基于非定常气动力辨识技术的气动弹性数值模拟

选择离散型输入输出差分模型,运用最小二乘方法进行非定常气动力建模,并将辨识得到的降阶模型用于气动弹性的数值模拟。1个马赫数下的颤振临界点的计算仅需调用一次非定常流场求解器。计算精度保持与非定常欧拉方程计算方法相当的同时计算效率提高了1~2个量级。计算了跨声速具有S型颤振边界的气动弹性标准算例－Isogaiwing和三维气动弹性标模算例AGARD445.6,辨识模型计算边界与非定常Euler方程计算结果吻合。证明非定常气动力辨识技术可以提供高效的高精度的气动弹性分析。     

蠕动掘进潜入式行星探测装置方案设计研究

针对在地外星体较大深度处长期地实施地质科学探测这一新的研究难题,运用无人自动潜入式探测原理,提出了蠕动掘进潜入式行星探测装置的设计方案,并重点对探测装置的机构设计开展了研究;成功研制出蠕动掘进潜入式探测装置试验样机及其性能测试平台,为蠕动掘进潜入式行星探测装置方案的可行性验证以及性能测试奠定技术基础。研制的蠕动掘进潜入式行星探测装置对我国未来的行星探测任务具有借鉴意义。     

颤振飞行试验的边界预测方法回顾与展望

颤振飞行试验是新型机种定型必不可少的环节,其目的是要确定颤振边界。由于颤振飞行试验的风险大、耗费高并且周期长,研究者一直在追求安全、准确和高效的颤振边界预测方法。鉴于此,在总结前人研究的基础上,从传统的颤振边界预测方法及其改进和新的颤振边界预测方法两个层面展开,对常用的和近年发展的颤振边界预测方法较为全面而相对简洁的论述,着重介绍了各种颤振边界预测方法的基本原理、适用性及其推广和改进。针对各种方法的原理和特点,将其归纳为构造稳定性参数的方法和基于流固耦合分析模型的方法,并对两类方法进行了对比和总结。最后,对目前颤振边界预测存在的一些技术难点及其发展趋势进行了初步的探讨。     

基于分层思路的动态非线性气动力建模方法

很多非线性气动力模型难以精确预测系统的小扰动线性特征。针对这一局限,提出了一种非线性分层模型,用于辨识跨声速非线性非定常气动力。分层建模需要同时提供微幅振荡和大幅振荡两套训练样本,首先通过线性模型(如带外输入的自回归(ARX)模型)对微幅振荡样本进行建模,而后采用非线性模型(如径向基函数神经网络(RBFNN))对大幅振荡的样本与线性模型的差量进行建模,进而把线性模型和非线性模型的输出相叠加,得到分层非线性动力学模型。算例表明建立的分层气动力模型与单一自回归径向基函数(AR-RBF)神经网络模型相比不仅具有更高的数值精度,可以精确预测大幅运动中的非线性特征,而且在小扰动状态下自动退化为线性模型,能够精确刻画结构微幅振荡下的线性动力学特性。     

基于CFD的高效气动弹性计算方法

本文在高效气动弹性分析方法方面的研究工作包括:对于超声速流动范围,发展了一种基于CFD数值计算流场修正的高效、高精度工程算法,既含有CFD技术模拟复杂激波系的流场特征信息,又具备工程算法计算速度快的优点;对于失速迎角前的飞行器从亚声速、跨声速到超声速范围,发展了一种基于CFD技术的非定常气动力建模方法,由此获得气动弹性计算所需的非定常气动力,此方法可以包含物面在跨声速存在激波运动的流场信息,计算精度与直接应用CFD模拟气动弹性过程的方法相当,但运用非定常气动力建模技术途径的效率可以比直接基于CFD模拟方法提高2个数量级,对CFD技术应用于气动弹性精确预测方法具有工程实际应用价值;还研究了基于非定常气动力建模的方法用于伺服气动弹性分析、阵风响应.     

超音速、高超音速飞行器动导数的高效计算方法

将超音速、高超音速气动力工程计算方法综合起来,推广到非定常气动力的计算,并用于求解任意外形飞行器作强迫运动时的非定常气动力.在此基础上进一步发展了一种适合于超音速、高超音速大迎角状态的飞行器动导数计算方法和程序.计算结果与国际标准实验数据作了比较,证明了该程序的正确性和精度.研究了减缩频率和基本迎角对动导数的影响,结果表明基本迎角对动稳定性导数影响较大,而减缩频率在小迎角范围内对动导数影响很小.     

一种数据驱动的气动热预示模型

高效、高精度的气动热预示是高超声速飞行器设计的关键。然而，随着高超声速飞行器外形的日益复杂化和设计周期的不断缩紧，现有方法已很难满足高效精准的气动热预示。本文基于边界层理论和支持向量机发展了一种数据驱动的当地化气动热预示建模方法。首先，通过求解Euler方程获得边界层外缘信息，采用RANS方法计算热流分布样本；然后，通过设计的特征选择方法确定边界层外缘特征；最后，利用支持向量机构建气动热预示模型，实现边界层外缘特征与壁面热流的映射。对双椭球和二级压缩面的热流预示结果表明，该模型考虑了非均匀分布壁面温度等边界条件，具有较高的预示精度和良好的外推与泛化性能，典型位置热流预示结果和RANS计算结果的相对误差均小于5%。同时，以双椭球上表面中心线热流预示为例，对比传统POD降阶方法，发现该模型的预示精度更高，外推状态下预示精度较POD方法提升了4倍以上。     

基于多源数据融合的翼型表面压强精细化重构方法

在风洞试验模型表面布置测压孔是获得表面压力分布的重要手段，但受限于空间位置和试验成本，通常难以在复杂模型表面布置足量的测压孔获得完整的表面压力分布信息，直接积分获得的升力和力矩精度不足，因此提出了一种融合稀疏的风洞试验数据和数值计算（CFD）数据的方法，通过较少的风洞测压试验数据获得高精度的压力分布。首先通过本征正交分解技术提取数值计算数据的压力分布低维特征（POD基函数），然后利用稀疏的试验测压数据，通过压缩感知算法获得基函数的坐标，最后将坐标转化到物理空间重构出压力分布。利用定常固定翼型变状态以及变几何变来流状态算例验证该方法的精度，重构结果均能精确匹配试验结果。该重构方法可在一定程度上解决空间受限稀疏观测条件下的分布载荷精细化重构难题。     

面向飞行试验的多源气动数据智能融合方法

风洞试验和飞行试验是飞行器研制过程中进行气动性能分析与优化设计的重要手段，然而，在高超声速飞行条件下，真实气体效应、黏性干扰效应和尺度效应的复杂变化给气动数据精准预测带来巨大挑战。为了提升天地气动数据一致性，针对某外形飞行试验数据开展了典型对象的天地气动数据融合方法研究。结合数据挖掘的随机森林方法，本文提出了一种面向飞行试验的数据融合框架，通过引入地面风洞试验气动数据，实现了对复杂输入参数的特征分析与特征排序，进一步对不同飞行时刻下飞行试验的气动数据开展了交叉验证。结果表明随机森林的机器学习框架对风洞-飞行试验数据关联具有较好的预测与外推能力，可以有效提升气动数据预测精度，相关研究为复杂环境下气动数据多源融合提供了思路。     

航空电子全双工交换式以太网端系统研究与设计

航空电子全双工交换式以太网(Avionics Full Duplex Switched Ethernet,简称AFDX)是新一代机载数据总线的最佳选择.AFDX端系统(End System,简称ES)是各个航空电子子系统和AFDX网络之间信息交换的接口部件,为信息在各个子系统和AFDX网络之间的传递提供了数据通道,是保障AFDX网络服务质量的关键.对AFDX端系统进行了深入的研究,基于ARINC664规范第7部分,提出了一种AFDX端系统的设计方案,并对端系统虚拟链路层进行了分析设计.在测试平台上对端系统的验证结果表明本文提出的方案可行,满足ARINC664规范要求.