高速飞行

摘要： 针对小型无人机在高速飞行时的横向振荡问题,从飞行控制系统原理出发分析了造成振荡的各类因素,重点分析了飞控参数和系统延时等影响因素,并进行了仿真验证,确定出振荡的原因.通过采取在高速飞行时对飞控参数增加调节系数和减小系统延时等措施,以仿真和实际飞行的方式验证了改进措施的有效性,较好地解决了横向振荡问题.

摘要： 格栅装甲坦克诞生于一战时期的堑壕战,它裹着一身钢板出场,在枪林弹雨中也能来去自如。然而好景不长,随后,火箭弹横空出世,可以轻易穿透钢板,击杀坦克。为了防御火箭弹,坦克披上了格栅装甲。从外观上看,格栅装甲就像一层金属防盗网,能够卡住火箭弹的弹头。当高速飞行的火箭弹穿过格栅装甲时,上下两条金属杠条与弹头碰撞,将弹头挤压变形导致短路,这就相当于把火箭弹的引信拔除,使其变成一块不会爆炸的石头。

摘要： 论及漫步太空的科幻作品,漫画《星空清理者》可谓其中里程碑式的经典之作。在这部作品里,由于太空垃圾的数量在大规模宇宙开发中急剧增加,近地轨道在二十一世纪下半叶已不堪重负,专责清理太空垃圾的"星空清理者"也由此成为在宇宙生活工作的人们的一种特殊职业。"星空清理者"穿上厚重的防护服,在捕获、回收废弃卫星的同时,甚至还要躲避高速飞行的空间碎片的致命袭击。

摘要： 07"牵牛花":从防御到进攻(上)反导,导弹打导弹,太难了!反导专家们愁眉苦脸地说:"这好比一颗子弹击中另一颗高速飞行的子弹。"美国洛克希德·马丁公司老板说:"我们设计了牵牛花卫星、迷魂草卫星、断肠草卫星,让导弹迷迷糊糊,跟着你走;让导弹胆肠寸断,一命呜呼……"

摘要： 对于航天员来说,最危险的事情就是舱外活动。在舱外他们将面临众多的困境,包括缺少空气、高能量辐射、极端温度以及高速飞行的太空碎片的威胁。然而太空行走又是不可或缺的,因为航天员需要对航天器进行维修或安装新设备,登月航天员还需要在月球上行走。

摘要： "小小诸葛亮,独坐中军帐,摆下八卦阵,专捉飞来将。"你知道这个有趣討谜语的谜底是什么吗?"诸葛亮"——蜘蛀,吐出蜘蛛望织网,捕捉"飞来将"——昆虫。为什么蜘蛛能纺望?为什么蜘蛛坐能拦截、粘住高速飞行的昆虫?这些问题让联们恵到好奇。为了寻找答案,我们在蜘蛛和蜘蛛望上做了不少功课。蜘蛛虫是一种天然动物蛋白纤维,轻盈且具有很强討机械性能,强度高,韧性好。这些优良的性能,即使是目前人工令成的高性能纤维都无法超越。了解得越多,我们就对这种在大自然中形成的"神奇纤维"愈发著迷。如果有一天,蜘蛛坐能纺成布料,做成衣服穿在身上,或者制成蜘蛀侠詢"绳索",那就太酷了!

摘要： 俄罗斯研发人员最近成功地研制出了一种新型直升机旋翼,它将大幅度地提升俄现役米系列战斗直升机的航速。由于受空气动力的限制,直升机的最高飞行速度目前只能达到300~330km/h。据报道,茹科夫斯基中央空气流体动力学研究所与米尔设计局新近研制了一种直升机旋翼系统,可大幅地抵消传统直升机旋翼高速飞行时受到的反向作用力.

摘要： 国外的'超级环'也好,中国的高速飞行列车也好,它们的运行原理都相同,都是磁悬浮列车,车厢也吧,短舱也吧,都是用铝合金与铝基复合材料制造的,用这两种材料制造的零部件与结构的净质量占厢体净质量80%的以上,在这80%以上的材料中,铝材的质量又占90%左右。

摘要： 为了保证规划航迹物理可行性，本文提出了一种基于飞行特性分析的航迹规划方法。首先基于能够反映飞行器物理特性的模型，以一定步长遍历视线距、初始燃油量、初始航向角和终端规划航向角，计算得出不同状态组合下的可行机动边界。然后建立相应的威胁模型，基于合理的安全规则，生成一系列导航矢量。在以上工作的基础上，进行各导航矢量间的连通测试，形成有向导航拓扑图。最后利用Dijkstra算法，选出网络图上最优的能够连通起始点和目标点的导航矢量序列，并根据导航矢量序列生成相应的航迹。仿真表明规划航迹能够满足高空高速飞行器的精度和稳定性要求。

摘要： 从描述对流换热的基本微分方程组出发，通过边界层分析，给出飞行物体高速飞行时的气动加热效应与飞行参数、大气环境的关系，以及飞行物体高速飞行的气动加热效应对飞行物体壳体温升的影响。并结合飞行物体的飞行状态，计算了飞行物体受连续波激光辐照时壳体温度的时间关系。

摘要： 某亚声速无人机在高速飞行时会出现偏航现象.通过对关键气动部件及气动参数的系列调整与改进,该问题并未得到有效解决.因此本文尝试考虑流动分离这一复杂流动现象在此无人机偏航问题中可能起到的影响与作用.本文利用FLUENT对此无人机带天线及推力座的全机模型在不同马赫数及不同迎角下的绕流流场进行数值模拟.结果发现,此无人机机腹挂载的共形天线与推力座后方产生一定程度的流动分离,并影响到下游腹鳍的气动效率,导致高速小迎角下飞机全机航向静稳定性几乎减半.此结果可作为影响因素之一用于定性解释此无人机高速偏航现象的发生.

摘要： 近年来，高速旋翼飞行器的研究日益兴盛起来。各国研究人员们也提出了众多方案，如复合式直升机、ABC旋翼式、倾转旋翼式、旋翼/机翼转换式和自转旋翼飞行器。无论哪一种方案都要解决导致直升机不能飞得更快的根本原因——气流分布的不对称性导致的气流分离和激波问题。由于复合式、倾转式及旋翼/机翼转换式都存在或多或少的结构复杂及技术难度大的问题，结构简单且实用的旋翼机开始受到人们的重视。rn 本文通过各种方案对比，分析得出自转旋翼飞行器的优越性，在ZX-1型自转旋翼机的基础上，提出其高速方案，通过加机翼，实现高速飞行时的升力转换，经过计算初步得出机翼参数，并对最大飞行速度做了估算。分析表明速度提高显著，高速型方案技术可行。

摘要： 本发明公开了一种高速串行数字飞行测试接口仿真设备以及一种高速串行数字飞行测试数据的接收方法，可以模拟发送的四路数据，并形成发送、接收回路，通过比较发送、接收的数据，可以判断设备是否处于正常工作状态，解决了以往采用ISA接口的同类设备在仿真过程当中拆装不便的问题，保证了设备的即插即用性，同时避免了因为工控机ISA接口资源少而争用的缺点。

摘要： 本发明提供了一种高速无人飞行器的控制方法、装置和高速无人飞行器；其中，该方法包括：获取高速无人飞行器输出的状态量，状态量包括速度状态量和高度状态量；根据期望状态和所述状态量计算误差状态量，误差状态量包括速度误差状态量和高度误差状态量；对误差状态量进行线性二次调节处理，输出第一控制输入量；对误差状态量进行鲁棒补偿处理，输出第二控制输入量；采用反馈线性化方式，根据第一控制输入量和第二控制输入量，生成最终控制输入量，通过最终控制输入量对高速无人飞行器进行控制。本发明通过利用高速无人飞行器动态系统的非线性信息，可以抑制多种不确定性对飞行器控制的影响，减少了传统飞行器控制方法的保守性，从而提高了控制精确度。

摘要： 本发明提供了一种高速无人飞行器的控制方法、装置和高速无人飞行器；其中，该方法包括：获取高速无人飞行器输出的状态量，状态量包括速度状态量和高度状态量；根据期望状态和所述状态量计算误差状态量，误差状态量包括速度误差状态量和高度误差状态量；对误差状态量进行线性二次调节处理，输出第一控制输入量；对误差状态量进行鲁棒补偿处理，输出第二控制输入量；采用反馈线性化方式，根据第一控制输入量和第二控制输入量，生成最终控制输入量，通过最终控制输入量对高速无人飞行器进行控制。本发明通过利用高速无人飞行器动态系统的非线性信息，可以抑制多种不确定性对飞行器控制的影响，减少了传统飞行器控制方法的保守性，从而提高了控制精确度。

摘要： 本发明公开了一种高速串行数字飞行测试接口仿真设备以及一种高速串行数字飞行测试数据的接收方法，可以模拟发送的四路数据，并形成发送、接收回路，通过比较发送、接收的数据，可以判断设备是否处于正常工作状态，解决了以往采用ISA接口的同类设备在仿真过程当中拆装不便的问题，保证了设备的即插即用性，同时避免了因为工控机ISA接口资源少而争用的缺点。

摘要： 本发明提供了一种用于高速飞行器的油箱热防护结构，该油箱热防护结构为在第一油箱内设置第二油箱且第一油箱和第二油箱之间相距预定距离，设计第一油箱与第二油箱之间形成用于储存燃油的腔体，腔体内燃油在飞行器爬升阶段用尽后，第一油箱与第二油箱之间形成气体隔热层，可有效降低第一油箱气动加热对第二油箱燃油的加热热流，从而起到一定的绝热作用。因此，本发明所提供的油箱热防护结构与现有技术相比，其能够较好地解决高速飞行过程中燃油的温升满足热管理系统需求的问题，实现绝热形式简单且易于实现。

摘要： 本申请公开了一种超高速飞行通信方法以及超高速飞行天线系统，根据历史飞行数据建立等离子体云分布模型；等离子体云分布模型用于表征再入飞行器在大气中处于超高速飞行时，飞行器的飞行状态与飞行器周围等离子体云分布情况之间的关系；实时获取飞行器的实时飞行状态，将实时飞行状态代入等离子体云分布模型中，判断出飞行器周围等离子体云的薄弱区域；调整飞行器天线的角度及方向，使飞行器天线的发送/接收方向，指向薄弱区域；同时，通过设置于飞行器内部的磁场装置，对薄弱区域的等离子体云进行削弱，磁场装置用于产生静磁场。本申请方案克服超高速飞行时飞行器附近等离子体云对无线通信的不利影响，保障超高速飞行中无线通信的通畅问题。

摘要： 本发明提供了一种用于高速飞行器的油箱热防护结构，该油箱热防护结构为在第一油箱内设置第二油箱且第一油箱和第二油箱之间相距预定距离，设计第一油箱与第二油箱之间形成用于储存燃油的腔体，腔体内燃油在飞行器爬升阶段用尽后，第一油箱与第二油箱之间形成气体隔热层，可有效降低第一油箱气动加热对第二油箱燃油的加热热流，从而起到一定的绝热作用。因此，本发明所提供的油箱热防护结构与现有技术相比，其能够较好地解决高速飞行过程中燃油的温升满足热管理系统需求的问题，实现绝热形式简单且易于实现。

摘要： 本发明提供一种高速飞行器后体尾喷管一体化设计方法及高速飞行器，方法包括：1、尾喷管型线设计，包括：基于相同的喷管入口条件和期望的喷管出口条件，获取若干尾喷管型线；确定所需尾喷管型线，在该型线下尾喷管的净推力最大；2、基于所需尾喷管型线，进行飞行器后体/尾喷管的初始一体化设计，包括：确定尾喷管的膨胀比及出口面积；根据出口面积和所需尾喷管型线获取三维尾喷管型面；设计后体结构厚度；3、基于初始设计结果，进行飞行器后体/尾喷管的最终一体化设计：调整尾喷管推力中心线偏离高度以及尾喷管宽高比。本发明能够解决现有后体/尾喷管设计方面的一体化程度较低所导致的推阻性能不匹配、无法满足飞行器性能要求等技术问题。

摘要： 本发明提供了一种高速飞行器的鲁棒补偿控制方法及高速飞行器，涉高速飞行器控制技术领域，包括：获取检测的高速飞行器的飞行参数；将所述飞行参数输入至鲁棒控制器，所述鲁棒控制器包括：用于标称系统的期望跟踪性能的最优控制器和用于抑制等效扰动对闭环控制系统影响的鲁棒补偿器；将所述最优控制器和所述鲁棒补偿器导入到预设的高速飞行器纵向模型中，得到目标控制量；按照所述目标控制量控制高速飞行器。本发明提供的一种高速飞行器的鲁棒补偿控制方法及高速飞行器，利用实现标称系统的期望跟踪性能的最优控制器和用于抑制等效扰动对闭环控制系统影响的鲁棒补偿器对高速飞行器进行控制，可以提高高速飞行器的跟踪性能。

摘要： 本实用新型提供了一种高速飞行体导航舵角固定装置以及安装有该导航舵角固定装置的高速飞行体。其中，该高速飞行体导航舵角固定装置包括有顶轴，顶轴上开设有拆卸凹槽，拆卸凹槽为T型槽；还包括有拆卸工装，拆卸工装上设置有T型凸台结构的拆卸头。通过上述结构设计，在本实用新型提供的高速飞行体导航舵角固定装置中，顶轴可插入到高速飞行体尾翼的旋转调整轴上，这样旋转调整轴与顶轴之间的接触面积变大，其能够提高顶轴对旋转调整轴固定的可靠性以及稳定性。另外，顶轴上开设有拆卸凹槽，通过本实用新型提供的拆卸工装可以轻松地将顶轴从高速飞行体的机体上拆卸下来，本实用新型解决了现有技术中顶轴从高速飞行体中取出操作较为困难的问题。