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卡型机舰面共振的特点与预防分析
1
作者 费景荣 雷卫东 《直升机技术》 2019年第2期64-67,72共5页
参考有关文献,简要介绍了直升机舰面共振机理及发生特点,分析了卡型机舰面共振特性的弱点;根据风洞试验结论,结合两起卡型机舰面共振事故,分析了卡型机舰面共振的形成过程,系统讨论了预防措施。分析表明:卡型机的舰面共振特性相对较差,... 参考有关文献,简要介绍了直升机舰面共振机理及发生特点,分析了卡型机舰面共振特性的弱点;根据风洞试验结论,结合两起卡型机舰面共振事故,分析了卡型机舰面共振的形成过程,系统讨论了预防措施。分析表明:卡型机的舰面共振特性相对较差,对甲板涡流及侧风的动态响应明显,因而预防舰面共振的措施涉及舰机适配性、直升机维护、着舰操纵等诸多方面。其中,改善舰机适配性是根本性预防对策;如果卡型机着舰状态不稳,且舰摇晃不明显,则在“慢车”状态系留直升机,是预防舰面共振一个实用措施。 展开更多
关键词 卡型直升机 舰面共振
某机起降“冲、偏、掉”的风险评估与管控 预览
2
作者 费景荣 雷卫东 《沈阳航空航天大学学报》 2019年第3期34-38,共5页
以某机为例,以起降“冲、偏、掉”的风险管控为目标,先各自识别“冲、偏、掉”的危险源,再共同评估风险等级,根据评估结果,提出了“系统防范与重点防范相结合、组织监管与人的主动性相结合、技术措施与人的认知相结合、完善程序与改进... 以某机为例,以起降“冲、偏、掉”的风险管控为目标,先各自识别“冲、偏、掉”的危险源,再共同评估风险等级,根据评估结果,提出了“系统防范与重点防范相结合、组织监管与人的主动性相结合、技术措施与人的认知相结合、完善程序与改进设备相结合”的防范原则及具体把握的五个重点问题,阐述了加强理论教育、完善操纵和维护程序、注重非技术能力监控、完善有关法规及开发起飞决断速度(V1)计算软件、提高有关设备容错性等方面的防范对策。 展开更多
关键词 飞机起降偏差 “冲、偏、掉” 风险评估与管控 飞行安全
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带宽受限下的基于一致性的分布式融合估计器 被引量:3
3
作者 卢建华 韩旭 《控制与决策》 EI CSCD 北大核心 2016年第12期2155-2162,共8页
研究带宽受限下的基于一致性的分布式融合估计问题.建立以一致性滤波增益为决策变量,以所有传感器有限时域下融合估计误差协方差矩阵的迹的和为代价函数的优化问题.在给定一致性权重的前提下,给出使得系统融合估计误差在无噪声时渐近稳... 研究带宽受限下的基于一致性的分布式融合估计问题.建立以一致性滤波增益为决策变量,以所有传感器有限时域下融合估计误差协方差矩阵的迹的和为代价函数的优化问题.在给定一致性权重的前提下,给出使得系统融合估计误差在无噪声时渐近稳定的一致性滤波增益存在的充分条件,并通过最小化代价函数的上界得到一组次优的一致性滤波增益.最后通过算例仿真验证了所提出方法的有效性. 展开更多
关键词 一致性滤波 带宽受限 融合节点 渐近稳定 代价函数
直升机飞行过渡速度现象研究
4
作者 费景荣 徐彦军 《飞行力学》 CSCD 北大核心 2016年第2期75-77,共3页
针对直升机飞行中通过过渡速度时产生的振动、抬头、偏转和倾斜等一系列现象,从旋翼动力学的角度进行了深入的研究,并且给出了系统的解释。首先,分析了旋翼尾涡对直升机状态的影响;然后,研究了桨涡干涉效应,发现桨涡干涉效应导致旋翼前... 针对直升机飞行中通过过渡速度时产生的振动、抬头、偏转和倾斜等一系列现象,从旋翼动力学的角度进行了深入的研究,并且给出了系统的解释。首先,分析了旋翼尾涡对直升机状态的影响;然后,研究了桨涡干涉效应,发现桨涡干涉效应导致旋翼前行桨叶平均拉力增加、后行桨叶平均拉力减小,这是引起直升机抬头、倾斜和振动的根本原因;最后,研究了起飞和着陆中通过过渡速度时操纵对策的差异及其原因。 展开更多
关键词 直升机 过渡速度 桨涡干涉效应
直升机舰上起降过程中一发停车后的决策分析 预览
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作者 费景荣 孙岩 《航空科学技术》 2016年第10期50-54,共5页
针对直升机舰上起降过程中一发停车后决策所需要的临界点条件,首先分析了确定直升机舰上起降临界点的依据,并确定了两种现役机型舰上起降的临界点,最后讨论了舰上起降一发停车后的安全性,提出了相关建议。研究表明,确定直升机舰上... 针对直升机舰上起降过程中一发停车后决策所需要的临界点条件,首先分析了确定直升机舰上起降临界点的依据,并确定了两种现役机型舰上起降的临界点,最后讨论了舰上起降一发停车后的安全性,提出了相关建议。研究表明,确定直升机舰上起降临界点的依据主要是:舰上起降轨迹特点、陆上开阔场地起降的临界条件及着舰有关要求。由于轨迹特点,直升机舰上起飞中有两个临界点,而由于着舰过程一发停车后来不及调整舰速,无法满足单发着舰的有关要求,难以安全单发着舰,临界点只有一个,为单发复飞临界点。直升机舰上起降一发停车后的安全性与载舰类型、起降条件、舰船运动等条件有关,可通过采取针对性措施加以提高。 展开更多
关键词 直升机 舰上起降 一发停车 操纵决策 飞行安全
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一种新的车载SINS/DR组合定位定向算法 预览 被引量:2
6
作者 刘涛 孟凡磊 《现代防御技术》 北大核心 2015年第4期80-85,共6页
针对军用车辆卫星定位信号缺失的问题,推导了三维条件下的无陀螺航位推算算法,在分别对航位推算和捷联惯导算法系统误差分析的基础上,应用kalman滤波器设计了一种新的SINS/DR组合算法,仿真结果显示,采用组合算法,系统三维定位精... 针对军用车辆卫星定位信号缺失的问题,推导了三维条件下的无陀螺航位推算算法,在分别对航位推算和捷联惯导算法系统误差分析的基础上,应用kalman滤波器设计了一种新的SINS/DR组合算法,仿真结果显示,采用组合算法,系统三维定位精度分别提高37.8%、49.7%和35.1%。 展开更多
关键词 组合定位 航位推算 三维条件 卡尔曼滤波
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“教学接力”装备实操教学模式探索与实践 预览 被引量:1
7
作者 刘涛 孟凡磊 《高等教育研究学报》 2014年第1期114-115,119共3页
为解决装备课程实操教学中存在的学习主动性不足和效果检验不充分的问题,创新“教学接力”模式,将原来的“静默式”操作转变为“讲解式”操作,实现“教”“学”角色的灵活转换,提高了课程教学效果,教改试点工作取得了初步成效.
关键词 装备实操课程 教学改革 教学接力
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某军用飞机"意外侧滑"现象分析
8
作者 费景荣 孙岩 《飞机设计》 2014年第3期16-19,共4页
介绍了某军用飞机飞行中“意外侧滑”现象的基本情况及影响,全面分析了可能原因;然后从“飞参”数据人手分析了具体原因,提出了有关建议。分析表明,由于该机的“副翼一方向舵”交联方案比较简单,特别是该方案仅用于消除因压杆量变... 介绍了某军用飞机飞行中“意外侧滑”现象的基本情况及影响,全面分析了可能原因;然后从“飞参”数据人手分析了具体原因,提出了有关建议。分析表明,由于该机的“副翼一方向舵”交联方案比较简单,特别是该方案仅用于消除因压杆量变化导致的侧滑,不仅不能消除压杆量变化前已存在的侧滑,反而在客观上起到保持原侧滑角的航向稳定作用,所以某军用飞机的“副翼一方向舵”交联模块实际上并不能完全消除侧滑。其速度500~750km/h内较明显“意外侧滑”由杆位不正或修正性压杆与“副翼一方向舵”交联模块及飞机本身航向稳定性共同导致。鉴于“意外侧滑”存在诸多不利影响,应在某军用飞机单座型和双座型前舱增加侧滑角显示。 展开更多
关键词 “意外侧滑” 状态控制 飞行安全 侧滑显示
甚低频拖曳天线的稳态动力学研究 预览 被引量:1
9
作者 郑小洪 侯志强 +1 位作者 韩维 《机械工程学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2012年第11期 166-171,共6页
甚低频(Very low frequency,VLF)拖曳天线力学特征和控制是飞机对潜通信系统进一步深入论证需要解决的关键问题之一,而对其稳态动力学研究是进行甚低频拖曳天线力学特征和控制研究的基础。通过对载机盘旋时甚低频天线运动状态及其受... 甚低频(Very low frequency,VLF)拖曳天线力学特征和控制是飞机对潜通信系统进一步深入论证需要解决的关键问题之一,而对其稳态动力学研究是进行甚低频拖曳天线力学特征和控制研究的基础。通过对载机盘旋时甚低频天线运动状态及其受力进行分析,应用牛顿定律建立机载甚低频拖曳天线稳态动力学模型。运用打靶法对其稳态动力学模型进行求解,分析载机速度、倾斜角和天线末端锥袋质量对天线末端锥袋量纲一半径和天线垂直度的影响。仿真结果表明在阻力系数较小时,在一定的倾斜角和载机飞行速度范围内其垂直度和天线末端量纲一半径存在多值情况,会导致拖曳天线系统的不稳定;在一定的阻力系数下,减小飞机速度,增加载机的倾斜角,能够提高甚低频拖曳天线的垂直度;单一增加天线末端锥袋质量来提高垂直度是不可行的。 展开更多
关键词 拖曳天线 稳态 末端半径 垂直度
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部分三代战机“迎角悬挂”现象的机理分析与仿真计算 预览
10
作者 费景荣 徐彦军 《飞机设计》 2012年第4期1-3,21共4页
参考有关风洞试验结果,探讨了部分三代战机"迎角悬挂"现象的机理,对比分析了不同机型"迎角悬挂"的特点。并以某型三代战机为例,根据其纵向气动和操稳特性曲线及飞控系统特性,利用时域动态响应的方法,仿真计算了该... 参考有关风洞试验结果,探讨了部分三代战机"迎角悬挂"现象的机理,对比分析了不同机型"迎角悬挂"的特点。并以某型三代战机为例,根据其纵向气动和操稳特性曲线及飞控系统特性,利用时域动态响应的方法,仿真计算了该型机大迎角下"迎角悬挂"的有关现象,计算结果与其技术资料的叙述相符。分析与计算表明,大迎角下"迎角悬挂"现象,是由该类型三代战机气动布局决定的一个共性问题;同时,"迎角悬挂"现象的特点又与具体机型的气动布局特点以及重心位置等因素有关。 展开更多
关键词 迎角悬挂 大迎角品质 大迎角机动 飞行安全
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无陀螺捷联惯导系统中圆锥误差的抑制 预览
11
作者 刘涛 赵国荣 +1 位作者 徐珂文 《北京工业大学学报》 CAS CSCD 北大核心 2012年第7期1045-1051,共7页
分析圆锥误差在无陀螺捷联惯导系统中的特性和表现形式,针对系统应用等效旋转矢量方法不能直接提供角增量的特点,设计和优化了角增量的获取方法,利用混沌粒子群算法优化了四子样等效旋转矢量方法中等效旋转矢量计算公式系数,并通过... 分析圆锥误差在无陀螺捷联惯导系统中的特性和表现形式,针对系统应用等效旋转矢量方法不能直接提供角增量的特点,设计和优化了角增量的获取方法,利用混沌粒子群算法优化了四子样等效旋转矢量方法中等效旋转矢量计算公式系数,并通过典型圆锥误差仿真实验验证了其能更好地消除圆锥误差的影响,提高系统导航精度. 展开更多
关键词 无陀螺捷联惯导系统 圆锥误差 等效旋转矢量 混沌粒子群算法
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基于μ理论的飞机俯仰姿态控制 预览
12
作者 少阳 《海军航空工程学院学报》 2011年第2期 136-140,共5页
针对飞机飞行条件变化引起的模型不确定性问题,基于μ控制理论设计鲁棒的俯仰姿态控制系统。首先,根据干扰抑制原理将俯仰姿态控制系统设计转化为μ综合的一般框架,合理地选择加权函数确定广义被控对象,通过引入虚拟的不确定块将鲁棒性... 针对飞机飞行条件变化引起的模型不确定性问题,基于μ控制理论设计鲁棒的俯仰姿态控制系统。首先,根据干扰抑制原理将俯仰姿态控制系统设计转化为μ综合的一般框架,合理地选择加权函数确定广义被控对象,通过引入虚拟的不确定块将鲁棒性能问题转化为广义系统的鲁棒稳定性问题。然后,利用D-K迭代算法求解得到14阶的μ控制器,基于平衡截断方法将该控制器成功地降为4阶。最后对μ降阶控制器进行了鲁棒性分析,并与在相同加权函数条件下设计的H∞控制器相比较,结果表明μ控制兼顾了系统的鲁棒稳定性和鲁棒性能,避免了保守性。 展开更多
关键词 飞行控制 俯仰姿态 鲁棒控制 结构奇异值
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地面效应对着舰精度的影响及操控策略 预览 被引量:1
13
作者 徐彦军 《四川兵工学报》 CAS 2011年第12期 117-119,共3页
通过分析地面效应的产生机理及对舰载飞机着舰末段过程的影响,估计了一种由地面效应引起的着舰误差的计算方法。利用该方法对某型舰载飞机的着舰误差进行了计算,结果表明:地面效应引起的着舰误差不容忽视。并分析了应对着舰时地面效应... 通过分析地面效应的产生机理及对舰载飞机着舰末段过程的影响,估计了一种由地面效应引起的着舰误差的计算方法。利用该方法对某型舰载飞机的着舰误差进行了计算,结果表明:地面效应引起的着舰误差不容忽视。并分析了应对着舰时地面效应的操纵控制策略。 展开更多
关键词 舰载飞机 地面效应 着舰
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甚低频拖曳天线的稳态构型计算 预览 被引量:1
14
作者 郑小洪 侯志强 《海军航空工程学院学报》 2011年第6期 628-632,共5页
拖曳天线力学特征和控制是飞机对潜通信系统进一步深入论证需要解决的关键问题之一,而对其稳态动力学研究是进行拖曳天线力学特征和控制的基础。文章通过对其运动状态及其受力进行分析,建立机载甚低频拖曳天线稳态动力学模型。运用打... 拖曳天线力学特征和控制是飞机对潜通信系统进一步深入论证需要解决的关键问题之一,而对其稳态动力学研究是进行拖曳天线力学特征和控制的基础。文章通过对其运动状态及其受力进行分析,建立机载甚低频拖曳天线稳态动力学模型。运用打靶法进行求解,计算出了在不同空气阻尼情况下天线稳定构型,分析了绳索的张力分布情况并比较了空气阻尼对天线稳定构型和天线张力的影响。 展开更多
关键词 拖曳天线 稳态构型 打靶法
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飞机俯仰姿态的μ鲁棒控制 预览 被引量:1
15
作者 《兵工自动化》 2011年第3期 51-54,共4页
针对飞机飞行条件变化引起的模型不确定性问题,基于μ控制理论设计鲁棒的俯仰姿态控制系统。根据干扰抑制原理将俯仰姿态控制系统设计转化为μ综合的一般框架,将鲁棒性能问题转化为广义系统的鲁棒稳定性问题。利用D-K迭代算法求解得到1... 针对飞机飞行条件变化引起的模型不确定性问题,基于μ控制理论设计鲁棒的俯仰姿态控制系统。根据干扰抑制原理将俯仰姿态控制系统设计转化为μ综合的一般框架,将鲁棒性能问题转化为广义系统的鲁棒稳定性问题。利用D-K迭代算法求解得到14阶的μ控制器,基于平衡截断方法将该控制器成功地降为4阶。对μ降阶控制器进行鲁棒性分析,结果表明μ控制能兼顾系统的鲁棒稳定性和鲁棒性能。 展开更多
关键词 飞行控制 俯仰姿态 结构奇异值
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基于粒子群算法的总能量飞控系统优化设计 预览 被引量:1
16
作者 侯志强 《电光与控制》 北大核心 2010年第9期 51-55,共5页
为了提高舰载飞机着舰时的操纵性能,并且解除低动压状态下航迹角和空速之间的强烈耦合,基于总能量控制理论设计了着舰飞行/推力综合控制系统。其基本思想是用发动机推力控制飞机总能量,用升降舵控制总能量的分配率。针对总能量飞控系统... 为了提高舰载飞机着舰时的操纵性能,并且解除低动压状态下航迹角和空速之间的强烈耦合,基于总能量控制理论设计了着舰飞行/推力综合控制系统。其基本思想是用发动机推力控制飞机总能量,用升降舵控制总能量的分配率。针对总能量飞控系统的参数难以整定的问题,采用粒子群优化算法对待调参数进行优化。建立了综合衡量航迹角的阶跃响应性能及其与空速之间耦合程度的适应度函数指标。在优化迭代中粒子群算法的惯性权重先线性减小,然后保持恒定不变。该方法既增强了算法对最优解的搜索能力,又加快了算法的收敛速度。最后,频域分析表明优化的参数使航迹角传递函数的带宽满足设计要求;仿真结果验证了该飞控系统的有效性。 展开更多
关键词 舰载飞机 着舰 飞行控制 粒子群算法 总能量控制系统
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基于总能量理论的着舰飞行/推力控制系统 预览 被引量:3
17
作者 侯志强 徐彦军 《飞行力学》 CSCD 北大核心 2010年第2期 35-38,共4页
为提高舰载飞机在低动压着舰条件下飞行操纵性能和实现飞行航迹/速度之间的解耦,首先设计了阻尼器,使飞机的短周期阻尼达到了一级飞行品质的要求;然后,基于总能量控制理论设计了着舰飞行/推力综合控制系统。该控制系统使航迹角的... 为提高舰载飞机在低动压着舰条件下飞行操纵性能和实现飞行航迹/速度之间的解耦,首先设计了阻尼器,使飞机的短周期阻尼达到了一级飞行品质的要求;然后,基于总能量控制理论设计了着舰飞行/推力综合控制系统。该控制系统使航迹角的响应带宽为1.21red/s。仿真结果表明,该系统能够在保持速度恒定的条件下实现航迹角的快速响应,而且对气动参数摄动具有较强的鲁棒性。 展开更多
关键词 总能量理论 着舰 飞行控制
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舰载飞机着舰航迹角控制器设计 预览
18
作者 侯志强 +1 位作者 徐彦军 林正 《海军航空工程学院学报》 2010年第3期 303-306,共4页
为提高舰载飞机的着舰精度,基于总能量控制理论设计了着舰下滑航迹角控制器。频域分析结果表明,该控制系统使航迹角的响应带宽为1.21rad/s,满足了设计要求。基于非线性模型的仿真结果表明,该系统不但能够使航迹角快速地响应阶跃输入指... 为提高舰载飞机的着舰精度,基于总能量控制理论设计了着舰下滑航迹角控制器。频域分析结果表明,该控制系统使航迹角的响应带宽为1.21rad/s,满足了设计要求。基于非线性模型的仿真结果表明,该系统不但能够使航迹角快速地响应阶跃输入指令和保持飞行速度基本不变,且对于气动参数的摄动具有较好的鲁棒性。 展开更多
关键词 舰载飞机 总能量控制 着舰 航迹角控制
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基于H∞混合灵敏度的着舰飞控系统 预览 被引量:1
19
作者 徐彦军 侯志强 《兵工自动化》 2010年第6期 4-7,共4页
为提高舰载飞机在着舰状态下的操纵性能,增强着舰飞控系统对不确定性的鲁棒性,设计基于混合灵敏度理论的着舰飞行/推力综合控制系统。该系统以空速和航迹角为被控变量,通过选择加权函数使控制系统设计转化为混合灵敏度问题,并编制M... 为提高舰载飞机在着舰状态下的操纵性能,增强着舰飞控系统对不确定性的鲁棒性,设计基于混合灵敏度理论的着舰飞行/推力综合控制系统。该系统以空速和航迹角为被控变量,通过选择加权函数使控制系统设计转化为混合灵敏度问题,并编制Matlab程序求解控制器。针对控制器阶次较高的问题,采用主导极点法进行降阶,以降阶控制器和被控对象组成控制系统进行仿真。分析表明,航迹角传递函数的带宽满足设计要求,而且实现了航迹角和空速之间的解耦,对气动系数的不确定性具有一定的鲁棒性。 展开更多
关键词 混合灵敏度 着舰 飞行控制
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基于H∞控制的飞机俯仰角控制系统设计 预览 被引量:1
20
作者 徐彦军 林正 +1 位作者 孙岩 《飞行力学》 CSCD 北大核心 2010年第6期 24-27,共4页
将H∞控制理论应用于飞机俯仰角控制系统的设计。首先,按照干扰抑制原理将控制系统的设计转化为H∞标准控制问题;然后,通过选择适当的加权函数构造出广义的被控对象;最后,采用Matlab的鲁棒控制工具箱求得俯仰角控制器。频域分析和时域... 将H∞控制理论应用于飞机俯仰角控制系统的设计。首先,按照干扰抑制原理将控制系统的设计转化为H∞标准控制问题;然后,通过选择适当的加权函数构造出广义的被控对象;最后,采用Matlab的鲁棒控制工具箱求得俯仰角控制器。频域分析和时域仿真均表明,所设计的控制系统具有较好的标称性能和鲁棒性能。 展开更多
关键词 H∞控制 俯仰角 飞行控制
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