模拟反压对进气道性能的影响；支撑采用前后串列式双支撑并形成三关节支撑方案，后支撑可升降，使进气道系统可绕前支撑关节旋转以模拟攻角变化，这三部分分别与三个程控直线步进电机相连接，经预控或实时控制这电机，可以单独或组合实现连续变唇口角、连续变反压(节流)、连续变攻角等主要功能。试验平台采用常规测压和纹影拍摄等试验技术，经数据处理与分析可以获得模型表面的压力分布、指定位置的马赫数、进气道捕获的流量以及关键截面的边界层分布，以及指定部位的实时波系纹影。结合气动中心某超燃冲压进气道对本试验平台的初步应用表明，该平台达到了预定的研究目标，成功地实现了变唇口功能、节流功能、变攻角功能等以及这功能的组合功能。分析还表明，该试验平台经展有望推广为同类冲压/超燃冲压进气道在类似常规冷流超音风洞中的较为通用的试验平台。

摘要： 本文介绍了导弹姿态角及攻角、侧滑角的定义.为简化计算,建立了一个近似模型,简要推导之间的相互关系,明确转换方法,用某工程弹道数据进行验算,最后提出一些工程应用的设想.

摘要： 使用五孔针对沟槽面扩压叶栅下游流场进行了测量,通过与光滑面叶栅进行对比,发现沟槽面能抑制附面层发展和分离,提高叶栅流通能力,减小叶栅总压损失,同时对抑止叶栅表面径向流动有一定作用.通过对不同攻角下扩压叶栅性能的比较,在0°,5°和8°攻角下能得到减阻效果,并在5°状态下得到最大减阻率8.6﹪.在-5°攻角下得到相反结果,减阻率为-3.0﹪。

摘要： 本文实验研究了某涡轮导向叶片根、中、尖三个截面平面叶栅设计状态下的性能,分析了叶片表面、端壁及叶栅出口气动参数的变化情况,同时给出了壁面油流及纹影照片.结果表明,三套叶栅均具有较明显的后部加载特性,叶栅流道内部的二次流动较弱,叶栅损失较低.

摘要： 本发明公开了一种大攻角飞行状态下的大气攻角及侧滑角估计方法，在不改变飞行器结构外形、不增添额外测量装置和硬件设备的前提下，充分利用现有机载捷联惯性导航系统、GPS系统、飞行控制系统以及燃油测量系统输出的参数，解算飞行器的角加速度、转动惯量、惯性积、力矩方程组的系数、总质量，基于飞行动力学模型，通过构建扩展卡尔曼滤波器，融飞行动力学模型求解和状态估计的过程为一体，实现当前时刻攻角、侧滑角和真空速的精确估计，进而解算出当前时刻的风速及风速变化率，并作为反馈信息输入到扩展卡尔曼滤波器中，完成下一时刻攻角及侧滑角的实时精确估计，通过递推求解的方式实现攻角和侧滑角的实时精确估计，提高了大气数据系统的测量范围和测量精度以及对复杂飞行环境的适应性。

摘要： 本发明公开了一种大攻角飞行状态下的大气攻角及侧滑角估计方法，在不改变飞行器结构外形、不增添额外测量装置和硬件设备的前提下，充分利用现有机载捷联惯性导航系统、GPS系统、飞行控制系统以及燃油测量系统输出的参数，解算飞行器的角加速度、转动惯量、惯性积、力矩方程组的系数、总质量，基于飞行动力学模型，通过构建扩展卡尔曼滤波器，融飞行动力学模型求解和状态估计的过程为一体，实现当前时刻攻角、侧滑角和真空速的精确估计，进而解算出当前时刻的风速及风速变化率，并作为反馈信息输入到扩展卡尔曼滤波器中，完成下一时刻攻角及侧滑角的实时精确估计，通过递推求解的方式实现攻角和侧滑角的实时精确估计，提高了大气数据系统的测量范围和测量精度以及对复杂飞行环境的适应性。

摘要： 本发明公开了一种攻角传感器组件及具有其的攻角传感器安装支架。所述攻角传感器组件包括：支架本体，所述支架本体中部具有通孔，所述支架本体上设置有多个条状安装孔；衬板，所述衬板中部具有通孔，且所述衬板上的通孔的中心与所述支架本体上的通孔的中心同轴，所述衬板通过所述条状安装孔与所述支架本体连接；攻角传感器，所述攻角传感器以可拆卸方式安装在所述衬板的远离所述支架本体的一侧。本申请的攻角传感器组件通过条状安装孔来微调衬板的位置，从而实现对攻角传感器的安装零位的调整，从而可以通过后期安装方法来实现高精度攻角传感器安装。

摘要： 本发明涉及一种风标式攻角传感器的攻角修正计算方法，尤其涉及一种在飞机大气数据系统传感器领域风标式攻角传感器的修正解算方法。将一对风标式攻角传感器感受到的局部攻角信号发送至攻角解算设备，同时该解算设备使用来自飞机总静压传感器的总静压信号解算出马赫数M；根据理论分析与计算及风洞试验得到的传感器安装位置处的局部攻角与飞行真攻角α

摘要： 本发明公布了一种跨音速飞行阶段大气攻角与惯性攻角的融合方法，本发明方法包括如下步骤：第一步：数据获取，第二步：跨音速飞行阶段判断，第三步：惯性攻角解算，第四步：互补滤波融合，第五步：BP神经网络修正。本发明方法通过互补滤波器抑制大气攻角的激波干扰波动，使互补融合攻角消除剧烈波动，变化平稳。继而利用神经网络良好的学习能力和非线性逼近特性，使经过神经网络处理后的最终融合修正攻角与真攻角的吻合度较好，攻角整体精度和可靠性进一步提高。使用融合修正后的攻角代替跨音速阶段的原始大气攻角，能够有效提高飞行过程中攻角的整体精度，为精确导航和飞行控制提供了一个有利的依据。

摘要： 本发明涉及风洞技术领域，尤其涉及一种连接于快速投放装置的可变攻角和侧滑角的模型支撑装置。该装置包括支撑座、变攻角弯臂、滑块和模型支杆，能够作为连接飞行器试验模型与快速投放装置的中间过渡结构的模型支撑装置，结构简单、减少对模型快送投放的影响，同时能够精确调整模型的攻角和侧滑角，整体沿风洞的轴向布置且质量相对较小，便于快速投放装置对模型快送投放，方便在风洞试验段内安装，不与其它设备发生干涉，结构简洁，减少对高速气流的阻滞，同时防止该装置产生的反射激波与飞行器试验模型相互作用，能够较好的满足试验需求。

摘要： 本申请属于飞行导航技术领域，特别涉及一种表决后的真攻角与侧滑角滤波方法及系统。该方法包括：步骤S1、获取表决后的真攻角与侧滑角，形成当前输入值；步骤S2、获取上一节拍表决后的真攻角与侧滑角，形成上一拍输入值，同时获取上一节拍滤波后的真攻角与侧滑角，形成上一拍输出值；步骤S3、通过滤波公式对当前输入值进行滤波，获得当前输出值，所述滤波公式为：

摘要： 本申请提供了一种用于飞机攻角传感器的攻角滤波电路，所述攻角滤波电路包括：第一电容和第二电容，所述第一电容和第二电容并联设置在所述攻角传感器的输出端，用于消除所述攻角传感器的输出断电信号。本申请通过在攻角传感器输出端设置一由两电容并联而构成的滤波电路，解决了大气数据计算机输出的真攻角跳变问题，硬件改动量小，操作实施简单，可迅速完成传感器更改，不影响飞机出勤。

摘要： 本实用新型涉及一种攻角传感器装置及攻角传感器控制系统，攻角传感器装置包括传感器本体、可转动地固定在传感器本体上的风标、驱动机构和锁定机构。驱动机构具有驱动轴，且所述驱动轴的轴线与所述传感器本体的转动中心线位于同一轴线上。驱动机构带动锁定机构以传感器本体的转动中心线转动，进而带动由锁定机构固持的风标转动到传感器本体的不同周向位置上。

摘要： 本实用新型公开了一种攻角传感器组件及具有其的攻角传感器安装支架。所述攻角传感器组件包括：支架本体，所述支架本体中部具有通孔，所述支架本体上设置有多个条状安装孔；衬板，所述衬板中部具有通孔，且所述衬板上的通孔的中心与所述支架本体上的通孔的中心同轴，所述衬板通过所述条状安装孔与所述支架本体连接；攻角传感器，所述攻角传感器以可拆卸方式安装在所述衬板的远离所述支架本体的一侧。本申请的攻角传感器组件通过条状安装孔来微调衬板的位置，从而实现对攻角传感器的安装零位的调整，从而可以通过后期安装方法来实现高精度攻角传感器安装。