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661.
随着无人加油等新兴应用场景的出现,软管-锥套式空中加油技术近年来重新得到了航空工业界的重点关注。使用计算机数值模拟手段对空中加油系统进行流体-动力学仿真,已成为空中加油系统设计、研发和飞行测试评估中的必备手段。一方面,基于工程简化模型的软管-锥套仿真方法的数值模拟精度难以满足实际需求,另一方面,完全基于非定常计算流体力学(CFD)的耦合仿真方法计算量较大,在有限计算资源条件下难以满足快速设计迭代与多参数优化的计算效率需求。通过将多个求解层次的流固耦合分析工具有机结合,建立了基于多体动力学(MBD)和CFD的加油机软管-锥套装置的耦合仿真框架和方法。对典型加油机-软管-锥套组合体的全尺寸构型和缩比构型进行了数值模拟,通过多个算例验证了本方法的可信性。通过将非定常CFD方法与基于气动建模的尾迹流场动态插值方法结合,可将后者的计算精度提高至与非定常CFD方法相当,同时将计算量减小2个数量级以上,从而实现了计算精度和效率的兼顾。 相似文献
662.
装药设计方法影响发动机内弹道性能,为提高装药利用率,分别采用UG NX和MATLAB软件进行了建模和编程计算,得到了药柱燃烧过程中燃烧面积推移规律和残药率与设计参数的函数关系图,进行了算例分析。计算结果表明:以药柱外径D为基准,当环向槽圆弧半径r∈(0, 0.05D),圆柱段内孔半径R2∈(0.1D,0.4D),环向槽圆弧圆心旋转半径R3∈(R2,0.42D),圆柱段长L2∈(0.4D,1.53D)时,药柱燃烧呈现先增面性后减面性。残药率与r和R2的变化趋势同为单调递减,残药率与L2∈的变化趋势为单调递增,残药率与R3的变化趋势为先增大后减小。从减轻质量,提高强度和提高产品加工制造的工艺性等方面综合考虑,建议优先选择碟形封头。计算结果与实际数据的最大相对误差为0.078%。 相似文献
663.
本文提出一种融合的长时单目标跟踪策略,融合基于深度学习的目标检测算法和基于相关滤波的单目标跟踪算法,形成两种跟踪模式,根据多种判断策略控制跟踪模式切换,能够在保证跟踪鲁棒性的情况下大幅度提高跟踪实时性。将该跟踪策略用在自制数据集ATP-UAV上,取得了较好的跟踪效果。 相似文献
664.
变形机翼作为未来飞机设计的重要发展方向之一,其机翼面内变形的研究已得到广泛的关注。本文分别从变展长、变掠角、变弦长、组合变形四个方面进行分析,阐述面内变形机翼的国内外研究现状,归纳总结变形机理及优缺点,分析其发展趋势。针对该领域的研究现状以及变形机翼的应用要求,提出变形机翼亟待解决的关键技术,包括变形蒙皮技术、变形机构、智能驱动器、传感器及控制网络,阐述各关键技术的应用要求,分析其现存问题,并对未来发展方向进行归纳;以期为面内变形机翼的设计和应用实现提供部分参考。 相似文献
665.
针对无人机零长发射的安全性问题,首先,根据单发夹角式火箭助推方式和某无人机特点,建立了其零长发射起飞的非线性六自由度运动模型;然后,仿真研究了发射角、火箭安装角、重心和火箭推力线偏差、火箭作用时间,以及常值风干扰等因素对起飞安全性的影响;最后,设计了基于姿态角反馈的起飞控制律和控制策略。仿真与试飞结果表明:影响零长发射起飞安全的主要因素是火箭推力线偏差和侧风干扰;通过选择合适的发射参数并严格控制其误差范围,尽早启控舵面参与姿态控制增稳补偿力矩扰动,可提高无人机零长发射起飞安全性。 相似文献
666.
针对轴对称内收缩直锥流场中的马赫反射问题,采用无黏数值模拟结合理论分析,在来流马赫数6及直锥入口半径R恒定的条件下,以模型壁面前缘角度θw和壁面长度w/R为几何参数,研究了内锥形激波汇聚增强过程以及马赫盘下游流动对马赫盘位置的影响。结果表明,壁面前缘角度θw通过改变轴对称内锥形入射激波汇聚增强过程中达到von Neumann强度的位置,限定了马赫盘可能存在的位置范围;马赫盘位置还受其下游流动的影响,在不同的θw和w/R条件下,马赫盘下游流管内声速喉道的形成机制可以划分为依赖或不依赖壁面尾缘膨胀波两种类型;对于不依赖于壁面尾缘膨胀波的情况,声速喉道形成之前流管内的压力仅与反射激波的波后非均匀压力相匹配,马赫盘的位置不随w/R而变化;对于依赖于壁面尾缘膨胀波的情况,声速喉道形成之前流管还需要匹配壁面尾缘膨胀波引起的压力变化;根据反射激波下游与马赫盘下游流管的压力匹配关系,可以求解马赫盘位置。 相似文献
667.
为了获取单路单喷口喷嘴的雾化特性及其影响因素,在综合试验台上进行供油压力为200~600 kPa的某喷嘴雾化特性
试验,得到RP-3航空煤油喷雾雾化锥角,使用相位多普勒粒子分析仪测得喷口处雾化粒度和油滴平均速度。结果表明:在不同油
压下的雾化锥角与韦伯数呈正比;在同一水平截面内,雾锥中心的油滴平均速度较大,且油滴平均速度也与韦伯数呈正比;索特尔
平均直径与韦伯数呈反比;喷口处索特尔平均直径最小;通过准则方程得到单路单喷口的RP-3航空煤油索特尔平均直径的关系
式为D32 = 58014d0 0.18416 v0.08768ΔP-0.45176;从关系式可见,压力对索特尔平均直径影响较大,压力的升高能迅速降低雾化粒度。 相似文献
668.
针对加油机不稳定飞行和复杂风扰下的软式自主空中加油系统,提出一种位置约束下可控锥套的抗干扰控制方法。首先,建立考虑加油机不稳定飞行和复杂风扰的软管动力学模型和可控锥套动力学模型,并进一步将可控锥套动力学模型变换为方便控制器设计的形式。然后,在动态面控制框架下,利用新型坐标变换方法处理系统耦合非线性,结合约束函数和障碍Lyapunov函数解决初值过大的位置约束,以及设计干扰观测器估计未知的集总干扰。最后,理论分析和仿真实验表明了所提方法处理初值过大的位置约束的有效性,以及抗干扰能力的优越性。 相似文献
669.
针对软式空中加油任务自主对接过程中的视觉需求,本文进行了基于深度学习的自主空中加油锥套目标检测技术研究。首先,构造了一组包含不同目标尺度、背景并经数据增广后的软式自主空中加油锥套图像数据集。其次,结合当前主流的智能检测算法,对比分析了不同单双阶段检测算法在加油锥套数据集中的检测效果。在Faster RCNN网络添加了自适应置信度筛选模块,降低了其错检概率。为满足工程化应用需求,对YOLOv5网络进行轻量化改造,在几乎不降低检测精度的情况下提高了YOLOv5的检测速度,并大大降低了模型复杂度与运算资源消耗。该研究验证工作为后续展开锥套跟踪及位姿解算等研究提供了良好基础,可以为相关算法在自主空中加油任务中的进一步工程化应用提供重要的先验信息和技术参考。 相似文献
670.
赵九峰 《西安航空技术高等专科学校学报》2023,(1):69-73
滑索理论主要有抛物线理论和悬链线理论,悬链线理论对大弦倾角滑索具有更高的计算精度。通过滑索受力特性分析,对无荷状态下悬链线方程进行详细推导,得出滑索线形的双曲余弦函数方程,进而求出滑索安装参数的计算公式。结合工程应用实例,对跨度为315 m大弦倾角滑索,设定的初始水平拉力分别为5 000、7 000和9 000 N,计算三种水平拉力下的悬链线方程和安装参数,并绘制三种水平拉力下滑索的线形。结果表明,该方法对大弦倾角滑索的设计、制造和安装具实践参考意义。 相似文献