飞翼布局低速支撑干扰及局部外形畸变影响数值模拟

飞翼布局具有气动效率高、隐身性能好的优点,是未来军民用飞机的重要发展方向。该类布局模型风洞试验尾撑、腹撑及背撑等支撑形式的干扰量及由此带来的模型局部外形畸变影响较为复杂,目前还没有通用的支撑方案和试验修正方法。采用CFD数值模拟方法,分别对某小展弦比飞翼布局标模低速尾撑支杆干扰和尾部外形畸变影响进行了研究,结果表明:在常用角度范围内,所使用的数值模拟方法是可靠的,可用于风洞试验支撑方案的评估及支撑干扰的修正;对纵向特性,尾撑支杆干扰量和尾部外形畸变影响量相对全量较小;对横航向特性,尾撑支杆干扰量基本可忽略,尾部外形畸变影响量与全量相当。     

某飞机系列风洞试验研究

介绍了某飞机在气动中心4m×3m风洞进行的系列风洞试验研究情况。研究目的是获得在不同布局状态下飞机的低速气动性能。研究结果表明:改变机翼边条可有效地改善飞机的纵向稳定性;将两侧进气改为腹部进气,大大降低了飞机的航向稳定性;采用机头边条措施可使飞机的航向稳定性有较大提高;进行通气模型的风洞试验,其结果与不通气时的结果差异不大。     

开裂式方向舵对某无尾飞翼布局飞机气动特性影响的实验研究

开裂式方向舵是无尾飞翼布局飞机一种重要的阻力式偏航装置.本文在不同马赫数和舵偏下,通过风洞实验,深入研究了开裂式方向舵的作动对某无尾飞翼布局飞机气动特性的影响.研究结果表明开裂式方向舵是一种合理的偏航式操纵装置,能够在升力、侧力和俯仰力矩变化较小的条件下提供较大的偏航力矩,但也与滚转力矩存在一定程度的耦合.本文的研究为开裂式方向舵的工程化应用提供了一定的基础.     

多学科优化中基于实例推理的气动近似模型

为提高飞机多学科优化效率,对气动近似计算模型进行了改进。在比值修正模型所构造的气动近似模型的基础上,引入了基于实例的推理技术对其加以改进。通过采用与飞机气动特性相关的参数作为实例属性,建立了飞机方案实例,并改进了实例检索公式,最后通过复用与当前方案最相似实例的修正因子改进了优化中的气动近似模型。以常规布局民用飞机概念设计为例,采用改进的气动近似模型进行了多学科优化研究。结果表明,对于具有大量设计变量的飞机方案优化问题,采用改进的气动近似模型能够有效提高计算精度与优化效率。     

飞机背负任务系统后横侧气动特性及改进措施数值分析

采用数值模拟的方法分析了飞机背负任务系统后对横侧气动特性的影响,以及提出了平尾加端板的方式改善该情况下的横侧气动特性.在数值模拟过程中,控制方程为雷诺平均N-S方程,采用了基于非结构网格的有限体积方法.湍流模型采用了S-A方程模型.研究结果表明,飞机背负任务系统后会引起航向力矩系数在小侧滑角下变得较小而使得飞机出现横侧不稳定.为改善该类飞机的横侧特性,采用了平尾加端板的措施,数值结果表明,该措施能改善该类飞机的横侧不稳定性,使得飞机在背负任务系统后具有较好的横侧气动特性.     

基于扰流板的通用飞机横航向稳定性的改善措施研究

为了适应强侧风条件下的短距起降,大型通用飞机要求在大侧滑角时依然有较好的横航向稳定性。以某大型通用运输机为对象,开展横航向特性研究工作,发现该飞机的横航向试验数据存在拐折现象,并利用理论分析和风洞试验开展了基于扰流板的通用飞机横航向稳定性的改善措施研究。研究表明:数据出现拐折现象的根本原因是机翼发生了局部分离——带侧滑角后机身引起的强烈上洗大幅度增加了迎风侧中央翼当地迎角,导致该迎角超过模型翼型失速迎角、发生局部分离。在机身侧面加装扰流板的方式干扰了上洗气流的流动,从而抑制了机翼上表面气流的提前分离,消除了横航向特征曲线的拐折现象,改善了飞机的横航向稳定性。     

微型扑翼飞行器的改进非定常涡格法

为在保证较高计算精度的前提下高效地进行扑翼飞行器(MAV)气动特性计算,提出了一种MAV非定常涡格法(UVLM)的改进算法.在算法中充分考虑翼面瞬时形变及诱导阻力等对MAV流场及气动力的影响,并在其尾涡模型中增加对尾迹涡环畸变及粘性耗散等的建模,使算法模型能更好地反映MAV的翼面气动状态.编程实现并通过实例验证了算法的有效性和快速性;为将UVLM引入MAV优化迭代,还研究了尾涡剔除对算法效率及精度的影响,结果表明在算法模型中剔除MAV尾部一定距离处的尾涡后,可在保证算法精度的前提下大幅减少运行时间,表明该算法在MAV结构优化中存在一定的潜力.     

带升力风扇飞翼布局飞机机翼开口处二维气动特性研究

带升力风扇飞翼布局飞机不仅可实现垂直/短距起降,还拥有飞翼布局飞机的气动优点。为获得开口对机翼气动特性的影响规律,对平飞状态下机翼开口中心处的纵向剖面进行气动仿真,分析升力系数、阻力系数和力矩系数随来流速度和迎角的改变而变化的特性。结果表明:在迎角一定的情况下,随着来流速度的增大,阻力系数和力矩系数呈上升趋势;来流速度一定时,随迎角加大,升力系数增大,阻力系数先减小后增大;力矩系数随之减小,且一直都产生低头力矩。研究结果对开口位置和形状的进一步优化提供了依据。     

一种翼身融合布局飞行器的偏离特性分析

为研究某翼身融合布局飞行器的偏离特性,在南京航空航天大学回流式低湍流度开口风洞中进行了飞机模型的大迎角静态测力试验。通过对试验结果的充分挖掘,利用横航向静稳定性判据、侧滑偏离判据、横向控制偏离参数以及Weissman组合判据进行分析,获得了飞机的大致初始偏离迎角和偏离区域,并对飞机的尾旋敏感区进行了预测。同时,利用风洞虚拟飞行试验技术进行三自由度释放验证。结果表明:该翼身融合布局飞行器的横向静稳定性较差,在很小的迎角下就可能出现非指令滚转运动,这也是造成偏离发散的主要原因;而虚拟飞行试验对偏离现象有较好的复现,与通过稳定性判据得到的偏离特性具有较好的对应关系,验证了虚拟飞行试验在偏离特性研究上的可靠性。     

弹舱对飞翼布局飞机气动特性影响及其控制

以高速风洞气动力测量为研究手段,开展了弹舱开启对飞翼布局飞机气动特性影响及其流动控制试验研究.试验结果表明,对于飞翼布局飞机,弹舱开启主要影响飞机阻力特性,巡航状态下,弹舱开启后使得全机阻力增加60%~110%,Ma=0.8时全机升阻比降低34%.通过在弹舱前缘安装扰流片,对弹舱腔口剪切层施加流动控制,巡航状态下弹舱开启附加阻力最多降低20%,Ma=0.8时全机升阻比提高12.6%.     

适用于全包线的航空发动机BP网络模型的动态辨识

为克服传统的发动机动态模糊辨识中存在的辨识精度低，辨识模型应用范围窄等不足，把对非线性系统具有高度逼近能力的神经网络应用于航空发动机动态特性的辨识，从而为发动机动态辨识开辟更为广阔的道路，采用均方差归一法的处理方法和BP算法的改进算法－输出端动量BP地，以某型发动机在飞行包线内某一飞行条件下的数据作为学习样本，辨识了发同的神经网络模型，在全包线范围内对该模型进行检验，结果表明，所得的发动机动态模型在全包线内都有很高的逼近精度，而且对噪声有很强的抑制能力。     

射线跟踪法的改进及其应用

研究复杂组合体目标后向散射场问题，并对射线跟踪法的典型算法进行改进，以提高计算精度和运算速度。推导精确的积分公式，用典型体目标对改进的算法进行验证，进而计算复杂组合体目标的后向散射场。矩形截面直进气道的计算结果不仅比学者Hao Ling的计算结果更为精确，而且计算速度提高了两倍。三面角反射器的计算结果与实验结果基本吻合。最后，计算了某型航母甲板上复杂目标组合体目标的RCS，并与近似法和像素法的计算结果进行了比较分析。     

基于可重构柔性工装的机身框定位/支撑布局优化

可重构柔性工装使用柔性定位器实现装配件的定位/支撑,具有可重构和柔性的特点。使用可重构柔性工装进行机身立式装配时,存在的柔性形变产生柔性定位误差,影响装配精度。本文着眼于提高装配精度,针对立式装配中可重构柔性工装的柔性定位误差的控制策略展开研究。首先,根据工装的结构特点与定位/支撑原理,分析误差流,追溯误差来源。其次,通过优化框件的定位/支撑布局减小柔性定位误差的影响。考虑到优化中装配件的工艺特征产生的约束条件,针对定位/支撑点的可行设计域建立约束数学模型,设计修补算法和改进的优化算法。最后,使用MATLAB运行优化算法并调用基于APDL语言开发的参数化模型进行仿真计算,完成定位/支撑布局的约束优化。优化结果表明,得到的最优布局可以提高装配精度,改进的优化算法具备有效性,通过优化定位/支撑布局控制定位误差的策略具备可行性。     

基于光纤智能夹层和模糊RBF神经网络的飞行器载荷识别

为了更好地保障航空飞行器的安全,提高飞行器的可靠性,提出了一种通过性能参数稳定的光纤智能夹层采集数据,并且结合模糊RBF神经网络对机翼盒段载荷进行识别实验的方法.该方法融合了模糊理论和神经网络各自的优点,通过改进的模糊C均值聚类(FCM)聚类算法删除冗余的规则以进行规则的优化,能自适应地从学习样本数据中提取相应信息,实时地进行载荷辨识.从仿真结果可以看出:该网络模型具有学习时间较短、学习速率较快和精度较高等优点.     

低空突防用数字地形的平滑处理

数字地形是自主式 GPS/ MAP地形跟随 /地形回避 (TF/ TA)低空突防系统的主要信息来源之一。考虑到飞行器机动能力的限制和飞行的安全性 ,必须对实际地形进行平滑处理。文中首先提出了一种改进型的曲率限制平滑算法。在此基础上 ,给出了一种综合的坡度曲率限制平滑算法 ,它使平滑后的地形不仅满足飞行器纵向机动能力的限制 ,而且较贴合原地形也较原地形高。从而使得在平滑后的地形上进行实时航迹优化是安全可靠的。同时 ,由于平滑后的地形有坡度的限制 ,使实时航迹优化过程中对飞行器在各个方向的离地间隙的限制转化为只要限制飞行器的纵向垂直离地间隙 ,简化了实时航迹优化算法 ,从而易于工程实现。仿真结果表明 ,该算法是有效的。     

Aero-engine Thrust Estimation Based on Ensemble of Improved Wavelet Extreme Learning Machine

Aero-engine direct thrust control can not only improve the thrust control precision but also save the operating cost by reducing the reserved margin in design and making full use of aircraft engine potential performance.However,it is a big challenge to estimate engine thrust accurately.To tackle this problem,this paper proposes an ensemble of improved wavelet extreme learning machine(EW-ELM)for aircraft engine thrust estimation.Extreme learning machine(ELM)has been proved as an emerging learning technique with high efficiency.Since the combination of ELM and wavelet theory has the both excellent properties,wavelet activation functions are used in the hidden nodes to enhance non-linearity dealing ability.Besides,as original ELM may result in ill-condition and robustness problems due to the random determination of the parameters for hidden nodes,particle swarm optimization(PSO)algorithm is adopted to select the input weights and hidden biases.Furthermore,the ensemble of the improved wavelet ELM is utilized to construct the relationship between the sensor measurements and thrust.The simulation results verify the effectiveness and efficiency of the developed method and show that aero-engine thrust estimation using EW-ELM can satisfy the requirements of direct thrust control in terms of estimation accuracy and computation time.     

终端区容量评估中飞机流产生的优化算法

给出终端区容量的定义;结合终端区管制飞机多而复杂的特点,研究了一种终端区容量评估模型,并对该评估模型中较为关键的飞机流产生进行算法优化,进而提高容量评估的准确性;对优化算法产生的数据进行分析以验证该算法的优越性。     

低空突防中的多传感器信息融合技术研究

当飞机超低空贴地飞行、航路上多障碍物时,机载传感器容易失效。针对这一情况,本文首先论述了低空突防过程中,机载多传感器系统必须采取的有效信息融合措施;然后对容错控制问题进行了讨论,给出一个多传感器故障检测与隔离算法,使用该算法容易剔除失效的传感器,并将多传感器系统进行重构,降低了失效传感器数据对系统的污染程度;接着给出一个简单实用的分散滤波算法,该算法使得各有效传感器的数据被并行处理,且各局部处理器之间无需数据交换,需存储的数据量较少,提高了系统的实时性,最后的仿真算例说明了这一点     

发射系下SINS/GPS/CNS组合导航系统联邦粒子滤波算法

传统的扩展卡尔曼滤波(Extended Kalman filter, EKF)算法应用于未来高超、空天飞行器的组合导航系统时,因其模型线性化展开会导致模型不准确,从而引起导航精度下降;采用蒙特卡洛方法来实现递推贝叶斯估计问题的粒子滤波(Particle filter,PF)算法能有效避免引入线性化误差,具有一定的优势。据此,针对高超、空天飞行器在发射过程中通常需要直接获得发射惯性系下的高精度导航参数的需求,提高发射惯性系下弹载组合导航系统滤波算法的精确性就尤为重要,PF滤波算法无需对非线性系统进行线性化展开即可直接实现对非线性系统的状态误差估计。为此,本文将PF滤波算法引入空天飞行器SINS/GPS/CNS多信息融合组合导航系统,设计了发射系下基于联邦滤波器的PF滤波算法,实现了对组合导航系统状态参数的直接建模估计。算法仿真结果表明,相较于发射系下SINS/GPS/CNS组合导航系统联邦EKF滤波算法,PF滤波算法有效提高了组合导航系统滤波精度。     

基于RHC的航班着落调度多目标优化算法

研究了基于滚动时域控制(RHC)策略的终端区进场航班动态排序问题,目的是在终端区空中交通繁忙的情况下,有效地为到达航班安排合理的着陆次序,在满足安全间隔兼顾管制员负荷的情况下,给出航班经过多目标优化的着陆时间,提高航班进场率,降低飞行延误成本。建立了基于RHC的航班动态排序模型,并利用精英保留策略的遗传算法对一个算例进行验证计算。算例仿真结果表明,进场率得到了提高,延误时间和成本明显减少,验证了方法的有效性。