一、低速风洞大攻角张线式支撑系统（论文文献综述）
李洋[1]（2021）在《大尺寸模型气动力多点悬挂测量研究》文中研究说明超音速武器、新型战斗机等高速飞行器是航空航天领域的高端装备,为保证使役性能,飞行器在各种速域、姿态时的气动力特性必须被准确评估。风洞试验是获取高速飞行器气动力数据的重要手段。但随着风洞试验飞行器模型的不断增大,传统试验方法的局限性也在日益显露,因此急需寻求一种针对大尺寸飞行器模型的气动六维力测试方法。对于大尺寸飞行器模型,其测试空间受限,基于常规支撑装置与测量方法难以满足风洞试验的尺寸与动态特性要求。因此,本文以压电传感器为核心测试元件,提出了一种基于多点悬挂的支撑方式,开发了一种集支撑装置、飞行器模型以及测试元件一体化的气动六维力测试系统,旨在提高风洞试验中飞行器模型气动力六维力测试精度。针对传统风洞试验中大尺寸飞行器模型存在的支架干扰大、测试空间不足等问题,提出了一种基于多点悬挂并联张线支撑的飞行器模型气动六维力测量方案。基于六点定位与静力学平衡原理,推导了该支撑方式下飞行器模型六维力测量原理,建立了六维力求解的数学模型,并分析了影响测试精度的关键因素。结合上述测量原理以及测试系统设计要求,对支撑装置进行设计与优化,为后续测试系统的性能研究奠定了基础。针对六维力求解模型中张线支撑角度这一影响测量精度的关键参数,编写了基于Python-Open CV模块的支撑角度图像识别程序。通过对比多种图片预处理方案,选择HSV颜色检测算法用以提取复杂环境下支撑张线的整体轮廓。对初步提取的张线轮廓进行形态学操作,在保留完整轮廓的前提下消除了噪点等干扰。基于最小二乘法求解张线轮廓的最优拟合直线进而求解支撑角度。支撑角度识别算法的建立不仅提高了测试系统六维力求解精度,还为后续标定实验的开展提供了便利。对多点悬挂式测试系统进行搭建与性能测试。首先,为保证测试精度与系统动态特性,设计了两种与支撑张线直接相连的单向力压电传感器,标定结果显示上述传感器具有良好的线性度、重复性以及测试精度。通过力源装置对整体测试系统进行了静态标定实验,针对实验结果中各维间的耦合现象通过解耦算法对实验数据进行处理;通过锤击法对测试系统进行动态脉冲激励实验,得到系统X、Y、Z三个方向的一阶固有频率。最后,针对标定实验中部分维度向间干扰较大的现象,通过ANSYS仿真软件对测试系统进行静态仿真分析,并通过模拟加载的方法探究了向间干扰产生的原因,为后续工作的展开提供了方向。本文研究内容进一步丰富了风洞试验多维力测试方法,其研究成果可为我国航天航空事业的高速发展提供实验技术借鉴。
李连福[2]（2021）在《双转轴模型支撑装置控制系统设计与实现》文中指出风洞试验是研究汽车、飞行器等模型空气动力学的有效手段。在风洞试验中,模型姿态角的调整是通过其支撑装置的运动实现的,其控制精度直接影响试验结果的准确性。双转轴模型支撑装置能有效调整模型的迎角、侧滑角和滚转角,研发其控制系统对提高风洞试验的综合能力和试验效率有重要意义。本文完成了双转轴模型支撑装置控制系统的设计与实现。该系统通过各轴串联机构的运动实现模型迎角、侧滑角、滚转角的姿态控制。首先分析了双转轴模型支撑装置的结构组成与技术要求,由此确定了总体控制方案。控制方案以西门子1511-T PLC为运动控制中心,以SEW和安川交流伺服驱动器、交流伺服电机分别作为弯刀轴、主轴、尾轴的驱动装置,以比例伺服阀、液压缸作为补偿轴的电液伺服驱动装置。在控制方法方面,采用PID以及交流伺服三环控制方法对系统进行控制,针对模型姿态控制的耦合问题,采用几何推导的方法对系统进行了解耦,求出了正解和逆解。以Portal V16为PLC程序开发平台进行了硬件组态和控制程序的开发,实现了各轴的定位与速度控制。以VB为现场监控计算机软件开发平台,实现了上位监控软件与现场PLC及风洞管理机的信息交互功能。最后,对整个系统进行静态调试,进行了电气系统的硬件接线检验,伺服驱动器及PLC软件的参数整定和功能测试,上位机软件的联合调试,并验证了系统的控制精度。调试结果表明,控制系统各项指标满足技术要求。
潘家鑫,林麒,吴惠松,周凡桂,王晓光[3]（2021）在《基于WDPR-8支撑与弯刀尾支撑的风洞对比试验研究》文中进行了进一步梳理对国内近年设计的具有典型先进战斗机布局的动态试验标模,采用8绳牵引的绳牵引并联机器人（WDPR-8）支撑和传统弯刀尾支撑在FL-5风洞中进行对比吹风试验。根据风洞试验环境及仿真计算系统的刚度与工作空间,设计了满足要求的WDPR-8绳系结构和支撑机构,并建造了样机;在阻塞比及两心距足够小的前提下,保证了模型在两支撑系统中的通用性,以此设计内置六分量杆式天平的试验模型;利用绳拉力信号并联WDPR-8视觉采集系统与风洞VSS采集系统,实现气动力、机器视觉和绳拉力3个采集系统同步工作;在除支撑系统以外其他试验条件保持一致的条件下,进行重复性试验、纵向试验和横向试验。数据处理时,弯刀尾支撑进行了尾支架修正,WDPR-8支撑未修正。比较对照试验结果可得:两者在纵向试验的重复性试验所得升力系数最大均方差差别很小,2种支撑得到的升力系数、阻力系数和俯仰力矩系数的最大均方差不超过3.6%;横向试验在试验攻角范围内,2种支撑得到的侧向力系数对侧滑角的导数变化规律基本相同。用WDPR-8支撑进行的单自由度俯仰振荡试验得到的升力系数迟滞环曲线各环首尾连续,与静态升力系数曲线走势一致,且非定常迟滞环面积随减缩频率增大而增大,符合物理意义。试验研究结果反映出WDPR-8支撑的可行性及结果的有效性。
徐田国[4]（2020）在《基于组合支撑的气动多维力测量研究》文中进行了进一步梳理高性能飞行器在我国国防领域扮演着重要角色,它的设计理论十分复杂。通常将所受气动多维力作为飞行器的重要设计依据,而其准确测量离不开测力方法的选取。本文针对大尺寸、大长径比飞行器模型在进行风洞试验时存在的支撑系统设计、测力方法选择等诸多难题,以压电传感器作为核心测试元件,采用一种结合张线支撑和尾部支撑的组合支撑方法,建立了基于组合支撑的气动多维力测试系统。首先,针对大尺寸、大长径比飞行器模型在风洞试验中存在的测力方法选择问题,提出了使用组合式支撑的气动多维力测量方法;建立了张线空间角与两个平面角之间的关系,并在此基础上,根据静力学平衡原理,建立了基于组合支撑的气动多维力测量方法的力学模型;在先验试验和有限元分析的基础上,对已有的基于组合支撑的测试系统结构进行了改进,为后续实验验证提供了理论支撑和设备保证。其次,完成传感器设计后,为保证各传感器的输入输出比值相同,对测试系统中所使用的压电传感器进行标定,得到传感器的静态性能指标;为提高解算效率,利用MATLAB编写了基于组合支撑的气动多维力测量数据处理软件;为探究测试系统的相关性能指标,利用砝码加载的方式完成了测试系统的静态标定实验;针对标定实验中出现的各维度输出的耦合现象,分析了产生此类问题的主要原因并采用最小二乘法对实验结果进行数据处理,提高了系统的测量精度;在测试系统X、Y、Z三方向开展锤击实验,得到了各方向的幅频特性曲线。最后,为评价所得到测量结果质量的高低,对测试系统的不确定度进行了研究;对测试系统中各种不确定度按照评定方法进行分类,并按照相应的计算方法得到其不确定度;对测试过程中不确定度的传递进行计算研究,得到了各维度的标准及扩展不确定度;对最终得到的不确定度进行分析,重点研究了影响不确定度的主要因素。通过以上研究,针对被测对象为高马赫风洞中的大尺寸、大长径比的飞行器模型,提出了基于组合支撑的气动多维力测量方法,进行了测试系统的标定,并利用相关精度指标对测量结果进行了评价,验证了该方法的可行性,为该方法在风洞试验中的应用打下基础。相关理论工作在提高飞行器气动多维力测试技术水平、促进传感器与模型融合制造方面具有重要的科学研究意义。
任明帅[5]（2019）在《悬挂式气动六维力测量研究》文中研究表明随着航天航空事业的高速发展,飞行器设计研究对飞行器所受气动力数据品质的要求日益增高,需要更加精确地测量风洞试验中飞行器模型所受气动六维力。本文针对狭长飞行器模型的风洞试验中存在的支架干扰、振动等问题,研制了一种基于组合支撑的新型飞行器模型气动六维力的测量装置,旨在降低风洞实验中的支架干扰,减少模型振动,从而保证模型所受六维力测量数据的可靠性和准确性。首先,针对传统风洞试验中存在的问题,提出了一种新型的基于组合支撑的飞行器模型支撑方式及模型六维力的测量原理。基于组合支撑方式,对模型进行静力学分析,建立了传感器输出值与飞行器模型所受六维力的数值关系,推导出了相应的求解模型。结合本课题所研究的内容和要求,提出了实现模型气动六维力高精度测量所需要解决的关键技术问题及难点,为模型气动六维力测量装置的研制提供了理论基础。其次,为了保证模型受力的精确测量,研制高性能力传感器。基于石英晶体的压电机理与压电效应,推导其的压电系数矩阵;基于压电系数矩阵和实际测量需求,结合传感器在支撑测量方案中的使用、安装、维护等需求,研制测量张线拉力的压电单向力传感器和用于测量尾撑杆所受力的压电三向力传感器。所研制的压电传感器具有线性度高、重复性误差小、向间干扰小等优点,具有较高的测量精度,满足试验测量要求,为后续飞行器模型所受六维力的测量提供了高精度测力传感器,保证了测力精度。接着,基于提出的飞行器模型气动六维力测量原理,设计了一种可变参数的模型支撑测量装置,可实现飞行器模型在不同支撑状态下所受气动六维力的精确测量,使用Pro/E和ANSYS Workbench对此装置进行三维建模与静态分析,验证了设计方案的正确性与可靠性。此外,根据该支撑测量装置的结构和量程,选择砝码式力源作为力加载装置,设计了可进行六维力加载的标定装置,并建立了装置六维力标定加载模型。最后,根据该装置的测量原理和飞行器模型所受六维力求解方程,重点研究影响求解方程的主要参数,忽略次要参数,得出了简化方程,并根据此方程推导出合适的张线角度范围。针对影响求解方程精度的张线角度测量偏差角和三向力传感器安装偏差角,研究了求解方程对此两种误差的敏感程度,对二者误差范围提出要求,以保证求解方程的精度,并为后续的实验参数的选择提供参考。
姜雨丰[6]（2019）在《基于视觉SNNPD的风洞尾撑模型减振方法研究》文中指出风洞试验是飞行器研制中不可或缺的流程之一。风洞测试中尾撑结构为最常用的支撑结构。该结构对模型周围的流场影响较小,但在声速高、攻角大的情况下,易产生较大幅度的振动,危及风洞测试设备的安全,极大地影响试验模型性能的测试范围。基于压电减振器的主动振动控制方法可有效减小振动。然而,目前风洞尾撑模型的振动测量方法大多采用接触式测量,如加速度计,不可避免地会引入附加质量。在控制算法方面,工程常用的控制方法是PID控制,且控制参数固定。这种方式在面对不同攻角下振动变化剧烈的问题时,控制参数的选择难以适应变化的全过程,存在控制性能和稳定性的矛盾,控制效果和自适应调整能力较差。本文针对亚跨声速风洞试验中,尾部支撑方式的“支杆-模型”装置在大攻角试验条件下发生振动的问题开展研究。（1）分析了跨声速、亚声速风洞中各种不稳定条件来源。结合风洞试验的攻角变化过程和系统的结构特征,分析了“支杆-模型”装置发生振动的主要原因。结合压电元件的原理,阐述了风洞尾撑模型振动的闭环控制结构。对闭环中测振和算法两方面核心环节,提出了基于视觉测振和系统观测器神经网络PD抑振算法的风洞尾撑模型减振方法的总体方案。（2）分析了传统测振方法在风洞尾撑模型应用中的性能,加速度传感器测量振动位移不具有准确性,分析非接触的直接位移测量方法,得出视觉测量具有可行性。由振动位移信息的图像处理方法,得到振动像素坐标。但图像信号冗余信息多,采用FPGA与CPU的数据合作处理架构,提出了一种基于图像振动位移高速提取传输方法,弥补了视觉测量实时性的问题。进而提出了基于机器视觉的风洞尾撑模型的测振方法,实现了对风洞尾撑模型振动位移的实时测量。（3）研究了变攻角的跨、亚声速风洞试验数据,分析得出在不同攻角下振动情况变化剧烈的特性。不同的振动情况需要采用不同的控制参数才能兼顾控制性能和稳定性。针对传统固定参数控制自适应调整能力较差的问题,提出了一种基于系统观测器神经网络PD的振动控制方法（SNNPD）。利用李雅普诺夫定理对稳定性进行了论证,并进行仿真实验和激振实验验证。（4）搭建实验平台。采用锤击方法分别在未加控制、PD算法控制和SNNPD算法控制的不同条件下进行实验。结果表明,SNNPD算法控制使振动消减到稳定的时间缩短至0.92s。阻尼比也为评价指标,与未加控制相比,从0.0064升高到0.0656。验证了本文提出的SNNPD控制算法能够灵活调节参数,且具有较好的控制性能。
冀洋锋[7]（2017）在《绳系并联机器人支撑及相关模型风洞试验问题研究》文中研究指明本文基于对绳系并联机器人（Wire-driven Parallel Robot,WDPR）国内外研究现状分析,以风洞试验应用为出发点,在搭建的新一代8绳牵引绳系并联机器人模型支撑系统样机（WDPR-8）的基础上,研究了样机的参数测量、工作空间、支撑方案设计和气动参数解算等关键问题,并选用SDM标模作为试验模型进行了一系列风洞试验,获得了具有工程应用价值的研究成果。搭建了 WDPR-8原理样机,通过设计,将杆式六分量应变天平内置入模型中以测量风洞吹风试验的气动参数,建立了适用于绳系并联机器人支撑系统的模型运动控制子系统和数据采集子系统,解决了绳系并联机器人样机应用于风洞试验中气动参数测量困难的问题。建立了绳拉力迟滞现象的数学模型,并通过实验对模型中的参数进行了识别,得到了绳拉力迟滞曲线显性表达式;分析了绳拉力迟滞现象的影响因素,总结出了绳拉力迟滞现象的规律,并分析了迟滞现象对绳拉力解算气动参数和位姿的影响情况,解决了 WDPR-8样机风洞试验时预紧力的设置问题。分析了绳索之间和绳索与动平台之间的干涉情况;结合力闭合约束条件给出了考虑动平台外形的工作空间计算方法;推导出了 WDPR-8静态刚度表达式,在工作空间分析和刚度分析的基础上,对WDPR-8牵引绳布置方案进行了设计和优化,提出了风洞用绳系并联机器人模型支撑方案的设计要求。给出了 WDPR-8应用于低速风洞试验的气动参数处理方法,并在此基础上进行了静态与多种动态试验,试验结果与参考资料进行了对比分析;给出了绳系并联机器人应用于风洞动导数试验的参数测量方法,推导出了采用强迫振荡法进行动导数试验的气动导数解算原理,并将试验结果与其它刚性模型支撑机构的测试结果进行了对比。分析结果表明,本文得到的试验结果具有合理的可信度,绳系并联机器人应用于低速风洞动态试验和动导数试验是可行的。本文的研究解决了应用于风洞试验的绳系并联机器人的机构设计和气动参数测量等关键问题,为将绳系并联机器人应用于低速风洞试验打下了坚实的基础,同时也为绳系并联机器人的行业拓展应用提供了参考。
黄敏[8]（2017）在《基于风洞的飞控系统全实物试验技术初步研究》文中研究表明飞控系统是保障飞行器稳定可靠飞行的关键,在新型飞行器首次试飞前,应在地面上通过各种仿真与试验手段测试与评估其飞控系统。由于半实物仿真评估飞控系统必须建立大量的模型而完全真实的飞行试验评估飞控系统风险高、成本高、周期长,本文提出了一种介于半实物仿真和飞行试验的飞控系统试验技术,以在地面上更加真实地评估飞控系统,进一步增强飞控系统可靠性,降低新型飞行器试飞风险、飞行器研制成本和周期。本文对该试验技术进行了初步研究,包括试验技术的总体研究、试验系统方案研究、试验与评估方法研究、试验技术的试验验证。首先,具体介绍了飞控系统的数学仿真与半实物仿真,指出了它们所采用的数学模型和物理等效模型,详细分析了这些模型与真实状态的差距。提出了基于风洞的飞控系统全实物试验技术,指出了该试验技术的基本思想、基本特点与目的。分析了该试验技术相比半实物仿真与飞行试验的差异,指出了该试验技术的优势与局限性。提出了该试验技术能真实评估的飞控系统性能,包括飞控系统舵操纵性能、姿态操纵性能、舵稳定性边界、姿态稳定性边界与姿态扰动边界,分析了该试验技术相比半实物仿真、飞行试验的评估能力差异。进一步,指出了未来飞控系统试验与评估流程,分析了该试验技术要求。其次,提出了三个阶段的基于风洞的飞控系统全实物试验系统方案,明确了各阶段试验系统方案的组成与功能。比较分析了各阶段试验系统方案与半实物仿真系统的差异,详细说明了各系统方案相比半实物仿真系统的优势与系统评估能力的优势。提出了基于风洞的飞控系统全实物试验系统的关键技术,包括风洞与飞行器试验件技术、试验件支撑技术、测量技术、实时数据采集与控制技术,列出了各项关键技术的要求,并对试验件支撑技术进行了着重分析,量化分析了支撑装置气动干扰对飞行器姿态响应的影响,给出了一种补偿气动干扰影响的方法。再次,提出了基于风洞的飞控系统全实物试验与评估方法,包括基于风洞的飞控系统全实物试验方法、基于风洞的飞控系统全实物试验性能评估方法。试验方法中明确了评估舵操纵性能、姿态操纵性能、姿态稳定性边界与姿态扰动边界的试验类型、试验原理、试验输入形式与试验操作流程。性能评估方法包括性能指标计算方法与性能评定方法,性能指标计算方法中明确了如何利用原始试验数据计算得到舵操纵性能指标、姿态操纵性能指标,性能评定方法中给出了通过基本指标区间限定与指标等级划分来评定控制系统性能优异程度的方法。以某高超声速飞行器俯仰控制系统为例,对上述试验与评估方法进行了数学仿真演示,给出了俯仰舵操纵性能、俯仰姿态操纵性能、攻角稳定性边界与姿态扰动边界的评估结果,初步验证了该试验与评估方法的可行性。然后,提出了基于风洞的飞控系统全实物试验技术的初步试验验证方案,并在该验证方案中,提出了基于风洞的飞控系统全实物试验与半实物仿真舵响应、姿态响应的量化比较准则。根据基于风洞的飞控系统全实物试验技术的初步试验验证方案,构建了基于静态高超声速风洞的飞控系统全实物试验系统,开展了基于风洞的飞控系统全实物试验,评定了飞控系统舵操纵性能,初步验证了本文提出的基于风洞的飞控系统全实物试验系统方案、基于风洞的飞控系统全实物试验与评估方法的可行性,初步验证了本文提出的试验技术评估飞控系统性能的可行性。最后,开展了飞控系统半实物仿真试验与飞行试验,根据基于风洞的飞控系统全实物试验与半实物仿真舵响应、姿态响应的量化比较准则,综合比较了基于风洞的飞控系统全实物试验、半实物仿真与飞行试验的舵响应与姿态响应结果,量化验证了基于风洞的飞控系统全实物试验相比半实物仿真的舵面负载更加真实、气动力更加真实、姿态响应更加真实的特点,量化验证了基于风洞的飞控系统全实物试验能获得比半实物仿真更加真实的飞控系统性能评估结果,初步验证了本文提出的试验技术评估飞控系统的优势。论文针对基于风洞的飞控系统全实物试验技术进行了初步研究,明确了这种试验技术是什么、为什么提出这种试验技术、该试验技术能评估哪些飞控系统性能、该试验技术需要构建一种怎样的试验系统、该试验技术如何测试与评估飞控系统性能,并通过仿真与试验初步验证了该试验技术的可行性。通过本文研究,为飞控系统评估提供了 一种更加真实的地面试验技术途径。
闫卫锋,欧平,张江[9]（2017）在《亚跨超风洞张线支撑关键技术研究》文中提出由于尾支撑具有结构简单的优点而成为目前亚跨超风洞的主要支撑型式,但是它要破坏模型尾部的气动布局,难以应用于诸如翼身融合体和船尾型运输机等布局构型的飞行器风洞试验,同时尾支撑的悬臂梁结构型式刚度低,进行大展弦比布局飞行器风洞试验时模型易抖动而降低测力精度。因此,针对先进气动布局飞行器的飞速发展和对气动力预测精度越来越高的需求,探索一种新的支撑型式具有重要意义,国内外经验表明,张线支撑干扰小,不破坏模型气动布局,多点支撑刚度高,可以应用于此类飞行器的风洞试验。本文以FD-12亚跨超风洞特种试验段为平台,从张线空间结构布局、系统的结构动力特性和张力分布等方面理论研究了张线支撑的关键技术,为未来FD-12亚跨超风洞装备张线支撑系统提供参考。
周建成,刘莲芳[10]（2017）在《张线支撑强度与刚度计算》文中认为目前我国高速风洞试验中对模型的支撑形式主要采用尾支撑。对大型运输机及喷流通气模型试验,也采用过腹（背）支撑、翼尖支撑等。这些支撑方式一般称为硬式支撑,其优点是支撑本身变形小,试验结果重复精度高,但其干扰量较大和模型攻角受限制的缺点也不容忽视。目前国外在高速试验时曾使用软式张线支撑的方式来解决跨音速大攻角支架千扰问题。所谓软式支撑实际上除多股钢丝绳外,也较多使用翼型剖面的细拉杆或圆剖面拉杆。在干扰比较小的前提下,模型可达到超过100°的攻角（受模型阻塞度和洞壁千扰的限制）。当然多根张线对模型气动力干扰影响。也需要用二步法来消除。多根张线的强度、刚度和自振倾率的计算是设计中首先要考虑的问题,本文就此进行了研究,并得到一些工程适用的方法。本文对受力刚体应用拉杆张线支撑的结构进行强度、刚度和自振频率力学进行公式推导,并给出了其案例计算。
二、低速风洞大攻角张线式支撑系统（论文开题报告）
（1）论文研究背景及目的
此处内容要求：
首先简单简介论文所研究问题的基本概念和背景，再而简单明了地指出论文所要研究解决的具体问题，并提出你的论文准备的观点或解决方法。
写法范例：
本文主要提出一款精简64位RISC处理器存储管理单元结构并详细分析其设计过程。在该MMU结构中,TLB采用叁个分离的TLB,TLB采用基于内容查找的相联存储器并行查找,支持粗粒度为64KB和细粒度为4KB两种页面大小,采用多级分层页表结构映射地址空间,并详细论述了四级页表转换过程,TLB结构组织等。该MMU结构将作为该处理器存储系统实现的一个重要组成部分。
（2）本文研究方法
调查法：该方法是有目的、有系统的搜集有关研究对象的具体信息。
观察法：用自己的感官和辅助工具直接观察研究对象从而得到有关信息。
实验法：通过主支变革、控制研究对象来发现与确认事物间的因果关系。
文献研究法：通过调查文献来获得资料，从而全面的、正确的了解掌握研究方法。
实证研究法：依据现有的科学理论和实践的需要提出设计。
定性分析法：对研究对象进行“质”的方面的研究，这个方法需要计算的数据较少。
定量分析法：通过具体的数字，使人们对研究对象的认识进一步精确化。
跨学科研究法：运用多学科的理论、方法和成果从整体上对某一课题进行研究。
功能分析法：这是社会科学用来分析社会现象的一种方法，从某一功能出发研究多个方面的影响。
模拟法：通过创设一个与原型相似的模型来间接研究原型某种特性的一种形容方法。
三、低速风洞大攻角张线式支撑系统（论文提纲范文）
（1）大尺寸模型气动力多点悬挂测量研究（论文提纲范文）
| 摘要 |
| Abstract |
| 1 绪论 |
| 1.1 课题研究背景及意义 |
| 1.2 气动多维力测量国内外研究现状 |
| 1.2.1 飞行器模型支撑方式研究现状 |
| 1.2.2 风洞天平研究现状 |
| 1.3 主要研究内容 |
| 2 测试系统原理与方案设计研究 |
| 2.1 多点悬挂式气动六维力测量原理 |
| 2.1.1 多点悬挂式气动六维力测量方案 |
| 2.1.2 多点悬挂式力学模型建立 |
| 2.1.3 六维力求解软件设计 |
| 2.2 多点悬挂支撑系统总体结构设计 |
| 2.2.1 多点悬挂支撑系统各结构设计要求 |
| 2.2.2 多点悬挂支撑系统结构设计 |
| 2.3 本章小结 |
| 3 基于Open CV的支撑角度识别算法研究 |
| 3.1 图像识别算法测量支撑角度的必要性 |
| 3.2 张线轮廓提取方法 |
| 3.2.1 图像二值化处理 |
| 3.2.2 Canny边缘检测算法 |
| 3.2.3 HSV颜色模型检测 |
| 3.3 张线轮廓形态学处理方法 |
| 3.3.1 腐蚀操作 |
| 3.3.2 膨胀操作 |
| 3.3.3 开运算与闭运算 |
| 3.4 张线支撑角度识别方法 |
| 3.4.1 张线支撑角度求解 |
| 3.4.2 角度识别算法精度判定 |
| 3.5 本章小结 |
| 4 测试系统性能研究 |
| 4.1 单向力压电传感器性能研究 |
| 4.1.1 测试系统传感器设计要求 |
| 4.1.2 单向力压电传感器结构设计 |
| 4.1.3 单向力压电传感器标定实验 |
| 4.2 测试系统静态性能研究 |
| 4.2.1 飞行器模型位姿调节 |
| 4.2.2 测试系统六维力施加位置 |
| 4.2.3 测试系统静态力标定实验 |
| 4.2.4 测试系统静态力矩标定实验 |
| 4.3 解耦矩阵的建立及标定结果补偿 |
| 4.4 测试系统动态性能研究 |
| 4.5 本章小结 |
| 5 基于有限元的测试系统误差分析 |
| 5.1 静态标定结果误差分析 |
| 5.2 测试系统ANSYS模拟加载 |
| 5.3 模拟加载角度调整 |
| 5.4 本章小结 |
| 结论与展望 |
| 参考文献 |
| 附录A 基于Open CV的张线角度识别程序 |
| 附录B 部分实验图片 |
| 攻读硕士学位期间发表学术论文情况 |
| 致谢 |
（2）双转轴模型支撑装置控制系统设计与实现（论文提纲范文）
| 摘要 |
| Abstract |
| 1 绪论 |
| 1.1 课题的研究背景与意义 |
| 1.2 国内外研究现状 |
| 1.2.1 风洞模型支撑装置基本控制方式 |
| 1.2.2 模型支撑装置控制算法应用现状 |
| 1.3 本文研究内容与结构安排 |
| 2 双转轴模型支撑装置控制系统总体方案设计 |
| 2.1 双转轴模型支撑装置介绍 |
| 2.1.1 双转轴支撑装置机械结构及组成 |
| 2.1.2 功能和技术要求 |
| 2.2 双转轴模型支撑装置控制方案确定 |
| 2.2.1 驱动方式的确定 |
| 2.2.2 总体控制方案的确定 |
| 2.3 双转轴模型支撑装置控制结构设计 |
| 2.4 双转轴模型支撑装置控制系统组成 |
| 2.5 本章小结 |
| 3 双转轴模型支撑装置控制系统硬件设计 |
| 3.1 现场监控系统设计 |
| 3.1.1 现场监控系统实现的功能 |
| 3.1.2 现场监控系统的硬件设计 |
| 3.2 PLC控制系统设计 |
| 3.2.1 PLC系统的功能 |
| 3.2.2 PLC系统的选型 |
| 3.2.3 PLC系统的硬件设计 |
| 3.3 伺服驱动系统设计 |
| 3.3.1 伺服驱动系统功能 |
| 3.3.2 伺服驱动器与伺服电机的选择 |
| 3.3.3 伺服系统硬件设计 |
| 3.4 液压系统设计 |
| 3.5 其他部分 |
| 3.6 电磁兼容性设计 |
| 3.7 本章小结 |
| 4 双转轴模型支撑装置的控制 |
| 4.1 控制算法 |
| 4.1.1 PID控制算法 |
| 4.1.2 交流伺服系统控制原理 |
| 4.2 模型姿态解耦 |
| 4.2.1 模型姿态角与弯刀轴、主轴、尾轴运动的关系 |
| 4.2.2 模型姿态角与俯仰补偿装置、主轴、尾轴运动的关系 |
| 4.2.3 多轴联动速度计算 |
| 4.2.4 模型姿态解耦的控制算法 |
| 4.3 本章小结 |
| 5 控制系统软件设计 |
| 5.1 PLC控制系统软件设计与实现 |
| 5.1.1 PLC控制系统功能需求 |
| 5.1.2 TIA Portal编程环境介绍 |
| 5.1.3 PLC系统硬件组态及参数配置 |
| 5.1.4 PLC控制程序总体结构及功能 |
| 5.2 现场监控系统软件设计与实现 |
| 5.2.1 现场监控系统功能需求 |
| 5.2.2 开发环境 |
| 5.2.3 监控系统软件界面设计及功能 |
| 5.3 控制系统通讯设计 |
| 5.3.1 现场监控计算机与PLC通讯设计 |
| 5.3.2 现场监控计算机与风洞管理机通讯设计 |
| 5.4 软件总体控制流程 |
| 5.5 本章小结 |
| 6 系统调试 |
| 6.1 硬件调试 |
| 6.2 伺服驱动器、PLC程序参数整定 |
| 6.3 现场监控计算机软件调试 |
| 6.4 精度测试 |
| 6.5 本章小结 |
| 结论 |
| 参考文献 |
| 附录 PLC控制程序 |
| 攻读硕士学位期间发表学术论文情况 |
| 致谢 |
（3）基于WDPR-8支撑与弯刀尾支撑的风洞对比试验研究（论文提纲范文）
| 1 试验设备及模型 |
| 1.1 风洞及传统弯刀尾支撑机构 |
| 1.2 试验模型 |
| 1.3 WDPR-8支撑原理样机结构 |
| 2 WDPR-8支撑系统 |
| 2.1 WDPR-8的运动学模型 |
| 2.2 气动力测量子系统 |
| 2.3 模型位姿单目视觉测量子系统 |
| 2.4 WDPR-8运动控制子系统 |
| 3 试验数据处理方法 |
| 4 试验结果 |
| 4.1 重复性试验 |
| 4.2 纵向试验 |
| 4.3 横向试验 |
| 4.4 单自由度俯仰振荡试验 |
| 5 结 论 |
（4）基于组合支撑的气动多维力测量研究（论文提纲范文）
| 摘要 |
| Abstract |
| 1 绪论 |
| 1.1 课题背景及研究意义 |
| 1.2 气动多维力测量研究现状 |
| 1.2.1 应变式测试系统研究现状 |
| 1.2.2 压电式测试系统研究现状 |
| 1.2.3 支撑方式研究现状 |
| 1.3 本论文主要研究内容 |
| 2 测量原理及结构设计 |
| 2.1 基于组合支撑的气动多维力测量方案 |
| 2.2 基于组合支撑的气动多维力测量原理 |
| 2.2.1 测试系统中的张线受力分析 |
| 2.2.2 测试系统的力学模型 |
| 2.3 测试系统结构设计 |
| 2.3.1 系统设计要求 |
| 2.3.2 系统结构设计 |
| 2.3.3 尾撑结构的改进设计 |
| 2.4 本章小结 |
| 3 测试系统的性能研究 |
| 3.1 传感器的静态标定 |
| 3.1.1 传感器静态标定装置 |
| 3.1.2 传感器的性能指标 |
| 3.1.3 单向力压电传感器的静态标定 |
| 3.1.4 三向力压电传感器的静态标定 |
| 3.2 测试系统的静态标定 |
| 3.2.1 测试系统的静态标定系统 |
| 3.2.2 数据处理软件的设计 |
| 3.2.3 张线支撑的验证试验 |
| 3.2.4 飞行器模型的安装 |
| 3.2.5 组合支撑系统的静态标定实验 |
| 3.3 静态标定实验的补偿 |
| 3.3.1 坐标系不重合引起的测量误差 |
| 3.3.2 张线角度误差引起的测量误差 |
| 3.3.3 基于最小二乘法的解耦补偿 |
| 3.3.4 验证实验 |
| 3.4 测试系统的动态实验 |
| 3.5 本章小结 |
| 4 测试系统的不确定度分析 |
| 4.1 测量不确定度的相关概念 |
| 4.1.1 测量与误差 |
| 4.1.2 测量不确定度 |
| 4.2 不确定度的评定 |
| 4.2.1 测量不确定度来源 |
| 4.2.2 标准不确定度的评定 |
| 4.3 测试系统的不确定度 |
| 4.3.1 传感器输出的不确定度分析 |
| 4.3.2 输入量到被测量的不确定度传递 |
| 4.3.3 基于解耦矩阵的不确定度分析 |
| 4.4 本章小结 |
| 结论 |
| 参考文献 |
| 附录 A 部分实验图片 |
| 攻读硕士学位期间发表学术论文情况 |
| 致谢 |
（5）悬挂式气动六维力测量研究（论文提纲范文）
| 摘要 |
| Abstract |
| 1 绪论 |
| 1.1 课题背景及研究意义 |
| 1.2 气动力测量国内外研究现状 |
| 1.2.1 风洞试验的模型支撑方式 |
| 1.2.2 气动力的测量方法 |
| 1.3 本论文主要研究内容 |
| 2 悬挂式气动六维力测量原理 |
| 2.1 基于模型六自由度约束的六维力测量分析 |
| 2.1.1 刚性杆支撑的测量方案 |
| 2.1.2 张线支撑的测量方案 |
| 2.2 基于组合支撑的气动六维力测量原理 |
| 2.2.1 组合支撑方式 |
| 2.2.2 组合支撑的测量原理与公式推导 |
| 2.3 本章小结 |
| 3 压电传感器理论基础及研制 |
| 3.1 压电机理和压电效应表达式 |
| 3.1.1 压电机理 |
| 3.1.2 压电效应表达式 |
| 3.2 压电式力传感器的设计 |
| 3.2.1 石英晶体的几何切型 |
| 3.2.2 压电单向力传感器 |
| 3.2.3 压电三向力传感器 |
| 3.3 传感器的静态标定 |
| 3.3.1 静态标定系统组成 |
| 3.3.2 压电单向力传感器的标定 |
| 3.3.3 压电三向力传感器的标定 |
| 3.4 本章小结 |
| 4 支撑测量装置结构设计 |
| 4.1 悬挂式测量装置总体设计要求 |
| 4.2 测量装置设计内容与主要设计指标 |
| 4.2.1 测量装置设计内容 |
| 4.2.2 主要设计指标 |
| 4.3 双尾撑机构 |
| 4.3.1 双尾支撑机构功能分析 |
| 4.3.2 双尾撑机构的设计方案 |
| 4.3.3 载荷转移方案 |
| 4.3.4 双尾撑机构静态分析 |
| 4.4 张线支撑机构 |
| 4.4.1 张线支撑机构功能分析 |
| 4.4.2 张线支撑机构设计方案 |
| 4.4.3 张线角度调节方案 |
| 4.4.4 张线长度调节方案 |
| 4.4.5 张线夹结构设计 |
| 4.4.6 张线支撑机构静态分析 |
| 4.4.7 张线承载强度 |
| 4.5 飞行器模型的结构设计 |
| 4.5.1 飞行器模型与双尾撑机构的安装 |
| 4.5.2 飞行器模型与张线支撑机构的安装 |
| 4.6 静态标定装置设计 |
| 4.5.1 力源选择 |
| 4.5.2 砝码力源装置设计 |
| 4.5.3 六维力标定力学模型 |
| 4.7 本章小结 |
| 5 测量参数的确定与敏度分析 |
| 5.1 求解方程的简化 |
| 5.2 参数测量与选择 |
| 5.2.1 支撑点坐标 |
| 5.2.2 张线角度的选择 |
| 5.3 测量敏度分析 |
| 5.3.1 张线角度敏度分析 |
| 5.3.2 三向力传感器安装偏转角敏度分析 |
| 5.4 本章小结 |
| 结论 |
| 参考文献 |
| 攻读硕士学位期间发表学术论文情况 |
| 致谢 |
（6）基于视觉SNNPD的风洞尾撑模型减振方法研究（论文提纲范文）
| 摘要 |
| Abstract |
| 1 绪论 |
| 1.1 课题研究的背景及意义 |
| 1.2 飞行器模型风洞支杆减振的研究现状 |
| 1.2.1 风洞主动减振的国外研究现状 |
| 1.2.2 风洞主动减振的国内研究现状 |
| 1.2.3 机器视觉与振动问题结合的研究现状 |
| 1.3 课题的主要研究内容 |
| 2 基于压电元件的风洞尾撑模型减振系统 |
| 2.1 尾撑模型的振动成因分析 |
| 2.2 压电元件原理及布局 |
| 2.3 风洞尾撑模型振动的闭环控制 |
| 2.3.1 主动减振系统的闭环反馈控制 |
| 2.3.2 风洞尾撑模型主动减振系统的动力学描述 |
| 2.4 风洞尾撑模型减振方法的总体方案 |
| 2.5 本章小结 |
| 3 基于视觉的风洞尾撑模型测振方法 |
| 3.1 传统测振方法性能分析 |
| 3.2 基于图像的振动位移高速提取传输方法 |
| 3.2.1 图像处理速度要求 |
| 3.2.2 应用FPGA的合作架构图像处理方法 |
| 3.2.3 基于直接内存访问的数据提取 |
| 3.3 振动位移信息的图像处理方法 |
| 3.3.1 振动目标的图像分割 |
| 3.3.2 振动目标的质心计算 |
| 3.3.3 相机标定 |
| 3.4 基于视觉的风洞尾撑模型测振实验 |
| 3.4.1 视觉测振的精度验证 |
| 3.4.2 基于视觉的悬臂结构多点模态振型测试实验 |
| 3.5 本章小结 |
| 4 基于系统观测器的神经网络PD控制方法 |
| 4.1 风洞试验减振难点分析 |
| 4.1.1 未减振的风洞试验环境特征 |
| 4.1.2 风洞尾撑模型减振算法难点 |
| 4.2 基于系统观测器的神经网络PD控制方法 |
| 4.2.1 SNNPD中的比例微分环节 |
| 4.2.2 SNNPD算法的神经网络设计 |
| 4.2.3 系统振动状态观测 |
| 4.3 SNNPD的稳定性分析 |
| 4.4 SPNNPD的数值仿真和激振实验验证 |
| 4.4.1 PD控制器与SPNNPD控制器的数值仿真 |
| 4.4.2 PD控制器与SPNNPD控制器的激振实验 |
| 4.5 本章小结 |
| 5 主动减振系统实验研究 |
| 5.1 实验系统搭建 |
| 5.2 实验软件平台 |
| 5.3 PD与 SPNNPD控制的实验结果及对比分析 |
| 5.4 本章小结 |
| 结论 |
| 参考文献 |
| 攻读硕士学位期间发表学术论文情况 |
| 致谢 |
（7）绳系并联机器人支撑及相关模型风洞试验问题研究（论文提纲范文）
| 摘要 |
| ABSTRACT |
| 第一章 绪论 |
| 1.1 风洞试验模型的支撑 |
| 1.2 风洞模型支撑的发展 |
| 1.2.1 常规的支撑方式 |
| 1.2.2 绳系并联支撑机构 |
| 1.3 绳系并联机器人国内外研究现状 |
| 1.3.1 绳系并联机器人工作空间分析 |
| 1.3.2 绳系并联机器人风洞试验研究现状 |
| 1.3.3 动导数试验及气动参数解算方法 |
| 1.4 研究目的和意义 |
| 1.5 本文主要研究内容 |
| 第二章 WDPR-8设计建模与系统精度分析 |
| 2.1 WDPR-8样机 |
| 2.1.1 WDPR-8样机的发展历程 |
| 2.1.2 WDPR-8运动学及动力学模型 |
| 2.2 WDPR-8系统位姿精度的影响因素分析 |
| 2.2.1 考虑滑轮几何形状的绳长模型建模 |
| 2.2.2 位姿影响算例分析 |
| 2.3 本章小结 |
| 第三章 绳拉力分布及其迟滞现象分析 |
| 3.1 绳拉力的测量与模型气动参数的解算 |
| 3.1.1 适合于WDPR-8的绳拉力测量方式 |
| 3.1.2 根据绳拉力解算气动力数据的理论 |
| 3.2 基于力闭合空间的绳拉力分布 |
| 3.2.1 力闭合空间拉力分配法 |
| 3.2.2 静态无风试验绳拉力仿真 |
| 3.2.3 动态无风试验绳拉力仿真 |
| 3.3 绳拉力迟滞现象及其影响分析 |
| 3.3.1 绳索迟滞现象建模 |
| 3.3.2 实验设计及参数识别 |
| 3.3.3 绳索迟滞现象的影响因素 |
| 3.3.4 迟滞现象对气动参数解算及模型位姿的影响 |
| 3.4 本章小结 |
| 第四章 基于工作空间和刚度分析的方案设计及优化 |
| 4.1 干涉分析及工作空间求解 |
| 4.1.1 绳索之间干涉分析 |
| 4.1.2 绳与飞机模型之间的干涉 |
| 4.1.3 基于力闭合约束条件的工作空间求解方法 |
| 4.2 WDPR-8刚度分析 |
| 4.2.1 WDPR-8逆解分析 |
| 4.2.2 WDPR-8刚度分析 |
| 4.2.3 刚度分析结果仿真 |
| 4.3 WDPR-8方案布置优化与机构设计要求 |
| 4.3.1 WDPR-8机构方案设计与优化 |
| 4.3.2 绳系并联机器人机构设计要求 |
| 4.4 本章小结 |
| 第五章 基于WDPR-8的SDM标模非定常试验 |
| 5.1 试验模型及风洞 |
| 5.1.1 试验模型 |
| 5.1.2 试验风洞 |
| 5.2 WDPR-8控制与测量系统 |
| 5.2.1 WDPR-8的运动控制子系统 |
| 5.2.2 WDPR-8位姿测量子系统 |
| 5.2.3 WDPR-8气动力测量子系统 |
| 5.3 静态试验数据处理及结果分析 |
| 5.3.1 静态试验数据处理 |
| 5.3.2 试验过程及结果分析 |
| 5.4 非定常振荡试验及结果分析 |
| 5.4.1 大幅俯仰振荡试验 |
| 5.4.2 大迎角下的偏航与滚转耦合振荡 |
| 5.4.3 六自由度运动试验 |
| 5.5 眼镜蛇机动吹风试验 |
| 5.5.1 工作空间分析 |
| 5.5.2 试验过程及结果分析 |
| 5.6 本章小结 |
| 第六章 基于WDPR-8的动导数试验方法及结果分析 |
| 6.1 WDPR-8风洞试验动导数求解方法 |
| 6.1.1 俯仰动导数试验 |
| 6.1.2 升沉振荡试验 |
| 6.1.3 滚转振荡试验 |
| 6.1.4 动导数试验数据处理 |
| 6.2 动导数试验结果及分析 |
| 6.2.1 试验结果准确性分析 |
| 6.2.2 试验结果对比分析 |
| 6.3 本章小结 |
| 第七章 总结与展望 |
| 7.1 总结 |
| 7.2 展望 |
| 参考文献 |
| 攻读学位期间发表的成果目录 |
| 致谢 |
（8）基于风洞的飞控系统全实物试验技术初步研究（论文提纲范文）
| 摘要 |
| ABSTRACT |
| 第一章 绪论 |
| 1.1 研究背景与意义 |
| 1.2 国内外研究现状 |
| 1.2.1 评估飞控系统的仿真与试验发展现状 |
| 1.2.2 风洞试验发展现状 |
| 1.3 本文研究内容及章节安排 |
| 第二章 基于风洞的飞控系统全实物试验技术总体研究 |
| 2.1 飞控系统及其仿真方法 |
| 2.1.1 飞控系统结构与组成 |
| 2.1.2 飞行器动力学与运动学参量 |
| 2.1.3 飞控系统数学仿真 |
| 2.1.4 飞控系统半实物仿真 |
| 2.2 基于风洞的飞控系统全实物试验技术基本思想与分析 |
| 2.2.1 基于风洞的飞控系统全实物试验技术基本思想 |
| 2.2.2 对比分析 |
| 2.3 基于风洞的飞控系统全实物试验技术评估能力与分析 |
| 2.3.1 基于风洞的飞控系统全实物试验评估能力 |
| 2.3.2 对比分析 |
| 2.4 未来飞控系统试验与评估流程 |
| 2.5 基于风洞的飞控系统全实物试验技术要求 |
| 2.5.1 基于风洞的飞控系统全实物试验系统方案要求 |
| 2.5.2 基于风洞的飞控系统全实物试验与评估方法要求 |
| 2.6 小结 |
| 第三章 基于风洞的飞控系统全实物试验系统方案研究 |
| 3.1 基于风洞的飞控系统全实物试验系统方案 |
| 3.1.1 初期阶段基于风洞的飞控系统全实物试验系统方案 |
| 3.1.2 中期阶段基于风洞的飞控系统全实物试验系统方案 |
| 3.1.3 后期阶段基于风洞的飞控系统全实物试验系统方案 |
| 3.1.4 各阶段试验系统方案与评估性能综合分析 |
| 3.2 与半实物仿真系统的对比分析 |
| 3.2.1 初期阶段试验系统方案与半实物仿真系统的对比 |
| 3.2.2 中期阶段试验系统方案与半实物仿真系统的对比 |
| 3.2.3 后期阶段试验系统方案与半实物仿真系统的对比 |
| 3.3 系统方案关键技术分析 |
| 3.3.1 风洞与飞行器试验件技术 |
| 3.3.2 试验件支撑技术 |
| 3.3.3 测量技术 |
| 3.3.4 实时数据采集与控制技术 |
| 3.4 小结 |
| 第四章 基于风洞的飞控系统全实物试验与评估方法研究 |
| 4.1 俯仰控制系统结构与工作原理 |
| 4.2 基于风洞的飞控系统全实物试验方法 |
| 4.2.1 评估舵操纵性能的试验方法 |
| 4.2.2 评估姿态操纵性能的试验方法 |
| 4.2.3 评估姿态稳定性能的试验方法 |
| 4.3 基于风洞的飞控系统全实物试验性能评估方法 |
| 4.3.1 性能指标计算方法 |
| 4.3.2 性能评定方法 |
| 4.4 基于风洞的飞控系统全实物试验与评估方法仿真验证 |
| 4.4.1 数学仿真方案 |
| 4.4.2 数学仿真与性能评定 |
| 4.5 小结 |
| 第五章 基于风洞的飞控系统全实物试验技术试验验证 |
| 5.1 基于风洞的飞控系统全实物试验技术初步试验验证方案 |
| 5.2 基于风洞的飞控系统全实物试验 |
| 5.2.1 基于现有静态高超声速风洞的飞控系统全实物试验系统 |
| 5.2.2 基于风洞的俯仰控制系统舵操纵试验 |
| 5.2.3 试验结果分析与性能评定 |
| 5.3 飞控系统半实物仿真试验 |
| 5.3.1 半实物仿真系统 |
| 5.3.2 基于半实物仿真的俯仰控制系统舵操纵试验 |
| 5.3.3 半实物仿真试验结果与分析 |
| 5.4 飞控系统飞行试验 |
| 5.5 对比分析 |
| 5.5.1 舵响应比较 |
| 5.5.2 姿态响应比较 |
| 5.6 小结 |
| 第六章 结论与展望 |
| 6.1 论文的主要研究成果 |
| 6.2 论文的主要创新点 |
| 6.3 今后工作展望 |
| 致谢 |
| 参考文献 |
| 作者在学期间取得的学术成果 |
四、低速风洞大攻角张线式支撑系统（论文参考文献）
- [1]大尺寸模型气动力多点悬挂测量研究[D]. 李洋. 大连理工大学, 2021(01)
- [2]双转轴模型支撑装置控制系统设计与实现[D]. 李连福. 大连理工大学, 2021(01)
- [3]基于WDPR-8支撑与弯刀尾支撑的风洞对比试验研究[J]. 潘家鑫,林麒,吴惠松,周凡桂,王晓光. 北京航空航天大学学报, 2021(05)
- [4]基于组合支撑的气动多维力测量研究[D]. 徐田国. 大连理工大学, 2020(02)
- [5]悬挂式气动六维力测量研究[D]. 任明帅. 大连理工大学, 2019(03)
- [6]基于视觉SNNPD的风洞尾撑模型减振方法研究[D]. 姜雨丰. 大连理工大学, 2019(02)
- [7]绳系并联机器人支撑及相关模型风洞试验问题研究[D]. 冀洋锋. 厦门大学, 2017(02)
- [8]基于风洞的飞控系统全实物试验技术初步研究[D]. 黄敏. 国防科技大学, 2017(02)
- [9]亚跨超风洞张线支撑关键技术研究[A]. 闫卫锋,欧平,张江. 2017年（第三届）中国航空科学技术大会论文集（下册）, 2017
- [10]张线支撑强度与刚度计算[A]. 周建成,刘莲芳. 中国力学大会-2017暨庆祝中国力学学会成立60周年大会论文集（B）, 2017