王贵东
- 作品数：38 被引量：60H指数：5
- 供职机构：航天空气动力技术研究院更多>>
- 发文基金：国家自然科学基金中国人民解放军总装备部预研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兵器科学与技术理学更多>>
- 一种在线参数辨识电路
- 一种在线参数辨识电路，涉及飞行器控制舵面故障的隔离和诊断领域；包括计算单元电路、调试电路、第一通讯芯片、第二通讯芯片、数据存储卡接口电路、接口电路、5V稳压电路和3.3V稳压电路；其中，数据存储卡接口电路与计算单元电路连...
- 刘哲邹凯豆修鑫王贵东沙群
- 一种飞船返回舱气动与喷流控制力矩参数辨识方法
- 本发明公开了一种飞船返回舱气动与喷流控制力矩参数辨识方法，用于利用飞船返回舱的飞行试验测量数据，辨识气动力矩参数与喷流控制力矩参数。本发明首先提出了飞船返回舱的气动与喷流控制力矩数学模型，所述数学模型将气动力矩描述为飞行...
- 王贵东
- 文献传递
- 弯头机动弹头再入螺旋弹道分析
- 该文针对弯头钝双锥动机动弹头,分析了弹头的气动特性、再入过程中螺旋弹道特性.着重分析了螺旋弹道的形成原理、滚转较速度和几何参灵敏对螺旋弹道的影响以及质心横偏条件下滚转角速度的产生,最后找到了通过控制配平质量块运动来控制螺...
- 王贵东
- 文献传递
- 火星探测器气动减速轨道分析
- 针对火星探测器气动减速方案设计需要,采用数值求解摄动运动方程组的方法计算探测器的气动减速轨道。通过与直接模拟蒙特卡洛结果比较和与飞行试验气动减速轨道数据比较,验证了气动模拟结果的准确性和轨道计算结果的可靠性。给出了火星大...
- 王贵东程晓丽苗文博詹慧玲宫建
- 关键词：火星探测器气动阻力稀薄气体大气模型
- 文献传递
- 低成本飞行试验平台的FADS技术研究被引量：8
- 2015年
- 在国内首次利用成熟的低成本火箭弹平台,开展超声速(马赫数>3)飞行试验的嵌入式大气数据传感系统技术研究。针对嵌入式大气数据传感系统的求解算法,测量系统和误差影响等关键技术问题,建立基于神经网络技术的求解算法和设计飞行试验方案,并完成飞行试验和数据分析研究。研究结果表明基于神经网络技术的求解算法具有较好的鲁棒性和较高的求解精度。测量结果与雷达测量结果基本吻合,验证了算法设计;测量结果相对于雷达测量结果,静压平均相对误差约为5.2%,最大相对误差18.8%;马赫数平均相对误差4.2%,最大相对误差14.9%。攻角和侧滑角的测量结果与理论弹道结果变化趋势接近。研究结果可为相关飞行试验技术研究提供参考。
- 陈广强王贵东陈冰雁周伟江纪楚群罗小云
- 关键词：飞行试验火箭弹神经网络计算流体力学
- 高超声速飞行器导航和控制系统半实物仿真系统及方法
- 高超声速飞行器导航和控制系统半实物仿真系统及方法，包括制导组合体、舵机、电源、上位机、下位机、测试控制计算机；仿真开始前，上位机根据当前仿真对象建立飞行仿真模型，并编译下载至下位机；制导组合体实现初始化。仿真时，测试控制...
- 王超王贵东
- 文献传递
- 一种飞行试验与地面仿真气动力数据综合建模方法
- 本发明公开了一种飞行试验与地面仿真气动力数据综合建模方法，用于根据10次以上的飞行试验数据样本，以及飞行器的飞行包络范围内的气动力地面仿真数据，建立飞行器的全空域、全速域气动力数学模型。本发明首先在飞行器的飞行包络范围内...
- 王贵东王超
- 文献传递
- 飞行器大攻角非定常气动特性神经网络建模被引量：6
- 2020年
- 大攻角气动特性预测与气动建模是新型飞行器提升飞行性能的重要内容.以轴对称导弹简化模型为研究对象,首先采用计算流体力学方法,对70°大攻角状态的非定常气动特性进行数值模拟,计算方法基于RANS的N-S方程,湍流模型采用SA模型,对流场采用有限体积法离散,无黏项采用Roe通量差分分裂格式,黏性项采用中心差分,时间推进采用LU-SGS格式的双时间步法.飞行器运动模式采用强迫振荡的方式,对5种不同振荡频率进行了非定常数值计算,并记录每一内迭代周期最终的气动力和力矩数值.其次,以CFD预测结果作为气动建模的样本,采用动导数模型、多项式模型等传统方法,进行气动建模,并分析其有效性和精度.最后采用神经网络方法对大攻角非定常气动力进行建模,并和动导数模型、多项式模型进行精度对比.结果表明,基于神经网络的人工智能气动建模方法具有较高的精度和适应性.该方法为飞行器大攻角非定常非线性气动建模,大攻角飞行稳定性分析与控制提供理论参考.
- 王超王方剑王贵东王贵东丁志超
- 关键词：非定常气动力强迫振荡神经网络动导数
- 飞行仿真气动力数据机器学习建模方法被引量：18
- 2019年
- 基于机器学习思想,提出了一种大空域、宽速域的气动力建模方法。该方法利用飞行仿真弹道数据辨识的气动力数据,采用人工神经网络技术,实现了对高度、速度、姿态和舵偏角等多维度强非线性特性的全弹道气动力数据的高精度逼近。首先,分析了神经网络层数、隐含层神经元个数等对建模误差的影响,通过对典型弹道气动数据的神经网络建模计算,确定了较合适的神经网络层数和较优的隐层神经元个数。进而,利用飞行仿真的弹道数据辨识出沿弹道的气动力,采用神经网络建立了包含多个弹道融合的气动力模型,输出量分别为三轴气动力系数和力矩系数。最后通过气动模型输出量与原样本数据的对比,以及4条未参与训练弹道气动数据的预测,验证了该气动力建模方法具有较高的精度。建模结果表明:采用神经网络方法建立的飞行器气动力模型,对拟合多源耦合输入全弹道非线性气动力是可行的和有效的,在样本覆盖的高度、速度、姿态和控制舵偏角范围内,气动力拟合能力较强,并具有一定的外推性。该项研究可以为基于飞行试验数据的气动建模提供新的方法,并且能为飞行器气动力数据挖掘、飞行仿真和总体性能分析提供参考。
- 王超王贵东白鹏
- 关键词：非线性气动力气动参数辨识飞行仿真
- 飞行试验测量精度设计方法
- 本发明提供一种飞行试验测量精度设计方法，其包括以下步骤：建立飞行器气动力参数与飞行状态参数之间的关系式；建立气动力参数与飞行状态参数之间的误差传递公式；根据飞行状态参数的测量技术水平，确定其误差权重；根据气动力参数估计的...
- 王贵东刘欣煜白鹏陈广强刘强
- 文献传递
