XiaoMi-AI文件搜索系统
World File Search System升力系数
控制系统的建模、仿真与设计
表 1.1：先锋 RQ-2 规格 ...................................................................................... 3 表 2.1 飞机平移和旋转运动的 12 个状态 ........................................................ 6 表 2.2 先锋 Rpv 稳定性和系数 ........................................................................ 8 表 2.3：6DOF 机身四元数块端口描述 [6] ...................................................... 16 表 3.1 平飞条件下的配平参数 ............................................................................. 21 表 3.2 反馈增益值 ............................................................................................. 26 表 5.1 由于升降舵偏转和攻角引起的升力系数 ............................................................. 33 表 5.2 由于升降舵偏转和攻角引起的阻力系数 ............................................................. 34 表 5.3 由于方向舵偏转和侧滑角引起的侧向力系数 ............................................................. 35 表 5.4 由于副翼偏转和攻角 36 表 5.5 升降舵偏转和攻角引起的力矩系数 ...... 37 表 5.6 副翼偏转和攻角引起的偏航力矩系数 38 表 5.7 攻角引起的气动系数及导数 .......................... 39
在 FSU 多声速风洞设施中对 RAE 2822 跨声速翼型进行表征
进行了风洞试验，以表征 RAE 2822 超临界翼型并实施主动流动控制技术。试验在各种亚音速和跨音速马赫数和攻角下进行。沿四分之一弦轴连接到翼型端部的两个称重传感器用于量化作用在翼型上的气动力。跨音速翼型已集成，控制技术已在佛罗里达州立大学 Polysonic 风洞中成功实施。本文介绍了一些初步实验结果，并描述了实施过程中获得的经验教训。油流可视化显示翼型吸力面上存在角涡，下表面存在楔形图案，这表明局部过渡流和湍流区域的组合，没有冲击或冲击非常弱。基准翼型上测量的升力系数远低于基于文献的估计值。这些结果表明，测试的翼型需要修改其纵横比和横截面积以适应设施。基于同流喷射的主动流动控制技术在改善气动性能方面显示出良好的前景。
非常规航空调查方法
AD 适航指令 A/M 飞机 ADF 自动测向 [设备] ADS 空中数据系统 AHRS 姿态航向参考系统 AOA 攻角 AOS 侧滑角 AP 自动驾驶仪 APP 进近 ATC 空中交通管制 ATCAS 空中交通管制自动化系统 CAA 民航局 CG 重心 C L 升力系数 DAFCS 数字式自动飞行控制系统 DME 测距设备 EFIS 电子飞行仪表系统 FAA 联邦航空管理局（美国） FDR 飞行数据记录器 FL 飞行高度 FOD 外来物体损坏 FTB 飞行试验台 GNC 引导导航控制 GPS 全球定位系统 IAS 指示空速 ICAO 国际民用航空组织 M 马赫数（= 边界外的流速与当地音速之比，在海平面大约为 340 米/秒） MAC 平均气动弦 (M)MEL（主）最低设备清单 METAR 气象报告 MFC 多功能计算机 NM 海里（= 1.852 米） OAT室外空气温度（°C、°K、°F 外部空气）PF 飞行员飞行
同轴刚性旋翼悬停及前飞性能风洞研究
摘要：为研究上下旋翼干扰效应以及进给比、轴倾斜角和升力偏移对缩比同轴刚性旋翼系统气动性能的影响，对缩比同轴刚性旋翼系统在悬停和稳定前飞过程中的气动性能进行了实验研究。旋翼系统采用直径2 m、四叶片上下无铰链旋翼，安装在同轴旋翼试验台上。实验在中国空气动力研究与发展中心（CARDC）的φ3.2 m风洞中进行。旋翼系统在0°~13°的总距范围内进行了悬停测试，并在进给比高达0.6的情况下进行了前飞测试，重点关注了轴倾斜角和升力偏移扫掠。为了使共轴旋翼的运行方式与实际飞行方式相似，悬停飞行时将扭矩差调整为零，前飞时保持恒定升力系数。在同轴旋翼中以相同的螺距角设置进行了孤立单旋翼配置试验。悬停试验结果表明，下旋翼的品质因数 (FM) 值低于上旋翼，且均低于孤立单旋翼。此外，在相同的叶片载荷系数 (C T / σ) 下，同轴旋翼配置可以获得更好的悬停效率。前飞时，有效升阻比 (L/De) 为
鱼骨主动外倾角风洞测试...
提出了鱼骨主动弯曲 (FishBAC) 变形结构。这种新颖的、受生物启发的概念由四个主要元素组成：一个柔顺的骨架核心、一个预张紧的弹性基质复合材料柔顺蒙皮、一对与不可反向驱动的卷轴滑轮耦合的拮抗肌腱作为驱动机构，以及一个非变形主翼梁。FishBAC 概念能够产生翼型弯曲的大变化，因此被提议作为一种适用于固定翼飞机、直升机、风力涡轮机、潮汐涡轮机和倾转旋翼机的大型、连续可变弯曲解决方案。为了考虑该概念相对于现有技术的空气动力学性能，使用 FishBAC 概念对具有平整后缘襟翼的 NACA 0012 基线翼型和具有连续变形后缘的相同基线翼型进行了比较。在斯旺西大学的低速风洞中对一系列弯曲变形和攻角进行了测试。发现这两种方法都能产生类似的升力系数，但阻力结果的比较表明 FishBAC 几何形状的阻力显著降低。在通常用于固定翼和旋翼应用的攻角范围内，升力效率提高了 25% 左右。
跨大气和空间推进的基本原理
A 面积 a 加速度、半长轴长度、声速 B i 原子总数 B 磁感应强度/磁通密度 b 半短轴长度 c 光速[299.792 x 10 6 m/s] c ∗ 特征速度 c D 阻力系数 ck 质量分数 c L α 升力系数 cp 恒压比热容 c T 推力系数 cv 恒容比热容 D 阻力 E 期望 E 电场 E KE 粒子动能 E pot 粒子势能 e 比机械能、比能 F 力、焦点 G 吉布斯自由能 G 万有引力常数[6.674 x 10 − 11 m 3 /(kg s 2 )]、单位体积吉布斯自由能、质量通量 g 比吉布斯自由能 H 焓 H 单位体积焓 h 比角动量、比焓、高度、普朗克常数 [6.626 x 10 − 34 Js] I 冲量、转动惯量、电流 I sp 比冲量 i 倾角 J 2 非球形地球纬向谐波（1.0826 x 10 − 3 ） j 电流密度 K 燃烧表面积与喷嘴喉口面积比 K c 基于浓度的平衡常数 K p 基于分压的平衡常数 KE 动能 k 等效弹簧常数 kb 反向反应速率、玻尔兹曼常数 [1.380 x 10 23 J/K]
基于机器学习的预测雷诺的翼型空气动力系数
摘要。本研究研究了各种机器学习（ML）算法在预测两个关键空气动力系数的应用，即最大升力系数（𝐶𝐶）和最小阻力系数（𝐶𝑑），对于任何给定的雷诺数，风力涡轮机翼型。我们建议使用聚类技术对类似的机翼形状进行分组，并使用创建的分区来预测使用它们相似性的看不见的机翼属性。在这里，我们还代表了Parsec低维空间中的机翼，而不是高维翼型点空间，以弥补少量训练数据。为此，创建了一个扩展的实验机翼数据库，并用于基于五种不同ML算法的培训模型。我们观察到决策树集合（DTE），随机森林（RF）和多层感知器（MLP）模型成为𝐶𝐶𝑙和𝐶𝑑𝑑𝑚𝑖𝑛𝑑𝑑𝑑𝑑𝑑𝑚𝑖𝑛𝑑𝑚𝑎𝑥𝑚𝑖𝑛𝑙的最有效预测指标。在培训数据库中未包含的三个其他机翼案例上测试这两个ML模型表明，𝐶𝐶𝑙𝑙𝑙𝑙𝑙预测性能通常是合理的，错误级别的平均值约为5％。相比之下，𝐶𝑑的预测误差水平通常更高，平均约为15％。
运输飞机概念设计阶段抖振包线预测
在概念设计期间，预测抖振起始边界时会出现一个问题。由于有效载荷航程和巡航高度能力面临的压力，改善抖振起始边界往往非常重要。它是确定运输机低音速和跨音速性能的主要限制之一。抖振是一种由气流分离或冲击波振荡引起的高频不稳定性，可看作是一种随机受迫振动。根据攻角和自由流速度，气流分离可产生气动激励。后缘的分离边界层会产生湍流尾流，如果此尾流撞击水平尾翼面等，抖振就会影响飞机结构的尾部。由于抖振会限制设计升力系数，因此可能会限制飞机的最大升阻比和运行上限。这意味着，如果没有准确考虑抖振，设计师进行的性能计算可能与飞机的实际性能不符，因为 Breguet 射程方程和耐久性方程都是升力和阻力特性的函数。简而言之，本论文研究的主要动机是创建一种更先进但快速的跨音速抖振起始预测工具，以便在概念设计阶段实现更大的设计自由度。这意味着该工具应该比传统工具更快，它应该可靠并且能够处理非常规配置。此外，它应该以模块化方式构建，以便于使用、更改和更换工具的部件。
HINVA - 高升力飞行验证 - 项目概述和...
联合研究项目 HINVA 的目标是显著提高部署高升力装置的民用飞机气动性能预测和评估的准确性和可靠性。为了实现这一目标，目前工业上使用的最先进的数值和实验模拟方法将根据最大升力状态的飞行测试数据进行验证。该项目以相关欧洲项目（如 EUROLIFT）和 GARTEUR 研究中获得的经验和发现为基础。DLR 的飞行测试飞机空客 A320-200 ATRA 是三个方法领域飞行测试、欧洲跨音速风洞 ETW 中的高 Re-No 测试以及使用 DLR 的 TAU 代码进行数值模拟的共同配置基础。基线设备设置对应于着陆配置。还研究了巡航配置。该项目的核心要素是生成一个专用的、完全协调的验证数据库，该数据库由风洞和相应的飞行测试数据组成。以协同的方式利用所有三个方法领域的独特优势，可以定性和定量地确定此类飞机最大升力状态下的主要空气动力学现象。研究结果将为使用和应用数值工具以及低温测试提供新的模拟策略，以确定工业高升力设计过程精度范围内的升力系数和攻角方面的最大升力。该项目细分为三个主要工作包：ATRA 飞行测试、ETW 风洞测试和 CFD 模拟。基线几何和 CAD 模型的规范已基本完成。已经进行了全面的数值模拟以支持飞行测试仪器。空中客车公司和德国航天中心正密切合作，共同进行飞行测试规划和飞行测试仪器的开发，为首次飞行测试活动做准备。
用于行星探索的无人机：建模挑战
在过去十年中，太空探索的力度大大增加，因此需要新的方法来研究行星和其他天体。现代趋势是制造能够从更高角度侦察表面的航天器，而无人机已被证明是最有用的。一般来说，无人机以其灵活性、速度、悬停能力、避障、目标跟踪和跟随而闻名。认为任何类型的无人机都适合太空应用都是合理的，因为它们都具有可以满足任务要求的优势。太空领域的设计选择深受一些限制的影响，例如最大尺寸、总重量、成本、环境、温度。此外，还需要考虑使平台能够执行任务的基本要求，这些要求通常由各种子系统来确保：热、通信、机载数据处理、电力、推进以及制导、导航和控制。太空探索的主要焦点是火星和旋翼机概念：事实上，Ingenuity 直升机就是一个很好的例子，如图 1 所示，它于 2021 年在红色星球上进行了首次飞行。火星大气与地球不同，这带来了特殊的空气动力学挑战。第一个很大的变化是低大气密度，再加上无人机尺寸有限，导致弦基雷诺数流动非常低（103-104）[1]。这些流动更多的是以粘性力而非惯性力为特征，导致机翼性能效率下降。这会影响升力，但较低的重力加速度（3.71 m/s2）略微补偿了升力。自 20 世纪 30 年代以来，人们在该领域进行了各种研究，并且可以确定三个描述流动行为的区域：亚临界（ Re < 10 5 ）、临界（ Re ∼ 10 5 ）和超临界（ Re > 10 5 ）。对于火星研究，重点放在亚临界区域，其中层流边界层倾向于分离，导致阻力系数较大，升力系数降低。这种层流分离流的不稳定性导致向湍流的转变，这会引起重新附着，从而产生层流分离气泡，影响翼部的性能。可以采用各种方法来进行气动分析：例如，将流动视为完全层流 [2] 或使用 RANS、LES