基于神经网络的高原机场飞机离地速度计算方法

针对现有飞行理论中对民航飞机在高原机场起飞离地速度计算研究不足,且计算方法单一、复杂的问题,利用MATLAB仿真平台构建在高原机场飞机起飞滑跑阶段模型,通过计算不同飞行条件下的飞机离地速度,得到大量训练样本,建立BP神经网络模型,将机场海拔、飞机质量、安全起飞速度、温度和可用起飞距离作为输入量,飞机离地速度作为输出量,对神经网络进行训练和测试,直至均方差达到要求。将神经网络所求估算值与仿真数据进行对比并进行分析。均方误差为4.1289,均方根误差为5.6121。使用神经网络计算方法效率高,误差小,可应用于不同高原机型在不同影响因素下的离地速度计算,对高原机场运行和机场跑道长度设计有一定参考价值。

内埋武器机弹分离动态风洞投放试验研究

基于动力学相似的动态风洞投放试验研究了尖拱圆柱体从空腔中分离的气动及运动特性,并创新性地采用快响应压敏漆技术对动态运动模型表面上的压力分布测量进行初步探索研究,试验中探究了不同空腔模型攻角(α=0°,-1.5°,-3°)及弹体在空腔内的不同位置(L_(0)=25 mm,39 mm)对内埋武器机弹分离特性的影响。结果表明:弹体在空腔内的位置对机弹分离运动特性的影响最大,当L_(0)=25 mm时,弹体模型头部区域压力明显高于后部区域压力,产生抬头俯仰力矩,导致弹体模型俯仰角逐渐增大,最终碰撞空腔模型,降低载机攻角并未改变弹体模型碰撞空腔模型的效果。当L_(0)=39 mm时,弹体模型在给定的攻角下均能安全地从空腔中分离。

升力面法厚度修正及其在折叠翼变体仿真中的应用

变体过程铰链力矩的计算是折叠翼飞行器设计的重要一环,现有仿真在气动建模中多采用传统的升力面法。该方法忽略了翼型厚度的影响,会产生较大的计算误差。引入一种可以考虑翼型厚度的定常高阶面元法,并给出一种采用高阶面元法对升力面法进行厚度修正的气动建模策略。将修正后的气动模型与现有多柔体结构模型及飞行控制模型耦合,对折叠翼的飞行变体过程进行仿真。结果表明:修正后的气动模型可以对翼型厚度进行有效考虑,计算所得铰链力矩误差小于5%。

折叠翼飞行器气动弹性变体飞行仿真平台

折叠翼飞行器的变体过程伴随质量分布、刚度分布及气动载荷分布的大幅动态变化,是一个高度复杂的动力学过程。为实现该过程各种动力学问题的有效分析,基于共享内存技术开发了一套高性能的耦合计算程序,并在此基础上整合了Adams多体动力学计算软件、非定常气动力计算程序及飞行控制技术,搭建了折叠翼的气动弹性变体飞行仿真平台。基于该平台,对折叠翼进行了气动弹性分析和飞行变体过程仿真,验证了平台强大的计算和分析能力。

考虑电系统热限制的倾转翼eVTOL巡航性能优化

为分析倾转翼eVTOL在考虑电系统热管理对巡航性能的影响,以及不同工况下性能参数的选择,根据飞机二维动力学、阻力、能耗和电系统热管理计算模型,以飞机巡航速度作为控制变量,以巡航时间和电能消耗作为目标函数,建立倾转翼eVTOL巡航仿真模型。结合实际飞行条件设定不同权重,根据模型的具体特征,基于改进粒子群算法进行优化求解,以典型倾转翼eVTOL飞机Vahana为例,得出性能参数并对比分析。仿真结果表明:模型在各种权重组合下,对减少飞机巡航时间和降低电能消耗均有良好的优化效果;最快到达与最节能到达的飞行工况相比,可以节省约50%的时间,但同时会多消耗120%的电耗;与既考虑时间又考虑能耗的折中情况相比,节省了20%时间的同时能会多消耗28%的电能。

拦阻过程中机身主结构动力学分析与试验研究

依据舰载机着舰拦阻过程中拦阻载荷的特点,以典型舰载机无人机机身主传力结构为研究对象,提出了一种适用于着舰过程中主传力结构的刚柔耦合动态力学响应分析方法。研究了拦阻载荷下机身主结构的强度余度和拦阻过程中加速度、应力在机身主传力路径上的传递和分布规律;并开展拦阻载荷下中后机身的冲击试验,对拦阻过程刚柔耦合分析方法的准确性进行了研究,评估机体结构的安全性,为舰载机结构设计和分析方法提供依据。

无人机两级伞降回收仿真及吊点敏感性分析

针对大多数无人机回收采用主伞开伞而忽略减速伞开伞的影响,基于多体动力学建立了无人机两级伞降回收动力学模型,并对无人机两级伞降系统的动力学特性进行了分析。以某无人机为研究对象,得到了其在两级伞作用下的轨迹、姿态等运动特性,并通过移动减速伞吊点和主伞吊点,分析了无人机伞降过程中的俯仰角和飞行轨迹对吊点的敏感性。研究结果表明该伞降系统能够较好地完成无人机的回收任务,所得结论可为减速伞和主伞吊点的设计提供参考。

国外空中加油受油机操纵品质试飞技术综述

针对飞机执行软式空中加油任务时飞行品质试飞及评价方法缺失的问题,搜集国外文献,结合实际空中加油试飞,分解空中加油任务得到加油不同阶段飞行品质关注重点。针对性提出加油任务相关的操纵品质试飞及评价方法,改进加油模态飞行控制律,改善飞行品质、尾流场操纵品质检查、空中加油任务闭环操纵品质评价等,对我国空中加油飞行品质试飞及评价具有较大参考价值。

基于模型的空投任务飞行品质试飞设计及评估

重装空投飞行试验过程中,货物运动会导致飞机姿态变化过大,影响飞行安全;为了保证重装空投飞行试验安全,建立了空投过程数学模型,预测空投过程飞机响应、使用“预测→验证→比较→预测”的方法指导飞行试验循序渐进实施;在空投试飞前,分析空投货物时飞机响应特点,确定载机平台飞行品质试飞内容,评价空投构型飞行品质,作为空投飞行试验的前提;对于空投任务飞行试验设计从试飞状态选择、试飞员操纵方法设计两方面开展研究,以飞机姿态控制为目标,确定重力空投、牵引空投过程飞机飞行状态、给出飞行员操纵建议,设计了空投过程评价要素表,形成面向空投任务的飞行试验设计及飞行品质评价技术;提出的基于模型的试验设计方法及飞行品质评价方法可以有效保障空投任务执行,并全面充分地评价空投任务下的飞行品质。

降落伞用新型伞绳与伞带连接方式的试验研究

文章介绍了一种探测器回收降落伞伞绳和伞带的新型连接方式,测试了其连接强力,掌握了该新型连接产品的制作工艺及部分材质和规格与连接强力之间的变化规律,为该产品在探测器回收降落伞上的应用提供了数据支撑。

民航飞行大学生各阶段心理压力水平测量与应对建议

民航飞行技术专业大学生(以下称为“飞行大学生”)的心理健康水平至关重要。笔者通过分析研究飞行大学生的压力源,设计飞行大学生压力水平问卷(Likert三级量表),该量表的Cronbach's系数为0.872,KMO取样适切性量数值为0.820,巴特利特球形度检验P值为0.000,该量表的内部一致性较好,信度和效度较高。笔者分析600份飞行大学生和396份民航地面专业大学生心理压力问卷,得出结论:飞行大学生比地面专业大学生压力平均值低22.33%,飞行大学生各阶段不同压力测试项目波动趋势基本一致,理论阶段学生心理压力均值最高,其次是中高教返校阶段学生,飞行训练阶段学生最低。笔者分析不同阶段飞行大学生心理压力产生的原因,提出了降低飞行大学生心理压力的应对建议。本研究为测量飞行大学生压力状况,提升该群体的心理健康水平提供理论依据。

基于循环神经网络的大迎角非定常气动力建模

飞行器大迎角动态机动飞行时,非线性流场与运动高度耦合,现在发展的非定常气动力建模技术在通用性、泛化特性等方面仍需要进一步的改进和优化。本文以CFD技术为基础,建立了基于门控循环单元网络的增强泛化能力的非定常气动力神经网络智能模型。通过引入循环神经网络中的门控循环单元网络,丰富了神经网络模型对序列数据的学习能力,提高了其内插和外插的泛化能力。仿真结果表明了该智能模型的有效性和适用性。

高平尾布局民用飞机平尾非对称载荷研究

民用飞机高平尾布局可减小平尾处的下洗与速度阻滞,具有更高的平尾效率,同时高平尾的非对称载荷会构成垂尾载荷的严重情况。提出高平尾飞机侧滑工况下平尾升力的理论计算公式,得到了平尾升力随侧滑角变化的计算方程。然后,采用CFD方法对非对称侧滑来流下的高平尾载荷进行了仿真分析,验证了所提出计算公式的正确性。进一步结合理论计算方程和全机CFD流场仿真结果,确定了不同变量对高平尾非对称载荷的影响程度,可为高平尾飞机的非对称载荷设计提供设计依据。

球舱方位通道动力学建模及参数辨识

用于天文观测的高空气球姿态控制系统是一种软联结控制系统,其控制稳定性与气球吊舱的运动特性有重要关系。使用拉格朗日方程对球舱方位通道的运动学特性进行建模,并使用基于最小递推二乘的算法对球舱方位通道模型中的扭转刚度和阻尼系数进行离线辨识。与传统的稳定性分析方法相比,所提方法进一步揭示了系统控制稳定性与系统的关系和球舱方位控制运动特性,为高空气球吊舱姿控系统的设计及优化提供了重要参考。

利用旋翼机和固定翼飞机的空气动力学理论综合估算电动垂直起降飞行器的飞行性能

根据旋翼机和固定翼飞机的气动理论开发了一个综合方法过程用于估算电动垂直起降(Electric vertical takeoff and landing, e VTOL)飞行器的飞行性能。这种飞机通常采用多旋翼垂直飞行,螺旋桨和机翼的不同组合方式实现飞行。其中,对旋翼和螺旋桨的气动性能采用传统动量理论分析和旋翼元素分析。本文利用此综合理论研究了12架e VTOL飞行器的飞行性能,包括多旋翼飞行器、矢量推进飞行器和升力巡航飞行器。计算了悬停、爬升和下降以及巡航水平飞行,不同飞行状态时驱动电机、旋翼和机身的飞行特性。据此,可以进一步确定电力推进系统的性能指标,以匹配螺旋桨或旋翼,从而满足飞行任务。

基于N-EKF的非合作低轨目标双星无源定位跟踪算法

针对两颗天基光学卫星对低轨非合作目标进行无源定位跟踪的问题,提出了一种基于Newton迭代与扩展卡尔曼滤波(Newton iteration and extended Kalman filter,N-EKF)的定位跟踪算法。首先,将基于角度测量信息的双星观测模型转化为双直线公垂线中点问题,并进一步转化为非线性方程问题,使用Newton迭代算法得到非合作目标的初始定位信息。然后,采用扩展卡尔曼滤波(extended Kalman filter,EKF)方法,在初始定位信息基础上,结合近地轨道动力学模型,实现对非合作在轨目标的精确跟踪滤波。最后,通过仿真验证了所提方法的可行性及优势。

倾转机翼/旋翼机过渡姿态规划分析

针对带有倾转机翼段的新构型倾转旋翼机复杂的倾转过渡变构型过程,提出一种基于动量叶素理论的高速段倾转走廊边界计算方法。通过低速时机翼失速限制和高速时旋翼可用功率限制建立倾转过渡走廊计算模型,对比了传统构型倾转旋翼机和倾转机翼/旋翼机的倾转过渡走廊差别。对2种构型倾转旋翼机倾转过渡状态下前飞速度、机身迎角、旋翼桨距角姿态进行了对比分析。结果表明:带有倾转机翼段的倾转机翼/旋翼机具有更狭窄的倾转走廊,在短舱角0°状态,倾转机翼段占1/3展长的旋翼机相较于传统构型倾转旋翼机,倾转速度边界从39~57 m/s缩减到41.7~51.2 m/s,倾转操纵难度加大;在大于45°短舱角的倾转前期,同样的前飞速度和短舱倾转角状态下,倾转机翼/旋翼机机身迎角降低约2°,旋翼桨距角增大1°~4°,随着倾转过渡的完成,2种构型倾转旋翼机姿态差异逐渐变小。

舰载战斗机增阻轮挡几何尺寸设计方法

在进行舰载战斗机的起降性能试飞或舰载机飞行员训练时,通常需要使用止动轮挡。然而,止动轮挡的结构复杂、占用大量空间且成本昂贵。为应对舰载机在陆基试飞和飞行员训练中的需求,提出一项创新性的解决方案,即采用成本更为经济的增阻轮挡来替代止动轮挡。基于经典动力学理论,建立舰载机和增阻轮挡之间的数学模型。以某型舰载机为例,进行详细的定量分析,探讨舰载机的重量及增阻轮挡的倾斜角度对舰载机在增阻滑行中的影响。研究结果显示,适用的增阻轮挡倾斜角度取决于舰载机的发动机推力和起飞重量范围。对于某型舰载机,在最小起飞重量G0到最大起飞重量G0+12000 kg之间,适用的增阻轮挡倾斜角度范围为14~21°。因此,在进行舰载机的陆基飞行试验或飞行员训练时,可以选择倾斜角度为17.5°,高度为46.3 mm,宽度为机轮宽度的2~3倍的增阻轮挡。此外,研究结果还指出,舰载机的起飞重量包线越宽,适用的增阻轮挡倾斜角度范围就越狭窄。该研究为提高经济性和效率性提供一种替代止动轮挡的方法,有望在舰载机试验和训练中得到广泛应用。

涵道风扇升力系统的升阻特性试验研究

近几年出现了许多构形新颖的垂直起降无人飞行器 ,都以涵道风扇作为升力系统。为了研究涵道风扇系统的气动特性 ,尤其是在复杂流场中涵道本身的升阻特性 ,在 3 .4m× 2 .4m开口风洞中对涵道风扇进行了吹风试验。试验模型由直径 1 .5 0 m的可变距风扇系统和外径 1 .8m的圆筒状涵道组成。试验状态变量包括涵道高度、吹风速度、涵道前倾角和风扇桨距。试验结果表明 :涵道在前飞状态比悬停状态产生更大的升力 ,但这一优势却被涵道的较大阻力所排斥 ,因而涵道风扇如果用作升力系统 ,仅适用于强调悬停和低速飞行的飞行器。

虚拟飞行中气动、运动和控制耦合的数值模拟技术

随着计算机科学和计算流体力学的发展,以非定常数值模拟为核心,开展气动/运动/控制等多学科耦合的"数值虚拟飞行"模拟成为可能.数值虚拟飞行有助于飞行器设计师在设计之初和整个设计过程中分析和评估飞行器的非线性飞行力学和稳定性与控制性能.该文综述了国内外数值虚拟飞行中"气动/运动/控制"耦合的一体化模拟技术的研究进展,分析了其中的关键科学和技术问题,重点介绍了气动/运动/控制耦合一体化计算方法,并介绍了作者在一体化耦合计算方法方面取得的进展及初步应用情况.最后探讨了数值虚拟飞行中的一些挑战性问题,并对未来发展趋势进行了展望.可以预期,随着E级计算的到来,在不久的将来,数值虚拟飞行将给新型飞行器设计带来革命性的变化.