基于核主成分分析的空域复杂度无监督评估

空域复杂度评估作为衡量空域运行态势、管制员工作压力的关键手段,是运行调控的基础。由于影响因素众多,不同因素间耦合关联复杂,且标定样本很难获取,空域复杂度的准确评估被公认为航空领域的一个挑战性问题。提出了一种空域复杂度的无监督评估方法。首先通过核主成分分析挖掘原始样本各维度的非线性耦合关系,准确提取能够最大化复杂度评估信息量的主成分,进一步设计了可按需定制的主成分聚类方法,实现了无监督条件下空域复杂度的准确评估,为空域划分、流量管理提供了有效的技术支撑。     

基于拉格朗日方法的通气云状空泡三维非定常脱落特性研究

采用均相流模型并结合FBM湍流模型,对绕轴对称回转体通气云状空泡流动特性进行了三维数值模拟,基于实验结果对数值方法进行验证,同时利用基于拉格朗日体系的有限时间李雅普诺夫指数(FTLE)、拉格朗日拟序结构(LCS)和粒子追踪方法分析了其三维非定常脱落特性。研究结果表明:纵截面上空泡覆盖区域的拉格朗日拟序结构整体呈椭球状分布,内部为不规律的复杂拟序结构;不同横截面上拟序结构分布存在很大差异。空泡内部的非对称流动结构和周向流动导致空泡呈现很强的三维运动特性。反向射流在周向上推进的不同步性,是造成空泡呈现不规则断裂和大尺度U型空泡团脱落的主要原因。     

应用改进多种群遗传算法的多星成像目标规划方法

针对目前多星成像目标规划求解算法容易陷入局部最优解,且对于大区域目标及规划时间周期较长时不能尽快规划出较优的成像方案问题,提出一种改进多种群遗传算法的多星成像目标规划方法。以成像规划方案周期最短、覆盖率最大为目标函数建立模型;利用改进的多种群遗传算法对模型进行求解,采用移民算子种群在多种群之间关联及更新种群,保留每代进化中的最优成像方案。利用多星对区域目标成像验证了所提出的方法,结果表明:此方法能够较好地用于模型的建立及求解,有效地规划出目标函数较优的成像方案。     

两个线性调频干扰源的识别方法

构建了两个线性调频干扰源通过雷达接收机的干扰信号模型 ,根据小波变换的性质 ,提出了一种两个线性调频干扰源的分选方法。对两个线性调频混合信号进行小波变换 ,然后由信号的三维时 -频图及其在时频坐标下的等高线分选两个干扰源。模拟结果表明 ,此方法是可行的     

月面巡视探测器关键技术分析

介绍了月面巡视探测器国内外的基本情况,分析了月面巡视探测器设计和研制的主要特点。并根据科学目标形成了月面巡视探测器的概念性设想,对月面巡视探测器的系统组成、工作程序与模式、有效载荷承载比例、工作寿命、移动范围、安全防护能力,以及集成化进行了初步设计。进而提出和分析了其主要关键技术。     

带气膜冷却结构的高超声速平板不同前缘形状下表面传热特性研究

当带红外成像制导系统的飞行器在稠密大气层内做高超声速飞行时,必须采取主动冷却方式防止严重气动加热造成的窗口材料热畸变以及复杂流场造成的气动光学畸变。本文根据成像窗口周围流动具有受高超声速钝头体绕流和气膜冷却结构(即背面为空腔的超声速后台阶)共同作用的特点,在 KD-01高超声速炮风洞中开展了带气膜冷却结构的高超声速平板在不同前缘形状下表面传热特性的试验研究,测量了 Ma8来流条件下喷缝下游表面传热系数,试验获得了2种前缘形状的带气膜冷却结构的高超声速平板喷缝周围瞬态流场 NPLS 图像。通过分析试验数据,得出以下结论:对于带气膜冷却结构(气膜不工作状态)的高超声速平板,模型前缘的形状对喷缝下游区域的表面热流整体分布有明显影响,在钝前缘情形下,表面热流分布接近相同前缘形状的平板边界层为层流状态时的表面热流分布;在尖前缘情形下,表面热流分布则表现出从层流边界层状态向充分发展湍流边界层状态变化的特性;喷缝下游分离和再附区表面传热特性和超声速后台阶流动类似,取决于喷缝上缘处边界层相对厚度。     

基于协同决策的多航站楼停机位实时分配算法

针对多航站楼机场停机位实时指派问题,提出了基于协同决策并考虑航空公司时隙交换公平性的机位实时指派算法。该算法将多航站楼资源的可共享性考虑到指派算法中,以最小延误费用原则为约束,采用混合集合规划进行指派模型的建立与求解。该算法在保证多航站楼停机位资源有效共享的前提下,充分实现了航空公司时隙交换的公平性,并且使延误引起的多方成本最小化。算例说明:本文提出的算法可以有效解决多航站楼的机位实时分配问题。     

基于独立桨距控制的电控旋翼主动振动控制

电控旋翼利用桨叶后缘襟翼偏转通过气弹作用带动桨叶变距,从而实现对旋翼的控制。但由于其系统的复杂性,桨叶间易存在扭转刚度和质量不相似,从而引起较严重的旋翼振动。针对该情况,提出了基于独立桨距控制的主动振动控制方法,并以某原理性电控旋翼为算例进行了数值仿真,验证了所提出控制方法对电控旋翼由扭转刚度和质量不相似引起振动的减振有效性,最佳减振水平可达90%。     

面向客机总体设计的涡扇发动机分析模型

建立一种用于估算涡扇发动机特性的工程分析模型,该模型以涡喷发动机推力估算模型与涡扇发动机效率分析方法为基础,引入高涵道比涡扇发动机的循环分析方法进行修正。利用该模型可以获取涡扇发动机的推力和油耗特性,进而考察总体循环参数对发动机性能的影响。通过与文献验证数据对比,判定了分析模型的精度。该模型只需要输入少量参数就可以快速完成计算过程,适合于飞机总体设计阶段,可以评估涡扇发动机参数对飞机性能的影响。