尖兵之翼—第三届中国无人机大会暨展览会征文启动

<正>1征文范围及内容(1)我国无人机行业的产业政策及管理方式探讨;(2)国内外无人机的发展现状和趋势;(3)国内外无人机研发中的新技术和新方法(无人机系统总体技术、平台总体综合设计技术、动力装置\技术、飞行控制与管理、导航技术测控与数据链技术、武器化技术等等);     

NASA无人机运行管理系统ICAROUS框架分析

NASA和FAA提出了无人机系统交通管理(UTM)概念,旨在将低空无人机运行纳入国家空域范围,实现无人机在城市、应急等运行场景下的大规模安全运行。作为UTM项目的一部分,NASA开发了无人机运行管理系统的“无人系统可靠运行集成可配置算法框架(ICAROUS)”,该框架集成了无人机低空安全运行所需的飞行决策、地理围栏、路径规划以及空中交通冲突探测与避让等关键功能,并提供了软件在环仿真和地面控制站接口。通过剖析ICAROUS源代码分析了NASA无人机运行管理框架的研究进展,从架构、算法实现以及关键参数等方面解读了该框架的若干核心功能。最后,为中国无人机运行管理技术的发展提出了建议。     

无人机遥控驾驶关键技术研究与飞行品质分析

无人机遥控驾驶方式相对程控方式来说,在时间延迟、情景遥现、数据链性能优化以及飞行控制等方面的要求较高,而这些因素也成为了困扰无人机遥控驾驶发展和应用的关键.借鉴无人机技术验证平台地面闭环试验的结果,以时间延迟、数据链路性能为重点针对无人机遥控驾驶所面临的各种关键技术难点进行了深入的分析、研究,提出了合理的关键技术解决方...     

太阳能无人机能源系统的多维耦合建模

针对太阳能无人机能源系统建模的耦合性考虑不足、能量流动过程描述不全面等问题,将外部大气环境、无人机的姿态角度等不同维度下影响能源系统运行的多个因素纳入到建模过程中,先后给出了非均质大气环境模型、无人机运动模型、电机模型、减速器模型、螺旋桨模型、光伏电池模型和蓄电池模型的建立过程,并建立了各模型间的耦合关系,得到反映非均质大气环境下、动态飞行行为的太阳能无人机中能量流动的耦合模型。仿真结果表明：该模型可以完整的描述外部大气环境和无人机飞行姿态对无人机发电功率以及动力负荷功率的影响等耦合作用,适合用于仿真分析和地面半实物仿真平台的搭建。     

工业

ARJ21开始模拟航线运行试飞 10月29日,ARJ21支线飞机在成都开始了中国民航局（CAAC）最后一项审定试飞科目——功能和可靠性试飞（模拟运营）。根据CAAC适航审定要求,ARJ21—700支线飞机的功能和可靠性试飞需要进行300飞行小时的验证,其中150飞行小时结合其他审定试飞进行,另外150飞行小时通过模拟航线运行专项试飞进行。     

基于Qt的多旋翼电动无人机地面站软件设计与实现

为实现某型多旋翼电动无人机实时、全维度、全天候的飞行姿态控制和设备状态监测,介绍了一种基于Qt 5.9.1跨平台C++图形用户界面应用程序开发环境的无人机地面控制系统软件,包括其结构、功能,以及具体实现方式。该系统有效地实现了无人机飞行状态实时监测,控制无人机的飞行轨迹,对故障状态及时警报并采取相应的措施,同时完成相应的载荷任务。最后,根据使用该系统进行飞行试验所采集的数据参数,对系统安全性、可靠性和适应性进行分析。     

基于Stateflow的 无人机多模态控制转换逻辑设计

针对基于Simulink建立的无人机飞行管理系统存在逻辑复杂、全飞行状态航迹仿真建模繁琐等缺点,文章利用有限状态机建立无人机全状态、多种导航控制模态下的控制和逻辑切换流程,并结合飞行管理系统、飞行控制系统和无人机运动学模型建立无人机全状态仿真系统,通过仿真对飞行工作模式的切换效果进行了验证。     

无人机自动控制仿真系统研究与实现

航迹控制回路是无人机自动控制飞行中的重要环节,它涉及无人机的姿态、航向和飞行状态等重要参数的变化。根据飞行控制的基本控制律实现了无人机在复杂航迹条件下的安全飞行控制,模拟出无人机在自动控制下的航迹、盘旋和着陆等的飞行任务。采用面向对象方法设计了基于堆栈的通用化的航线管理类。并分析了无人机在手动操作切换到自动控制方式时寻找航迹点飞行中可能出现的问题,提出了相应的解决方案。     

浅谈支线机场飞行区场地数字化管理

为了探究支线机场飞行区场地数字化管理的方法,文章通过对支线机场数字化管理水平低的问题进行分析,发现有必要寻找空间,利用新的数字技术发展支线机场,以支持该行业的安全运营,并方便旅客出行。支线机场对数字化管理的需求日益急迫,创建数字管理系统,可以使现场工作更轻松、更有效。     

无人机通用型智能化飞行控制与管理系统

各式各样的无人机相继问世,在军用、民用和科研等领域发挥出越来越重要的作用.无人机飞行控制与管理系统是一种具有高性能的自主导航、自主飞行控制、任务管理的综合系统.无人机飞行控制与管理系统作为无人机的神经系统,对无人机的性能和安全性起着决定性的作用.对此类飞行控制系统的技术研究一直受到航空发达国家的高度重视.     

有翼高超声速再入飞行器气动设计难点问题

有翼高超声速再入飞行器是近年来的研究热点,气动设计是飞行器设计的关键。为了更清楚地认识有翼高超声速再入飞行器气动设计的难点问题,对有翼高超声速再入飞行器的发展、优势及总体任务剖面进行了介绍,从5个方面详细介绍了该类飞行器气动设计的难点问题,包括多约束复杂面对称气动布局设计、高温真实气体效应对气动特性影响、天地差异与天地换算方法、反作用控制系统(RCS)喷流干扰对气动特性的影响以及气动数据不确定度等,简要阐明了这些难点问题对总体设计的重要性以及初步的解决思路,为有翼高超声速再入飞行器气动设计提供了一些参考。     

Simulation and Analysis of Crashworthiness of Fuel Tank for Helicopters

Crashworthiness requirement of fuel tanks is one of the important requirements in helicopter designs. The relations among the protection frame, textile layer and rubber layer of the fuel tank are introduced. Two appropriate FE models are established, one is for an uncovered helicopter fuel tank without protection frame, and the other is for fuel tank with protection frame. The dynamic responses of the two types of fuel tanks impinging on the ground with velocities of 17.3 m/s are numerically simulated for the purpose of analyzing energy-absorbing capabilities of the textile layer and protection frame. The feasibility of the current crashworthiness design of the fuel tank is examined though comparing the dynamic response behaviors of the two fuel tanks.     

The effect of inlet conditions on the flow and heat transfer in multiple rotating cavity with axial throughflow

This paper discusses experimental results from two different build configurations of a heated multiple rotating cavity test rig.Measurements of heat transfer from the discs and tangential velocities are presented.The test rig is a 70% full scale version of a high pressure compressor stack of an axial gas turbine engine.Of particular interest are the internal cylindrical cavities formed by adjacent discs and the interaction of these with a central axial throughflow of cooling air.Tests were carried out for a range of non-dimensional parameters representative of high pressure compressor internal air system flows(Re up to 5×106 and Rez up to 2×105).Two different builds have been tested.The most significant difference between these two build configurations is the size of the annular gap between the(non-rotating) drive shaft and the bores of the discs.The heat transfer data were obtained from thermocouple measurements of surface temperature and a conduction solution method.The velocity measurements were made using a two component,LDA system.The heat transfer results from the discs show differences between the two builds.This is attributed to the wider annular gap allowing more of the throughflow to penetrate into the cavity.There are also significant differences between the radial distributions of tangential velocity in the two builds of the test rig.For the narrow annular gap,there is an increase of non-dimensional tangential velocity V/Ωr with radial location to solid body rotation V/Ωr=1.For the wider annular gap,the non-dimensional velocities show a decrease with radial location to solid body rotation.      

ν-gap度量及其在飞行控制律评估中的应用

 传统控制律评估方法主要用于单输入单输出（SISO）系统，且对模型参数摄动考虑不够全面,针对这些不足，研究了ν-gap度量方法。在介绍系统广义稳定裕度相关概念的基础上，给出了ν-gap度量的定义、特点和性质以及近似摄动模型的计算，提出ν-gap度量评估控制律的步骤。实例结果表明，该方法不仅克服了上述传统评估方法的缺陷，而且还有根据所求的各摄动影响情况忽略影响小的元素，以减少计算量及可以找到最坏情况下的参数摄动组合等优点。     

突破技术趋同，波音再现竞争优势

 波音公司面临着来自空客公司的巨大挑战,企业战略性创新才是公司成功的关键。为此波音公司的全部战略性研究集中在扩大产品的差异性上,体现在3个方面：电子化（e-Enabled）运营环境、整体复合材料机身部件的制造技术和支持波音787客机的全球协同环境（GCE）。     

临近空间飞行器测控与信息传输系统频段选择

 临近空间飞行器是高性能信息化武器平台,测控（TT&;C）与信息传输系统是其信息保障的核心,而选择合理、可行的频段是展开系统设计的前提和基础。频段选择影响到整个技术方案的制定,是一个需综合考虑、影响深远并具有战略意义的关键问题,从国际电联（ITU）国际标准、高速数传、接收信噪比（SNR）、“三抗”、超视距中继、黑障、雨衰以及设备研制成熟度8个方面全面、细致论证了近空间平台测控系统的频段选择问题,最终得出在视距链路中以Ka频段为宜,在超视距链路中以Ku/Ka双频段为宜的结论。     

基于弯曲激波压缩系统的高超声速进气道反设计研究进展

总结了近十年来弯曲激波压缩研究的主要成果。提出了弯曲激波压缩系统的新概念,即利用特殊设计的楔形弯曲压缩面或空间弯曲压缩面,产生一系列与前缘弱激波相互交汇或叠加的压缩波系,从而使前缘激波弯曲,形成特殊的弯曲激波,它与波后的等熵压缩波来共同完成对气流的压缩。在此基础上,实现了由给定出口气动参数的超声速内流道反设计,实现了由给定压缩面压力分布和给定压缩面马赫数分布要求的型面反设计,实现了由给定激波波面的压缩型面反设计。研究证明,弯曲压缩面-弯曲激波压缩系统具有良好的综合气动性能,为高性能高超声速进气系统的气动设计提供了一种全新的设计方法。     

Integrated Entry Guidance for Reusable Launch Vehicle

A method for the implementation of integrated three-degree-of-freedom constrained entry guidance for reusable launch vehicle is presented. Given any feasible entry conditions, terminal area energy management interface conditions, and the reference trajectory generated onboard then, the method can generate a longitudinal guidance profile rapidly, featuring linear quadratic regular method and a proportional-integral-derivative tracking law with time-varying gains, which satisfies all the entry corridor constraints and meets the requirements with high precision. Afterwards, by utilizing special features of crossrange parameter, establishing bank-reversal corridor, and determining bank-reversals according to dynamically adjusted method, the algorithm enables the lateral entry guidance system to fly a wide range of missions and provides reliable and good performance in the presence of significant aerodynamic modeling uncertainty. Fast trajectory guidance profiles and simulations with a reusable launch vehicle model for various missions and aerodynamic uncertain-ties are presented to demonstrate the capacity and reliability of this method.     

Experimental Study on Effects of Fuel Injection on Scramjet Combustor Performance

In order to investigate the effects of fuel injection distribution on the scramjet combustor performance, there are conducted three sets of test on a hydrocarbon fueled direct-connect scramjet test facility. The results of Test A, whose fuel injection is carried out with injectors located on the top-wall and the bottom-wall, show that the fuel injection with an appropriate close-front and centralized distribution would be of much help to optimize combustor performances. The results of Test B, whose fuel injection is performed at the optimal injection locations found in Test A, with a given equivalence ratio and different injection proportions for each injector, show that this injection mode is of little benefit to improve combustor performances. The results of Test C with a circumferential fuel injection distribution displaies the possibility of ameliorating combustor performance. By analyzing the effects of injection location parameters on combustor performances on the base of the data of Test C, it is clear that the injector location has strong coupled influences on combus- tor performances. In addition, an inner-force synthesis specific impulse is used to reduce the errors caused by the disturbance of fuel supply and working state of air heater while assessing combustor performances.     

(高)超声速流动试验技术及研究进展

近年来,与高速飞行器相关的(高)超声速流动受到了极大的关注。这类流动所具有的非定常性、强梯度和可压缩性对试验方法和风洞设计技术提出了挑战。超声速纳米示踪平面激光散射(NPLS)技术是由作者所在团队研发的非接触光学测试技术。它能够以较高的空间分辨率来揭示超声速三维流场的一个瞬态剖面的时间解析的流动结构。介绍了NPLS技术以及基于NPLS开发的密度场测量、雷诺应力测量和气动光学波前测量等方法,并回顾了这些技术在超声速边界层、超声速混合层、超声速压缩拐角、激波/边界层相互作用和光学头罩绕流等流动中的应用,清晰地再现了边界层、混合层、激波等典型流场结构及其时空演化特性。另外,为了模拟和研究高空大气条件下边界层自然转捩和超声速混合层的转捩特性,介绍了高超声速静风洞、超-超混合层风洞的设计技术以及层流化喷管的设计方法。