飞机尾旋三维测量试验的改进方法

飞机尾旋试验是研究飞机进入尾旋特征以及提出如何改出尾旋的方法.传统测量飞机尾旋运动姿态的实验自动化程度低、人工操作复杂费时,因此针对这些问题开发了一套基于特征点测量的改进方法.主要是基于机器视觉的三维测量原理,能动态测量飞机模型的三维特征点并计算出模型的各个姿态角度.在标记检测时采用了新的标记检测方法,提高了标记布局及图像识别的灵活度;姿态角的计算是根据坐标系转换而得到的.根据改进方法研制的系统操作简单、整个测量过程只需30min左右;并且数据有效率控制在90%以上;姿态角的精度控制在±1°以内.该系统在中国空气动力研究与发展中心立式风洞中的飞机自由尾旋实验中得到了很好的应用.     

基于深度学习与高斯差分法的ADS-B异常数据检测模型（英文）

受地形结构、气象条件等多种因素的影响,用于低空通航飞行器定位的广播式自动相关监视(Automatic dependent surveillance-broadcast,ADS-B)设备获取的位置信息存在异常数据。为检测异常数据,提出一种基于深度学习与高斯差分法的ADS-B异常数据检测模型。首先,依据ADS-B位置数据的特点,将ADS-B位置数据转换到以起飞点为原点的坐标系中,利用运动学原理去除ADS-B位置数据中的离群点。然后,利用高斯差分法(Difference of Gaussian,DoG)获取位置数据的细节信息。最后,利用长短期记忆单元(Long short-term memory,LSTM)神经网络优化在ADS-B位置数据中梯度减小严重的循环神经网络(Recurrent neural network,RNN)。通过LSTM神经网络构成的seq2seq(Sequence to sequence)模型对位置数据进行重构,利用重构误差检测异常数据。通过实际数据对模型进行验证和对比分析表明:利用seq2seq模型对ADS-B位置数据重构的方法能有效地检测异常数据,运行时间得到减少,而且相较于RNN神经网络,检测的平均准确率提高了近2.7%,相较于传统的异常检测模型具有更高的准确率。     

常规高超声速风洞的节能方案研究

为了适应高超声速飞行器发展的要求,常规高超声速风洞的建设规模向2m量级发展。但是,随着风洞尺寸的增加,风洞运行所耗费的能源剧增。如何在满足高超声速飞行器试验对风洞尺寸要求的条件下,节省风洞运行时的能量消耗,已成为常规高超声速风洞设计技术发展必须考虑的重要问题。针对这个问题,从常规高超声速风洞气动布局的角度进行了初步探索。首先总结了现有常规高超声速风洞的气动布局;在此基础上,对常规高超声速风洞的能量运行特点,以及不同布局中工作气体余热的处理情况进行了分析;然后结合常规高超声速风洞的运行特点,分析了风洞中可能采用的余热利用技术;最后,提出了一种基于余热利用的常规高超声速风洞布局方案,并对该方案中的关键问题进行了讨论。文中对于该方案的节能情况进行了分析,结果显示,该方案相对于已有的气动布局具有明显的节能效果。     

基于CART决策树的电磁信号齿轮磨削烧伤电磁信号融合评价

针对涡流检测、漏磁检测和巴克豪森检测三种无损检测方法中单一检测方法存在局限性和不稳定性的问题,提出了基于监督学习的CART决策树数据融合算法,采用该算法建立模型对典型工件是否存在磨削烧伤进行了评估。对某直齿工件的946个齿面检测信号样本数据进行试验,选用758组数据作为训练样本,建立剪枝后模型,对剩余188组数据做出评估,结果表明预测准确率为99.5%。说明基于监督学习的CART决策树算法识别精度高,为齿轮磨削烧伤的电磁无损评估提供了新思路。     

基于RBF神经网络的储油罐底板缺陷量化方法

提出一种基于RBF神经网络来提高漏磁检测对储油罐底板裂纹缺陷的量化能力的方法。首先利用有限元仿真计算了不同长度、宽度、深度和倾斜角度的槽型缺陷漏磁信号,分析漏磁信号分布规律并提取磁异常幅值和占宽作为磁信号特征量,探讨了磁信号特征量与缺陷尺寸之间的关系并组建样本集。其次,建立RBF神经网络与模拟退火算法相结合的量化模型,并使用样本集对RBF神经网络进行训练,预测缺陷大小及倾角。结果表明,磁异常特征量随缺陷尺寸及角度呈现不同变化规律,通过RBF神经网络建立复杂关系网,结合模拟退火算法可精确量化缺陷,样本集内缺陷平均量化正确率约为98.71%,样本集外缺陷平均量化正确率约为86.67%。因此,基于RBF神经网络并且结合模拟退火的方法可应用于漏磁检测对储油罐底板的缺陷量化,为储油罐的安全评估提供理论依据。     

高超声速风洞气动力/热试验数据天地相关性研究进展

高温真实气体效应、黏性干扰效应和尺度效应等高超声速流动特性突破了实验气体动力学传统的流动相似模拟准则,使得高超声速流动现象超出了经典气体动力学理论能够准确预测的范围。如何利用地面风洞试验数据预测天上的飞行状态,即天地相关性问题,成为制约新型高超声速飞行器研制与发展的关键性科学问题。本文概述了天地相关性的最新研究进展,并重点介绍了多空间相关理论与泛函智能优化关联方法。多空间相关理论认为,从更高维度空间视角看,不同风洞的试验结果都是内在相关的,而飞行试验可视为理想的风洞试验,所以地面风洞试验数据间的关联规律包含了天地相关性问题。泛函智能优化关联方法基于风洞群（能模拟不同参数区段的不同类型风洞）的试验数据,在泛函空间中利用专业化智能学习算法,从高维度的全参数空间出发,进行降维和自适应空间变换,自动推演出不同风洞共同遵守的不变规律,从而实现风洞试验数据的关联。验证实例和应用实践都表明,多空间相关理论与泛函智能优化关联方法是有效的,是高超声速气动力/热天地相关性研究的一个新方向。     

变密度平面叶栅风洞的设计与实现

为满足先进涡扇发动机对变雷诺数平面叶栅试验的需求,设计了亚/跨/超声速来流高效变换、雷诺数和马赫数独立调节、压气机和涡轮平面叶栅试验为一体、换热与冷却试验能力兼具的变密度平面叶栅风洞,提出了风洞的总体设计方案。文章详细介绍了风洞引射器、半柔壁喷管及试验舱等部件设计问题,分析了流场调试及典型叶栅试验结果。调试结果表明:采用的部件设计技术实现了变密度平面叶栅风洞的主要功能,试验雷诺数可低至3.1×105 m–1,具备开展低雷诺数平面叶栅试验的能力。风洞流场调试结果满足《低速风洞和高速风洞流场品质要求》（GJB 1179A—2012）,为研究亚/跨/超声速压气机和涡轮叶栅低雷诺数流动问题提供了重要试验平台。     

CHN-T1标模大型低速风洞试验结果相关性分析

为满足型号研制的试验数据质量需求,进一步开展CFD验证与确认工作,中国空气动力研究与发展中心建立了大展弦比运输机高低速统一标模体系。为获得可靠风洞试验数据,使用设计加工的第一个运输机标模CHN-T1（1:6.4,翼展4.667m）在FL-13风洞和DNW-LLF风洞进行了试验。同一构型下,前者试验雷诺数为1.4×106~2.5×106,后者试验雷诺数为1.4×106~3.2×106。模型在FL-13风洞中通过TG1801A内式六分量天平与大迎角支撑机构相连,在DNW-LLF风洞中则通过W616天平与尾撑机构相连。两风洞均测量了模型力和力矩。风洞试验数据差异评估包括重复性、气动特性和雷诺数影响。结果对比表明:标模在不同风洞试验中的升力线斜率相差很小;设计升力点附近（Ma=0.78,C_L=0.5）阻力系数相差0.0004,试验数据一致性较好;雷诺数对标模气动特性影响符合预期。     

基于改进的区域候选网络的行人检测

通过Caltech数据集训练区域候选网络时,发现其在场景复杂情况下存在大量的漏检和误检。经分析:一是区域候选网络使用VGG网络提取待检测图片特征,由于VGG网络层数较少,提取的特征不能够很好地表达行人;二是锚边框的尺度通过手工设计,没有利用到行人的尺度先验信息。针对以上2个问题,提出了一种改进的区域候选网络的行人检测方法,首先通过使用分类能力更强的Res Net提取待检测图片特征,然后利用检测小网络在卷积特征图上滑动,预测多个锚边框区域是否是行人并对锚边框位置和尺度进行修正,其中锚边框尺度通过KMeans算法计算得到。结果表明:本文算法在Caltech数据集上,比传统的VJ和HOG方法漏检率分别低36.23%、27.09%,比基于深度学习的方法 Ped Faster RCNN、MRFC+Semantic和UDN+漏检率分别低6.78%、3.73%、1.53%。研究表明本文改进的区域候选网络能够较好的检测行人。     

高超声速风洞气动布局设计

在分析国内外高超声速风洞发展现状的基础上,根据南京航空航天大学高超声速风洞(Nanjing Universityof Aeronautics & Astronautics Hypersonic Wind Tunnel,NHW)总体技术指标和要求,对该风洞气动布局设计方案和备部件的气动设计进行了研究.风洞气动布局设计点为马赫数5和8、设计总压为1 Mpa、总温685 K;风洞驱动方式采用高压下吹-真空吸气式方案,运行时间大于10 s、高压气源容积为32 m3、真空容积为650 m3;风洞加热方式采用金属板蓄热式加热器方案;风洞试验马赫数获取方式采用φ0.5 m口径的马赫数5,6,7和8的型面喷管方案.     

非催化壁材料在非平衡流场条件下的热考核试验方法研究

针对电弧风洞试验条件下非催化壁防热材料在非平衡流场中存在的防热性能"欠考核"问题,提出了有效考核方法。以典型陶瓷基复合材料尖劈外形试件为例,采用CFD数值模拟与试验状态调试相结合的方法,对典型电弧风洞试验条件下完全催化壁和非催化壁材料的热流进行了数值模拟,并结合热流实测结果,确定了风洞试验状态并完成了试验,实现了对该类热防护材料防热性能的有效考核,为非催化壁材料防热性能试验"欠考核"问题提供了解决途径。     

2m超声速风洞流场变速压控制方法研究

颤振试验要求风洞必须具备变速压试验能力,为此在2 m超声速风洞开展了流场变速压控制方法研究。针对总压宽范围多阶梯运行时主调压阀调节能力不一致的问题,采用总压分组、误差分段的控制方法解决了这一难题。通过基于主调压阀阀门特性曲线的控制方法,实现了总压上升速率可调的目标,避免了复杂的控制参数整定过程,显著减少了调试车次。试验结果表明:采用该控制方法,一次试验可以完成多个总压阶梯的控制,并且总压稳定精度达0.3%,速压超调量小于0.5 kPa,总压上升速率可调。通过本文工作,2 m超声速风洞具备了变速压试验能力,并成功应用于型号试验。     

2.4犿跨声速风洞连续变迎角试验关键技术研究

在2.4m跨声速风洞开展连续变迎角试验技术研究中,遇到了3个难题:跨声速流场被持续扰动,快速精确补偿困难;试验有用信号频率与干扰信号频率产生重叠,降噪处理困难;信号间不同步对试验数据的影响增大,信号精确同步困难。采用总静压滤波优化和PID(Proportional Integral Differential)调节优化等方法提高流场快速跟随性,硬件+软件+小波等复合滤波方式进行降噪处理,并利用互相关函数实现各信号的精确同步,建立了2.4m跨声速风洞连续变迎角试验技术。使用J7等标模对该项技术进行了验证,结果表明,上述问题均得到有效解决,连续变迎角试验流场犕犪数稳定在±0.002范围内,数据的精准度达到阶梯测力试验水平。     

风洞试验中旋翼的智能控制技术

直升机风洞试验是高转速、高难度、高风险的动态试验,人工操控具有效率低、安全性差、劳动强度大等缺点。为了克服人工操控的缺陷,构建了基于网络通信的试验管理系统和软硬结合的多重安全保护措施,在此基础上形成了成熟的直升机风洞试验自动配平技术。目前这些技术已成功应用于直升机风洞试验控制,应用效果表明旋翼的智能控制技术具有结构灵活、操作方便、安全可靠、数据质量好、试验效率高等特点,大大提升了直升机风洞试验的控制水平,充分满足了直升机风洞试验的需求。     

结冰风洞试验段水滴分布特性分析

喷雾系统是结冰风洞的主要组成部分,在结冰风洞试验段直接进行不同状态粒子分布特性的测量,会耗费巨大的成本。为此,本文提出一种采用实验测试和数值计算相结合的手段研究结冰风洞试验段水滴分布特性的方法。通过搭建独立的喷雾粒子试验系统,得到喷嘴出口处的粒子分布特性,在此基础上,采用数值方法计算不同水滴在风洞内的运动及传质传热过程,得到不同水滴蒸发之后的直径,进而获得试验段粒子的分布特性。采用该方法对典型雾化状态下3m×2m结冰风洞试验段粒子分布特性进行了研究,对比了空气湿度的影响。研究发现:(1)喷嘴出口处的初始喷雾粒子与试验段的水滴均保持近似正态的分布,试验段的水滴平均直径(MVD)与初始MVD接近,蒸发不能引起明显的MVD变化;(2)虽然空气湿度越小,水滴蒸发量越大,但湿度为100%时试验段水滴的 MVD比湿度为70%时小。研究成果为结冰风洞喷雾系统设计和调试提供了较好的技术基础。     

跨声速风洞模型主动减振系统试验研究

为解决跨声速风洞测力试验模型的俯仰振动问题,研制了一套主动减振系统。该系统利用了模型/天平/支杆系统的响应特性,采用主动控制方法,以天平信号作为输入,采用速度负反馈,使用安装在支杆后端主动接头内的压电陶瓷作动器来抑制模型振动。地面试验结果表明,主动减振系统使模型/天平/支杆系统的俯仰一、二阶阻尼比分别提高20.8倍和12.8倍。风洞试验结果显示,法向力和俯仰力矩振动幅度分别下降71.0%和57.5%,风洞试验结果还表明主动减振系统对气动系数的影响相对较小。主动减振系统在多个模型的风洞试验中也得到验证,显示出良好的减振性能和模型适应性。     

高速直升机方案中升力转移过程的设计和试验研究

在众多高速直升机方案中，最有发展前途的就是旋翼／机翼转换式高速直升机。目前大多数转换式高速方案都采用升力转移来解决导致直升机不能飞得更快的根本原因——旋翼相对气流分布的不对称性所造成的气流分离及激波问题，即从直升机模式由旋翼承担升力过渡列固定翼飞机模式由机翼承担升力。而升力转移过程中，升力、功率和操纵的平滑过渡则是此方案的关键。本文根据某高速直升机方案设计了其升力转移过程，并用试验对升力转移过程进行了验证。     

基于云雾参数误差的结冰外形修正方法

结冰风洞云雾参数控制和测量2方面的技术瓶颈,导致结冰试验中的云雾条件存在较大误差,这会降低实验结果的精度。针对这一问题,从空气动力学的角度分析了冰形修正的关键要素,建立了采用人工神经网络技术对云雾参数与冰形典型几何特征量之间复杂非线性关系进行近似模拟的方法,并基于无限插值方法建立了一种冰形修正方法。以 NACA0012翼型为例,对液态水含量和水滴粒径这2个云雾参数所带来的冰形误差进行了修正,修正后的冰形与目标冰形的吻合度有明显的改进,验证结果表明该方法可以应用于结冰风洞试验,能为实验结果的修正提供依据。     

短钝外形飞行器自由振动动导数试验技术

为研究短钝外形飞行器的动稳定特性,基于自由振动动导数试验方法在1.2 m量级亚跨超声速风洞中建立了动导数测量试验技术。通过新设计的弹性铰链和轴承铰链解决了短钝外形飞行器弹性支撑和低频振动模拟问题。利用新建立的试验装置研究了马赫数、迎角、减缩频率对动稳定特性的影响。在短钝外形飞行器气动力特点下,新设计的弹性铰链能够满足模型支撑和振动需要,轴承铰链的支撑方式可以在风洞中模拟接近实际减缩频率的振动。在亚跨超声速风洞中完成了某短钝外形飞行器俯仰动导数的测量,获取了俯仰动不稳定状态点,为此类飞行器的动稳定特性研究提供了试验基础。     

考虑水滴动力学效应的结冰试验相似准则

为了突破结冰风洞进行模型缩比试验时可能遇到的试验段尺寸和风洞模拟能力2方面的限制,本文从保证绕流流场相似、水滴运动和撞击特性相似以及结冰过程的热力学特性相似等角度出发,对影响飞机结冰过程的相似参数进行提炼,提出水滴运动及撞击过程中的水滴变形/分裂相似要求为韦伯数相似和水滴飞溅相似要求为撞击参数K相似这2个约束条件,综合已有常规结冰相似准则的研究,建立了一套考虑水滴动力学效应的结冰试验相似准则。并采用数值模拟的方法,对所提出的相似准则进行了验证,结果表明,该准则有效,可以应用于冰风洞试验,作为试验的理论指导和参数选取依据。