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。

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。

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。

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。

飞行器旋转翼折展过程动稳定性研究进展

旋转翼是一种可绕固定轴旋转变体的机翼,广泛应用于新型无人机、巡飞弹、航空炸弹等飞行器,其折展过程中的动稳定特性是决定旋转翼飞行器设计成败的关键基础问题。基于此,梳理了近年来飞行器旋转翼折展过程动稳定机理的研究进展。介绍了旋转翼发展历程及其面临的折展动稳定关键问题;从非定常气动数值模拟、非定常动态特性数值模拟、CFD/RBD一体化耦合数值模拟3个层次阐述了折展过程动稳定数值模拟进展;介绍了旋转翼折展扰动下的非线性动力学建模及动稳定性分析的现状;分析了旋转翼折展动稳定性机理的风洞试验验证情况;总结了旋转翼折展过程动稳定研究面临的科学问题,并提出了可行的研究方向。

通航飞机气动建模方法介绍

飞行模拟器在飞行员培训中扮演着重要的角色。鉴定合格的飞行模拟机能够有效降低飞行员训练的成本和风险。适用模拟器进行飞行训练效果取决于模拟器的逼真度。另外,飞行模拟器还可以用于飞机设计制造,在设计初期通过模拟器验证飞机的设计是否合理有效,进而降低飞机研制的成本。针对通航固定翼飞机,基于风洞试验和工程设计数据,介绍一种气动建模的方法。

一种结合MADDPG和对比学习的无人机追逃博弈方法

针对复杂作战环境中无人机的追逃博弈问题,建立了其马尔科夫模型,采用零和博弈思想,设计了追逃双方的奖励函数。构建了集中训练-分布执行的多智能体深度确定性强化学习算法(MADDPG)的训练流程,求解得到追逃博弈的纳什均衡解。针对以追逃双方初始位置等高维向量构成的捕获域(逃逸域)难以解析表征的问题,在MADDPG博弈网络基础上,结合深度对比学习算法,通过构建和训练孪生神经网络,实现了对高维捕获域(逃逸域)的间接表征。仿真结果表明,MADDPG算法可以有效求出给定条件下的无人机追逃博弈的纳什均衡解,同时,对比学习算法结合收敛的MADDPG网络对高维的捕获域(逃逸域)表征的正确率达到95%。

基于通用化等效模型的飞机系统辨识算法

针对舰载机等复杂动力学系统的高阶时滞模型拟配难题,提出了一种基于通用化等效模型的系统频域辨识算法。建立系统辨识通用化等效模型,引入自适应学习率梯度下降法对模型进行基于样本的迭代学习训练,使模型的频域参数自动收敛,辨识得到复杂系统的高阶时滞模型。以舰载机横航向荷兰滚等效拟配模型进行验证,与传统算法对比,并分析了系统的频域与时域响应,结果表明:所提算法具有较好的辨识效果,解决了高阶时滞模型的直接拟配难题,并通用于广泛的高阶时滞模型拟配。

复合式高速无人直升机飞行力学建模及操纵策略研究

双螺旋桨复合式高速无人直升机同时具备了直升机和固定翼飞机的优势,是目前高速飞行器的研究热门之一。针对双螺旋桨复合式高速无人直升机进行了飞行力学相关分析和操纵策略研究。首先,以干扰因子的方式构建旋翼对机翼的气动干扰模型,机身模型采用风洞实验数据,然后,建立该直升机的非线性飞行动力学模型。针对操纵冗余问题,提出一种操纵策略,以权重系数来分配操纵通道,通过添加平均螺距杆纵向通道,由螺旋桨平均螺距控制前飞速度。在此基础上进行配平,实现了各个杆操纵量在3个模式间的光滑过渡,从而验证了操纵策略的合理性。

含冗余控制面飞行器配平优化设计与性能分析

含冗余控制面的飞行器配平问题是一个超静定问题,从性能需求角度构建3个单目标配平构型优化问题,在高度为5 km、马赫数为0.85的定直平飞状态下,采用遗传算法求解。结果表明:若以最大升阻比为目标,采用内升降副翼配平,其余舵面中立;若要使配平所需控制面偏角绝对值和最小、达到降低控制能量的目的,则采用中升降副翼配平,其余舵面中立;若要实现控制面间偏角相差最小、达到减小雷达反射的目的,那么3组升降副翼需同时上偏3.7882°。结合气动数据,分析了上述结果的合理性。将3个目标两两组合,采用非支配排序遗传算法求解得到Pareto非劣解,发现3个配平目标两两互相冲突,一个目标性能的提高会降低其他目标性能,但降低性能的比例不同。最后综合考虑3个优化目标,采用理想点最小距离法从Pareto非劣解中选择最优构型,最终得到配平构型迎角1.7908°、内升降副翼-0.0009588°、中升降副翼-4.1908°、外升降副翼-4.9232°。本文的工作对合理确定含冗余控制面飞行器配平构型与性能综合分析有一定的参考意义。

飞机灵活温度减推力起飞技术设计与应用

为了提高发动机的使用寿命、降低维护成本,以达到提高飞机训练和投送经济性的目的,参考民航设计规范和要求,确定了一型飞机的灵活温度减推力起飞的设计原则,提出了一种采用灵活温度方式的减推力起飞技术在该飞机上的具体设计和实施方案,该方案能够从飞行员对发动机实际工作状态的掌控、起飞性能余度等方面,最大限度地保障起飞安全性。根据该机的典型使用场景,对该飞机在日常运输任务的起飞重量下实施灵活温度减推力起飞时的实际起飞性能进行了分析。根据分析结果,该飞机在日常运输剖面的起飞重量下,在某海平面高度机场、温度T 0下起飞时,允许设定的最大灵活温度值为(T 0+20)℃,此时实际起飞性能较最低安全要求仍有一定的余量,能够保证起飞安全,此时对应的起飞推力减小至最大值的85%,用于日常运输时可以使发动机寿命延长约13%。研究结果对灵活温度起飞技术在国内飞机上的设计和应用具有较高的工程参考价值。