李宏君
- 作品数：11 被引量：6H指数：1
- 供职机构：西安航天动力试验技术研究所更多>>
- 相关领域：航空宇航科学技术兵器科学与技术更多>>
- 一种充气装置
- 本发明涉及一种充气装置，其技术方案是构建一种充气装置，包括气源贮存单元和流量调节单元，气源贮存单元包括充气阀、气瓶、电爆管和电爆阀；电爆管固连于电爆阀上，且电爆管与外部的控制系统相连；气阀的一端与地面的充气设备相连，另一...
- 王新建邱少华李纯飞尤志勇李晓瑾李宏君常小庆周军
- 文献传递
- 一种超音速大机动隐身靶标气动布局
- 本发明提供了一种超音速大机动隐身靶标气动布局，包括：头罩、机身中段、机身尾段、机翼、副翼、外倾全动V尾；头罩、机身中段、机身尾段依次连接，头罩采用椭圆形截面，两侧带棱边；机身中段采用椭圆形等截面机身，机身两侧带有棱边；机...
- 韩珊珊冯晓强全景阁李宏君李光熙张万意殷娜郭晓雯
- 多固定翼靶机固定时间自适应编队控制方法
- 2023年
- 针对多固定翼靶机编队生成、保持及队形变换控制问题,提出了一种基于领导跟随策略的固定时间协同控制方法,以期实现多固定翼靶机系统快速收敛到期望编队,并能够跟踪领机的运动轨迹。基于固定时间理论、滑模控制方法及自适应算法,根据领机及相邻靶机的相对状态提出一种固定时间协同编队控制算法。采用Lyapunov稳定性理论证明多固定翼靶机编队系统可以在固定时间收敛,并得到收敛的充分条件。最后,仿真验证了所提编队控制算法的有效性,且该算法具有固定时间收敛的特点,可在三维空间内实现多固定翼靶机编队的快速生成、保持及队形变换。
- 郭晓雯凡永华李宏君闫杰吴宝元
- 关键词：编队控制队形保持队形变换
- 一种两通道无人机的半滚倒转机动飞行控制方法
- 本发明涉及一种两通道无人机的半滚倒转机动飞行控制方法，其目的是解决目前还没有基于俯仰、滚转两通道无人机的半滚倒转飞行控制方法且现有的三通道无人机半滚倒转机动飞行控制方法不能控制两通道无人机进行半滚倒转机动飞行的技术问题。...
- 郭晓雯李家乐凡永华冯晓强殷娜李宏君于云峰
- 一种两通道无人机的半滚倒转机动飞行控制方法
- 本发明涉及一种两通道无人机的半滚倒转机动飞行控制方法，其目的是解决目前还没有基于俯仰、滚转两通道无人机的半滚倒转飞行控制方法且现有的三通道无人机半滚倒转机动飞行控制方法不能控制两通道无人机进行半滚倒转机动飞行的技术问题。...
- 郭晓雯李家乐凡永华冯晓强殷娜李宏君于云峰
- 文献传递
- 一种紧凑型无人机涡喷发动机
- 本发明涉及一种涡喷发动机，具体涉及一种紧凑型无人机涡喷发动机，用于解决现有紧凑型无人机涡喷发动机由于发动机舱壳体与发动机的间隙较小，无法使用常规防热手段的不足之处。该紧凑型无人机涡喷发动机，包括发动机本体、壳体，以及设置...
- 胡巍李红升李宏君邱少华冯晓强高辛杨雯充
- 文献传递
- 一种靶标编队协同供靶效能评估方法、存储介质、设备
- 本发明属于供靶效能评估方法，为解决目前对高性能靶标编队供靶效能的评估尚处于起步阶段，缺乏供靶效能评估方法的技术问题，提供一种靶标编队协同供靶效能评估方法、存储介质、设备，通过构建两级指标体系，形成关于高性能靶标编队协同供...
- 郭晓雯李宏君李杰凡永华于云锋芦毅王春民李光熙吴宝元
- 尾部喷流对飞行器阻力影响的数值模拟分析被引量：1
- 2023年
- 底阻在弹类飞行器阻力中占比较大,准确预示底阻对于弹类飞行器飞行性能评估至关重要,而发动机尾部喷流对底阻影响明显。采用基于雷诺平均Navier-Stokes方程的流场仿真方法研究了飞行器底部发动机喷流和外流干扰流场特性,主要分析了喷流对飞行器阻力的影响。飞行器安装了两台推力可调的液体火箭发动机,发动机在不同飞行工况下采用不同推力工作。分别研究了亚音速、跨音速和超音速典型飞行工况下弹体底部无喷流状态、单喷管喷流状态和双喷管喷流状态时,飞行器阻力变化情况。结果表明:不同马赫数下,发动机喷流对底部阻力影响情况基本一致,与无喷流情况相比,当发动机工作时,无论单喷管喷流还是双喷管喷流状态,底部发动机喷流引射效应明显,弹体阻力系数明显增加。
- 韩珊珊冯晓强李宏君全景阁柳长安
- 关键词：底部喷流
- 一种紧凑型无人机涡喷发动机
- 本发明涉及一种涡喷发动机，具体涉及一种紧凑型无人机涡喷发动机，用于解决现有紧凑型无人机涡喷发动机由于发动机舱壳体与发动机的间隙较小，无法使用常规防热手段的不足之处。该紧凑型无人机涡喷发动机，包括发动机本体、壳体，以及设置...
- 胡巍李红升李宏君邱少华冯晓强高辛杨雯充
- 文献传递
- 某型靶标液体火箭动力参数优化
- 2018年
- 随着高速大机动航空技术的发展,为武器鉴定及日常训练提供目标特性的靶标也应具备高速大机动能力。但是高速大机动能力就要求动力系统不仅在高速和大过载飞行工况下具有较大推力,而且应具有较大变推范围以适应靶标较宽的飞行包线。由于国内航发动力目前性能较低而无法满足该类型靶标需求,因此采用火箭动力就成为一种选择。已有采用火箭动力系统的飞行器大多采用推力室变推技术结合多推力室方案来实现大范围变推,但是这无疑就增加了设计参数和设计维度,导致设计分析工作会大大增加。针对这一要求,结合某型靶标的动力系统设计要求进行了动力系统设计参数分析,确定采用最小比冲及包线范围内主要工况点推力偏差的范数来进行设计方案的优劣对比,并借助粒子群优化算法进行了设计方案的优化选择,从而得到了较好的动力系统设计方案及参数。
- 柳长安李宏君吴书山
- 关键词：靶标
