梁彬
- 作品数：49 被引量：25H指数：3
- 供职机构：航天空气动力技术研究院更多>>
- 发文基金：国家自然科学基金国家重点基础研究发展计划更多>>
- 相关领域：航空宇航科学技术自动化与计算机技术文化科学经济管理更多>>
- 参数辨识技术在再入弹头自由滚转风洞试验中的应用被引量：2
- 2016年
- 对再入弹头的小滚转气动力矩及小气动阻尼力矩的测量是其动态风洞试验的重点和难点。基于气浮轴承技术,设计了一套自由滚转风动试验系统,开展了带控制翼再入机动弹头的自由滚转风洞试验。建立了正弦函数形式的小滚转气动力矩模型。运用自适应的扩展卡尔曼滤波算法(adaptive EKF,AEKF)辨识气动参数。气动参数重构数据表明辨识结果的可信度较高。辨识结果显示,小滚转气动力矩随滚转角速度的降低而减小,滚转阻尼力矩随滚转角速度的降低而增大。
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- 关键词：再入飞行器气浮轴承
- 一种自由滚转机构转速测量装置
- 一种自由滚转机构转速测量装置，包括直接头、调位螺杆、安装座一、定位螺钉、读数头、光栅盘、安装座二、转子、定子。光栅编码器的读数头和光栅盘分别固定于安装座一和安装座二；安装座一外径与直接头内径滑动配合，通过调节螺杆调整至适...
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- 文献传递
- 一种模拟气动烧蚀引射作用的风洞试验装置
- 本发明公开了一种模拟气动烧蚀引射作用的风洞试验装置，包括：透气模型、模型底座、支杆、模型内腔隔板、密封垫、上下气路、拉紧螺钉、流量计、压力表和调压阀。模型、模型底座和模型内腔隔板共同形成模型上、下内腔，通过上、下气路分别...
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- 考虑摩擦力的自由振动动导数试验的数据分析方法
- 本发明涉及考虑摩擦力的自由振动动导数试验的数据分析方法，可从俯仰和偏航自由振动动稳定性风洞试验的试验数据中准确计算出飞行器的动稳定性导数，特别适用于系统摩擦力不可忽略的试验系统。本发明的技术方案是：首先在飞行器的振动动力...
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- 一种用于风洞试验的飞行器模型多自由度支撑机构
- 本发明涉及一种用于风洞试验的飞行器模型多自由度支撑机构，包括气浮球轴承、俯仰偏航基座、角接触轴承、支杆组件、俯仰伺服电机、偏航伺服电机、无线测控模块以及上位机；风洞虚拟飞行试验过程中，飞行器模型在气动力和舵面共同作用下自...
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- 新型高超飞行器耦合特性地面评估技术
- 新型面对称高超飞行器在大攻角机动过程中存在气动耦合性强、稳定性弱及非线性、非定常特性强烈问题,给飞行器气动特性研究、控制系统设计和地面试验验证提出新的挑战。本文以新型面对称高超飞行器为研究对象,在FD-16高超声速风洞搭...
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- 关键词：高超飞行器飞行试验结果
- 一种高速风洞洗流时差导数试验装置
- 本发明公开了一种高速风洞洗流时差导数试验装置，包括：飞行器模型、测力天平、运动换向机构、支杆、推杆和液压缸；液压缸安装在支杆固定端一侧的内腔中，支杆的另一端与运动换向机构连接；液压缸的输出端与运动换向机构的输入端通过推杆...
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- 压缩拐角激波边界层干扰对壁面的加热效应
- 2025年
- 为探索压缩拐角壁面非定常高热流产生原因,利用实验和数值模拟相结合的手段,研究马赫数5状态下,42°压缩拐角导致的复杂激波运动对壁面的加热效应,实验结果表明,流场中存在非定常强激波相互干扰,激波在壁面动态扫掠,数值计算结果表明伴随分离激波的角度增加,激波从正常反射向马赫反射转变,流场中出现复杂波系,近壁区产生正激波,波后壁面温度急剧升高,最大可升高至5倍来流温度,压力升高为90倍来流压力,对壁面产生强加热效应;保持分离激波角度不变,改变马赫数同样会导致复杂波系产生,且温度峰值、压力峰值位置从第一斜面移动到第二斜面。由此可见,压缩拐角激波边界层干扰中激波相交形式改变是压缩拐角壁面产生高极值热的重要因素。
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- 关键词：马赫反射
- 一种风洞小幅强迫俯仰振荡机构
- 本发明提供了一种风洞小幅强迫俯仰振荡机构，包括：俯仰铰链、方向转换机构、驱动模块和外支杆；所述俯仰铰链与所述外支杆连接，所述方向转换机构与所述俯仰铰链连接，所述驱动模块固连于所述外支杆内腔，且与所述方向转换机构连接，所述...
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- 一种防止风洞虚拟飞模型姿态发散的自动保护装置及方法
- 本发明公开了一种防止风洞虚拟飞模型姿态发散的自动保护装置及方法，包括：MEMS测量模块、气源、调压阀、电磁阀、气路、往复式气缸、推头、上位机。通过MEMS测量模块对模型运动状态变量进行测量，并反馈状态变量至上位机。上位机...
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