城市实景模型结构化线面特征重构方法

为了改善城市实景模型边缘模糊,提出了一种曲率引导的结构化线面特征重构方法。根据曲率特征将网格分割为平面、可展凹、可展凸以及不可展曲面4类,在平面分割结果内提取平面,在可展凹和可展凸分割结果内提取直线,对过度弯曲的不可展区域进行保留,最终形成包含几何特征的复合网格模型。结果表明,结合曲率信息预先设置几何特征的潜在范围,使得结构化线面特征更可靠,同时保证城市实景中复杂的树结构不被错误地提取为平面。

F-35平尾喷流效应和机动性

本研究主要探讨F-35的平尾喷流效应。根据公开数据,在不高估性能的前提下,建立F-35的动力学模型并进行仿真,将仿真结果与F-35的飞行测试记录进行比较,并且和其他高机动性机型进行比较。仿真结果表明,仿真与飞行测试记录吻合,喷流效应对F-35机动性有较为明显的提升。

ML组合的CYGNSS海面风速反演质量控制模型

卷积神经网络(CNN)可用于气旋全球导航卫星系统(CYGNSS)的海面风速反演。虽然在模型训练前设置了质量控制指标来检测和削弱CYGNSS的异常观测数据,但CYGNSS观测数据中仍存在异常值导致模型反演精度降低,甚至出现错误反演结果。因此,提出一种基于机器学习(ML)组合的海面风速反演模型。在基于CNN回归模型的CYGNSS反演海面风速基础上,ML分类模型生成CNN回归结果的质量标志位,该标志位可以检测并删除CNN回归结果的异常值,进一步提高风速反演结果的数据质量,ML分类模型能够更好地考虑各种数据误差之间的相互作用,而不是单独使用每个条件的阈值,以达到更优的海面风速反演精度的效果。实验对比了Logistic回归(LR)、决策树(DT)、朴素贝叶斯模型、K最邻近(KNN)算法、神经网络(NN)模型、支持向量机(SVM)算法等6个分类模型,其中,基于KNN算法的分类模型对风速反演质量控制的效果最优。所提风速反演组合模型显著提高了反演结果的精度,在0~20 m/s区间内,异常样本过滤率为81.27%,在所有被过滤的数据中,过滤正确率为86.03%;风速反演误差的均方根误差从无ML分类模型的1.7 m/s降低到有ML分类模型的1.44 m/s,其中,训练样本为0~10 m/s的反演结果精度提升效果较为明显,证明了所提风速反演组合模型对风速质量控制的有效性。

大尺寸自由活塞激波风洞自由流参数诊断方法

高焓激波风洞自由流具有一定程度的热化学非平衡,使得流场参数的确定存在困难。针对大尺寸自由活塞高焓激波风洞的总温2 700~4 700 K、总压5.6~20.3 MPa条件,采用非接触吸收光谱技术、接触测量技术等测试技术,结合多温度多组分数值模拟方法,共同诊断喷管名义马赫数10出口自由流的参数。结果显示,温度测量值与计算值最大偏差小于7.5%,速度测量值与计算值最大偏差小于5%,NO浓度测量值与计算中最大偏差小于12%。

欠驱动高超滑翔飞行器集群协同编队控制方法

针对高超声速滑翔飞行器滑翔段轴向过载不可控导致编队位置控制困难的问题,提出一种基于一致性编队控制和预测校正理论的协同编队控制方法。在协同制导架构基础上,基于多智能体一致性理论设计分布式集群编队控制策略,由编队中各飞行器的绝对位置和相对位置生成协调变量,采用动态逆方法生成基本编队控制指令;通过设计侧向机动控制指令,对编队队形进行调整,并采用双阶段预测校正控制算法实现编队集群的侧向机动控制。仿真结果表明:该方法能够实现欠驱动高超声速飞行器集群的编队队形生成和保持、良好的编队队形调节能力及对初始位置误差的鲁棒性。

考虑配平特性的超声速客机低声爆气动布局优化研究

降低声爆水平是下一代超声速运输机研制需要解决的关键问题之一。低声爆优化通常使飞行器布局向着机翼后掠角增大、机翼沿机身方向分布范围增大的趋势发展,给飞行器的配平和低速特性带来不利影响。以某超声速客机基本构型为研究对象,建立基于类别/形状函数的翼身组合体参数化建模方法;基于超声速线化理论分析外形几何参数对声爆水平的影响。在此基础上,分别针对机身轮廓、机翼平面形状以及扭转角分布对该构型进行低声爆优化和俯仰力矩特性优化,并采用CFD方法对优化结果进行校核。结果表明:与基准构型相比,在不显著增加俯仰力矩的基础上,优化构型的阻力降低了19 cts,近场过压显著降低,地面声爆响度降低5.1 PLdB。

翼身融合布局飞机分布式推进边界层吸入效应影响研究

翼身融合布局是指机翼和机身高度融合的全升力面飞机外形,在提升巡航效率和减排降噪等方面展现出明显的性能优势和发展潜力.采用雷诺平均Navier-Stokes方法结合基于叶素理论的体积力模型,针对翼身融合布局民机分布式推进边界层吸入(BLI)效应影响下的绕流流场进行了数值研究.首先,将翼身融合布局民机分布式BLI推进构型简化为涵道风扇-机翼段耦合构型,计算涵道风扇质量流率小于1、等于1以及大于1的3个工况,对比分析了滑移网格方法、冻结转子方法和基于叶素理论的体积力模型法的流场细节、计算精度以及计算效率.其次,建立分布式BLI推进-机翼耦合构型,对此构型不同转速下的绕流流场进行对比分析,探究并验证所建立的分布式BLI推进系统抑制分离的能力.最后,将分布式BLI推进安装于翼身融合布局飞机概念方案NPU-BWB-300机翼与机身的融合段,探究其对NPU-BWB-300绕流流场的影响.研究结果表明:滑移网格方法、冻结转子方法和基于叶素理论的体积力模型方法均可以较好地刻画涵道风扇边界层吸入效应的流场细节;所建立的分布式BLI推进系统具备抑制分离的能力,将其应用于NPU-BWB-300也可以取得较为明显地改善分离流场的效果.

基于损失平滑的对抗样本攻击方法

深度神经网络(DNNs)容易受到对抗样本的攻击,现有基于动量的对抗样本生成方法虽然可以达到接近100%的白盒攻击成功率,但是在攻击其他模型时效果仍不理想,黑盒攻击成功率较低。针对此,提出一种基于损失平滑的对抗样本攻击方法来提高对抗样本的可迁移性。在每一步计算梯度的迭代过程中,不直接使用当前梯度,而是使用局部平均梯度来累积动量,以此来抑制损失函数曲面存在的局部振荡现象,从而稳定更新方向,逃离局部极值点。在ImageNet数据集上的大量实验结果表明:所提方法与现有基于动量的方法相比,在单个模型攻击实验中的平均黑盒攻击成功率分别提升了38.07%和27.77%,在集成模型攻击实验中的平均黑盒攻击成功率分别提升了32.50%和28.63%。

基于扫描旋转同步运动的三维成像方法

为满足在役战机隐身性能的快速检测需求,提出了一种基于垂直扫描、方位旋转同步运动的三维成像方法。成像系统主要由射频收发设备、收发天线对、竖直方向导轨、转台和数据处理终端构成。天线发射频率步进信号时,对转台上的被测目标进行水平旋转,同时,收发天线对在垂直方向上扫描被测目标。以点目标组合为例,通过理论分析和仿真计算,确定该成像系统的参数配置,比较不同参数配置下系统的三维成像性能。仿真结果表明:采用垂直扫描、方位旋转同步运动方法能够实现三维成像,该方法与经典圆柱面扫描方法相比,扫描时间可缩短92%,同时保持11 dB峰值旁瓣比率。所提方法具有测试效率高、系统搭建简单、易于调节的特点,为服役阶段的隐身飞机散射源诊断提供了一种有效的测量方法选择。

基于模糊扩展卡尔曼的直线感应电机无速度传感器控制

直线感应电机(linear induction motor,LIM)可实现无接触、无摩擦的直线运动,具有爬坡强、横断面小、低噪音等优势,在中低速磁悬浮与城市轨道交通中被广泛应用。其中,基于观测器的电机无速度传感器矢量控制方法,是解决速度传感器成本高、可靠性低、维护难等问题的有效途径。针对LIM速度辨识受系统内外扰动影响导致观测精度下降问题,提出基于模糊扩张卡尔曼滤波(Fuzzy Extended Kalman Filter,FEKF)的速度观测方法,提高观测器鲁棒性。首先在αβ坐标系下建立考虑动态边端效应的LIM数学模型,利用LIM的实时电流和电压作为输入信号,以电流、磁链和速度作为状态变量,推导出基于扩展卡尔曼滤波(extended kalman filter,EKF)观测器电机状态空间方程的离散模型,利用EKF对LIM的速度和磁链进行在线观测,并用于实现LIM的矢量控制。其次,为提高EKF的噪声协方差矩阵Q对LIM系统内外扰动的鲁棒性,引入模糊控制方法对矩阵Q进行自适应调整,实现速度与磁链的估计精度。具体通过计算系统理论残差与实际残差的偏离程度得到噪声调节因子,实时调整噪声协方差矩阵Q,并在下一周期更新模糊扩展卡尔曼的反馈增益矩阵,提高对速度与磁链的估计精度。之后对系统的能观性与FEKF的收敛性进行分析,探明矩阵Q中各参数的边界及整定规律。最后通过仿真和硬件在环实验验证所提FEKF优化算法的有效性,结果表明FEKF能有效提高对LIM速度辨识准确性,实现LIM无速度传感器矢量控制。

基于CFD的翼吊布局民机反推出流模式设计与验证

格栅式反推力装置通过改变格栅导向叶片来控制反推气流的流量和方向。反推出流模式描述了反推气流方向沿短舱周向的分布,需要满足反推效率、重吸入特性、有效出流面积等要求。文章开展典型翼吊布局民用飞机反推出流模式设计与验证。通过全机反推流动CFD数值模拟,分析反推气流行进轨迹以及作用因素,揭示反推气流重吸入流动机制,优化反推出流模式设计方案。通过风洞试验,验证反推出流模式设计方案在65 kn滑跑速度时无重吸入,同时确认CFD数值模拟方法能够准确预测反推重吸入速度边界以及进气道畸变位置,可用于全机反推出流模式设计与验证。

多矢量姿态测量算法研究综述

将矢量测量转化为姿态测量,该问题在姿态估计中被称为Wahba问题。介绍了最小化Wahba问题的损失函数的不同算法,包括最优四元数估计器(ESOQ)、四元数估计器(QUEST)、快速最优姿态矩阵(FOAM)、矩阵的奇异值分解(SVD)等广泛使用的算法,以及基于快速线性四元数姿态估计器(FLAE)、黎曼流形等近年来提出的算法。给出了简单的计算原理与推导过程,并通过计算机仿真对照,归纳各类算法在计算旋转矩阵时的计算精度、鲁棒性。针对姿态测量算法应对当前应用场景的性能需求,简要介绍其在惯性测量单元(IMU)动态对准、协同集群视觉定姿、图像拼接等方面的适用可能和工作原理,并在此基础上简述了姿态测量算法当前的缺陷与未来的发展趋势。

多节链式倾转旋翼飞行器重构控制与运动仿真

多节链式旋翼飞行器具有构形可变换的特点,是应对运动空间变化的一种有效构形设计方式。受限于构形变化下电机共轴带来的横向转动力矩的缺失,多节链式旋翼飞行器的动态重构飞行具有无法达成的临界构形区间。为此,设计了具备横向倾转的链式旋翼机体结构,以单机臂为模块化结构基本单元,通过旋转关节实现水平向的构形变化,机臂中段配置倾转矢量关节,用以提供滚转力矩支撑。在机体运动学、动力学模型推导的基础上,引入虚拟控制量对控制分配进行线性化处理,利用Moore-Penrose伪逆求解控制效率矩阵,面向全构形变换设计了基于全驱动控制的飞行控制律。对飞行器典型构形位姿控制的稳定性、构形变换控制的可行性进行实验论证,仿真结果表明:在飞行器各典型构形飞行状态下,姿态各轴向角度跟踪最大误差不超过0.05°,构形变换过程中,姿态各轴向角度跟踪误差不超出0.1°,2种情况下,位置偏差均能控制在1 mm以内,飞行器具备各构形下稳定飞行及构形变换的能力,为进一步开展动态重构及稳健飞行提供了必要条件。

斜置槽道在翼型失速控制中的应用

翼型失速问题是风力机设计过程中需要重点考虑的气动现象,而引起失速的主要原因是附面层内流动能量不足,无法提供足够的附着力。利用翼型内部开槽,将大迎角状态时翼型下方的高动量气流引射进上部分离区可以有效解决这一问题。为了设计出具有更好气动特性的开槽翼型,研究了在不同宽度下2种不同形状的开槽对翼型气动特性的影响,通过观察不同开槽翼型的流场图和分析不同开槽翼型槽内、槽出口的气流流速,优化出具有更好气动特性的开槽翼型。经过优化设计的开槽翼型在深失速环境下,失速迎角增大了8°,相较于初始翼型,有了较大的气动性能的提升,并证明了开槽在较大迎角时有改善翼型气动特性的特征。

基于双向耦合的燃烧室与冷却通道的传热研究

为研究超燃冲压发动机燃烧室与再生冷却通道的耦合传热特性,采用双向弱耦合迭代计算方法,研究燃烧室和冷却通道的特征参数对耦合传热特性的影响规律。结果表明:当量比的增加导致燃烧反应区域和壁面高温区域后移,当量比增大至0.75时,部分壁面高温区后移至超出燃烧段范围,在燃烧室的当量比设计时需考虑冷却通道范围的限制;喷射角度的增大会提高燃烧段壁面平均温度,喷射角度由30°增大到75°时,冷却通道出口裂解率由8%增长到11%;增大冷却剂的工作压力和流量能增强冷却剂的吸热能力,降低燃烧室内壁面温度,最大下降幅度约200 K。

一种环境振动源强预测随机可靠度分析方法

不同线路之间工程条件的差异导致18导则半经验模型环境振动源强预测准确度较低,致使后续减振工作浪费大量时间、经济成本。为了提高预测准确度,实现环境振动敏感点的精准筛选,节约减振成本。建立了可以反映隧道壁振动的车辆-轨道-盾构隧道耦合振动模型,基于蒙特卡洛(Monte Carlo,MC)法提出了一种环境振动源强预测随机可靠度分析方法,以半经验模型中的3个修正项C_(W)、C_(R)及C_(T)为例,分析了导致修正项预测准确度具有随机不确定性的主要因素并提出了相应的标准化管理建议。主要研究结论如下:所建模型具有较高的计算效率和计算精度,单个工况计算时间为90 s,可弥补MC法耗时的缺点,时域幅值误差在12%以内,源强误差在1 dB以内;同种扣件不同弹性垫板之间非线性载频变刚度的差异是导致C_(W)准确度具有随机不确定性的一个重要原因,该因素会导致源强预测存在-1~+3 dB的误差;不同线路之间钢轨磨耗等级的差异是导致C_(R)准确度具有随机不确定性的一个重要原因,该因素会导致源强预测存在-3~+3 dB的误差;不同中硬土之间弹性模量的差异过大是导致C_(T)准确度具有随机不确定性的一个重要原因,当土体剪切波速在250~375 m/s时C_(T)的准确度较高,当在375~500 m/s时,C_(T)的准确性较低,预测误差可达3 dB;当同时考虑多个修正项带来的误差时,源强预测误差范围可达-4~+9 dB,设计时极有可能采取不符合断面实际要求的减振措施,从而浪费大量减振成本,因此建议严格控制扣件弹性垫板非线性载频变刚度、钢轨磨耗等级等因素的随机性,并以剪切波速375 m/s为界将中硬土划为两类并给出相应的修正项。

民用飞机应急场景分析与建模方法

按照基于场景的民用飞机系统工程正向研制过程,为确保在飞机研制早期需求捕获与功能分析的完整性,针对应急场景开展识别、分析与建模方法研究。分析在飞机研制早期考虑应急场景的必要性,给出应急场景的定义和范围;针对民用飞机不同运行阶段,开展基于外部风险事件的应急场景识别,给出不同阶段的外部风险事件,并按照外部风险事件在不同阶段的演化结果给出相应的应急场景清单;研究形成一种基于DoDAF的应急场景建模方法,选取典型应急场景,形成应急场景建模的典型案例。通过对民用飞机应急场景分析与建模方法研究,形成可参考的外部风险清单和应急场景清单,同时形成面向应急场景的建模技术途径,为面向安全保证、基于应急场景的需求捕获与初步机组应急操作程序定义奠定基础。

类双锥型升力式返回器横航向不稳定性分析及改进

类双锥型升力式返回器的横航向稳定性对其理想再入策略的实施构成严苛的约束,且在设计阶段需要进行专门分析。针对类双锥型升力式返回器的标称再入过程,使用数值仿真方法计算该飞行器在全速域、宽迎角范围内的横航向稳定性,结合流场特征分析亚/跨/超声速速域内的横航向稳定性突变规律;重点分析涡流发生器、航向增强型面、重心偏置对横航向稳定性的影响及其作用机理,最终确定了航向舵偏转与重心偏置相结合的方案就是最佳横航向增稳方案。

基于一致性理论的无人机编队控制与集结方法

针对无人机运动学模型特点和远距离成形问题,提出一种基于改进一致性算法的无人机集结-成形策略。建立能直观描述编队队形的坐标系,根据纵向和横航向解耦的带自动驾驶仪的无人机三自由度运动学模型的特点,考虑无人机机动性能约束,对一致性算法进行改进,实现对无人机速度、航向和飞行高度的控制,提出编队队形控制算法。针对无人机初始间距大带来的调参问题,增加集结过程,并利用粒子群算法优化集结速度,避免航迹冲突,集结结束后再采用所提算法生成无人机航迹,提升算法的适应性。仿真结果表明:所提算法能使无人机在满足机动性约束的情况下,形成稳定队形;相比于直接成形法,所提策略提高改进一致性算法的适应性和安全性。

动力布局对分布式电推进飞机气动性能的影响

分布式电推进(DEP)飞机气动综合收益受分布式动力/机翼强气动耦合效应的影响,揭示其变化规律及流动机理是开展分布式电推进飞行器设计的关键。本文针对分布式螺旋桨-机翼布局,基于涡格法-激励盘理论(VLM-ADT)气动特性快速求解方法开展DEP布局气动性能研究,重点研究了螺旋桨数量、旋转方向、螺旋桨间隔3个要素对升阻比L/D、功率载荷T/P、总效率L/P等气动性能指标的影响。结果表明:随着螺旋桨数量的增加叠加效应会减弱,升阻比减小,但总效率增大。当螺旋桨数量小于等于5时,同向旋转构型的升阻比大于反向旋转构型。当螺旋桨数为7时,反向旋转构型升阻比大于同向旋转构型。与同向旋转构型相比,桨盘载荷增加时,反向旋转构型的升阻比会增加。分布式螺旋桨密集布置在翼尖时会同时增加升力和阻力;当翼尖螺旋桨固定在翼尖、其他螺旋桨密集布置在机翼中心附近时,翼尖螺旋桨的上洗效应会削弱翼尖涡,具有增升减阻效果,且升力比螺旋桨集中在翼尖构型时增加得更多。