不平整跑道激励下飞机起落架随机响应及可靠性分析

采用非线性二自由度系统构建了飞机起落架模型,通过时域噪声刻画了不平整跑道对飞机起落架系统的随机激励,并引入路面不平度系数描述了跑道的不平整程度;基于飞机起落架模型响应的概率密度函数及其统计量,开展了不平整跑道对飞机起落架系统影响规律的研究。应用随机可靠性分析方法以及人体振动舒适性理论,通过建立安全域和舒适域与系统响应之间的关系,分析了起落架模型在不同路面不平度系数下的可靠性,并对乘客舒适性进行了评价。研究结果表明:路面不平度系数越大,系统状态变量的波动越剧烈,系统的可靠性和舒适性与路面不平度系数呈一定的负相关性;在路面不平度系数较小的情况下,系统平均首次穿越时间以及舒适性受随机扰动的影响更加显著。

舰载直升机端齿式折叠型尾水平轴系振动特性研究

端齿式折叠机构可以实现尾水平轴系的折叠,增加航空母舰上停靠舰载直升机的数量;同时,端齿式折叠机构对直升机尾传动轴系振动特性也会产生一定影响。建立了舰载直升机端齿式折叠型尾水平轴系动力学模型,求解分析了轴系各支承处振动响应。首先,分别基于有限元法与应变能法对折叠机构中花键连接部分及端齿连接部分进行等效简化,将花键连接部分等效为径向刚度及转角刚度,端齿连接部分等效为等效环,建立端齿式折叠机构的动力学模型,并通过与有限元仿真对比模态分析结果的方法以验证建模方法的准确性;在此基础上,将折叠装置动力学模型耦合到尾水平轴系中,建立折叠型尾水平轴系动力学模型,求解并分析了轴系振动特性。研究结果表明,各支承中,位移响应最大的在关节轴承处,最小的在主减输出端轴承处;振动响应与支承位置及其刚度阻尼特性有关。该研究可为轴系支承配置研究提供理论指导。

基于装卸顺序的中型机多航段协同配载优化

多航段、多经停的航空货运航班,飞行过程中需要合理控制飞机的重心(CG)位置,保持平衡状态,中转站装卸操作过程中需要避免额外装卸操作,减少时间和劳力浪费,因此,研究多航段航班的协同配载问题具有重要现实意义。根据航空器自身特点与集装器(ULD)装卸顺序,结合各航段飞机装载平衡与过站机场ULD装卸操作要求,通过协调分配各航段ULD和散货位置,建立了中型机联程航班多目标整数线性规划模型。模型考虑了ULD和散货的质量、体积及与舱位的匹配限制,航空器限重、舱位限重、舱位及区域累积限重、上下舱联合限重和CG位置的平衡限制,以及前后航段ULD和散货的连接性约束。根据造成中间机场额外装卸操作的2种原因,基于装卸顺序,提出装卸优化模型,通过ULD的舱内平移,优化了CG,减少了装卸次数。以B757-200F机型为例,在两装一卸、一装两卸和两装两卸3种场景下,采用商用求解器Gurobi,分别针对3种不同目标函数组合进行求解和分析对比。实验表明:所提模型可以有效协调过站货物的额外装卸次数,优化前后两航段的CG位置。

面向战场态势感知的信息融合应用及发展趋势研究

在战争信息化变革的需求牵引以及计算机、网络通信技术的推动下,信息融合技术取得了巨大的发展,并在战场态势感知领域中得到广泛应用。介绍了近年来信息融合技术的发展动态及其在战场态势感知领域的应用成果,分析了信息融合技术在战场态势感知领域中的发展趋势,并着重探讨了信息深度融合处理、分布式协同态势感知、基于人工智能的融合处理等未来研究方向。

波导显示在机载头戴显示领域的应用分析

波导显示技术是一种新型显示技术,在AR领域有重要的应用。首先阐述了波导显示技术的原理、分类和特点,说明其技术特征,梳理技术发展趋势;然后综述了该技术在机载头戴显示领域的应用现状,分析了机载波导头戴显示器的优缺点和应用难点,在此基础上提出了波导显示技术推广至机载领域的未来发展方向,对其发展前景进行了展望。

基于GA-BP神经网络的大型客机气流角估计方法

为了解决硬件冗余难以克服的气流角传感器共因故障问题,进一步提高飞机气流角信号的可靠性,研究了基于GABP神经网络的气流角估计方法。通过BP神经网络融合姿态角、加速度、风速等参数来实现不依赖气流角传感器的气流角估计;引入遗传算法对神经网络权值和阈值进行全局优化,提高估计精度;对某大型客机的试飞数据预处理后用于模型的训练和测试。仿真结果表明,训练完成的GA-BP神经网络模型对气流角的估计值贴近实际值,稳定性和精度明显高于BP神经网络。上述方法给飞机增加一个余度的气流角信号,可用于传感器故障时为飞机提供可靠的气流角信号。

俄罗斯预警机装备发展过程研究及展望

俄罗斯预警机继承于苏联,受技术水平、政治和经济等多重因素影响,其现役装备能力已落后于世界先进水平.首先通过对苏联/俄罗斯研发的主要预警机装备情况进行梳理;然后回顾了俄罗斯预警机装备发展历程,对其装备能力现状、技术特点进行了总结;最后结合俄乌冲突中两架A-50预警机被击落事件,对俄罗斯预警机装备未来发展趋势进行展望.

旋翼飞行机械臂固定时间滑模控制

针对旋翼飞行机械臂轨迹跟踪控制中的不确定性和扰动问题,提出了一种基于固定时间滑模观测器的滑模控制算法。首先,在广义坐标系下建立了旋翼飞行机械臂运动学与动力学模型,并设计出固定时间观测器对模型参数不确定性与外部扰动进行估计,通过在滑模中引入分段函数和饱和函数抑制固定时间观测器的抖振,加快其收敛速度。随后,将旋翼飞行机械臂划分为位置、姿态以及机械臂3个子系统,基于固定时间理论,分别对3个子系统设计了新型固定时间滑模控制器,并设计自适应趋近律以抑制滑模控制器的抖振。与传统滑模控制器相比,该控制器具有更快的收敛速度与更好的跟踪性能。利用Lyapunov稳定性理论证明了系统的稳定性。最后通过仿真实验验证了所提算法的有效性,该算法对旋翼飞行机械臂轨迹跟踪控制具有较好效果。

CEEMDAN-SE-WT降噪方法在航空发动机燃油流量信号中的应用

燃油流量信号是反映发动机状态和计算飞机排放物排放量的重要信号,但飞机飞行过程中传感器采集信号时不可避免地会受到外界环境以及内部因素干扰。提出一种结合样本熵(sample entropy,SE)的完全自适应噪声集合经验模态分解(complete ensemble empirical mode decomposition with adaptive noise,CEEMDAN)与小波变换(wavelet transform,WT)的联合降噪方法。首先使用CEEMDAN对燃油流量信号进行分解得到本征模态分量,利用样本熵筛选含噪分量,并用相关系数与方差贡献率进行复核。对于含噪分量使用小波阈值降噪进行处理。最后将未处理的模态分量和完成降噪的模态分量重构得到最终燃油流量信号。通过与其他方法比较,CEEMDAN-SE-WT方法拥有最高信噪比为85.287,降噪后燃油消耗总量与飞机总重变化最为接近,可以认为该方法较大程度保留了燃油流量信号中的有效特征,为后续计算民机排放物排放总量提供了良好的数据支持。

柔性变形翼结构设计、建模与分析研究进展

未来飞行器设计将面临空域、速域不断扩大、任务适应性要求不断提高的严峻挑战,变体飞行器可为提高飞行性能、扩大飞行包线提供新思路与新方法。采用柔性蒙皮配合相应的支撑结构成为克服传统变体飞行器缺点的主要解决方案。本文首先综述了柔性蒙皮、蜂窝支撑结构、新型智能材料在变体飞行器设计中的研究现状,然后对现有文献中柔性变形翼结构设计、建模与分析方法进行讨论。最后提出现有柔性变形翼结构设计、建模与分析方法存在的问题,以及未来可能的研究方向。

考虑风向不确定性的航班时刻优化

针对风向的不确定会影响航班的飞行时间和到达走廊口的时刻,造成走廊口出现流量过饱和的现象,提出基准风向的概念,并统计整个航季不同月份的基准风向概率;其次依据基准风向概率,以误差平方和与轮廓系数为指标将所有月份聚类为三类;然后基于聚类结果建立考虑风向不确定性的走廊口流量风险模型,并设计了改进粒子群算法实现模型求解;最后以首都机场的航班时刻表为例进行验证。研究表明:上述模型可以在一定程度上缓解风向不确定导致的走廊口流量饱和问题,增强航班时刻表的鲁棒性。相比初始航班时刻表,不同基准风向时的走廊口流量方差分别降低26%和14%,超出走廊口容量的总航班量减少45%。

基于改进YOLOX的机场场面飞机目标检测

机场场面飞机实时监控是远程塔台系统的基础。为实现对机场场面飞机目标快速而准确的检测,提出一种基于YOLOX融合注意力机制的机场场面飞机目标检测方法。在加强特征提取网络中引入卷积块注意力模块,增大对飞机目标空间位置和特征的关注度,同时利用CIoU方法计算目标框回归损失函数,并基于Tensorflow深度学习框架对YOLOX及改进模型开展对比实验。结果表明,YOLOX模型具有较高的检测精度与速度,提出的YOLOX-CT与YOLOX-CS模型的mAP0.5分别达到97.34%及97.28%,FPS值达到46及35。基于YOLOX的改进模型对飞机目标具有较高的检测效率,可保障机场运行安全、提升运行效率。

面向多目标威胁的机载主动拦截决策算法研究

随着导引头抗干扰能力大幅提升,导弹突破“软杀伤”防御的概率越来越高,亟需研制主动拦截系统对突破“软杀伤”的威胁进行拦截并摧毁,提升载机生存能力。结合威胁来袭方位不确定、飞行速度快、拦截窗口短的现状,对多目标拦截决策涉及的关键算法开展研究,包括射击列表生成、拦截火力分配、拦截窗口实时解算、自动投放指令生成等拦截决策算法,并通过多目标拦截闭环仿真,验证了所设计的主动拦截决策算法的可行性。

改进YOLOv5的军事飞机检测算法

针对遥感图像中军事飞机目标检测存在的精度低、漏检和虚警率高等问题,提出了一种基于YOLOv5s的轻量化遥感图像军事飞机目标检测算法——YOLO-Military Aircraft Recognition(YOLO-MAR)。提出新的网络结构,完成多尺度感受野权重调整,重设计特征提取网络和特征融合网络,实现小目标特征权重增加,并进行轻量化处理;使用FPGM对重构后的模型进行剪枝,极大地降低了模型的参数量和体积;使用SIoU Loss作为模型的损失函数,使模型的收敛速度加快并提升检测的精度。结果表明,在公开军用飞机数据集MAR20上,YOLO-MAR相比于原YOLOv5s,模型体积降低至3.95 MB,缩小了71.5%,经过剪枝后的模型体积最小可缩减至0.2 MB,模型平均检测精度最高可达91.7%,提高了2.34%,并且在检测效果、模型体积、参数量和计算量等方面具有先进性,能够对军用飞机目标进行高质量实时检测。

舰载机及其尾钩的动力学建模与分析

为了研究舰载机尾钩的动力学特性对阻拦结果的影响,建立了舰载机的平面运动刚体动力学模型和考虑尾钩纵向缓冲作用的尾钩空间运动刚体动力学模型。使用拉格朗日第一类方程建立了舰载机及其尾钩之间的转动副模型,进而构建了舰载机及其尾钩组成的系统动力学模型,将该模型与阻拦装置的系统模型联合组成了完整的阻拦动态仿真模型。开展了飞机的阻拦试验,并将试验结果与仿真结果进行对比分析,结果验证了舰载机及其尾钩动力学模型的有效性和准确性,揭示了尾钩特性对舰载机阻拦过载的重要影响。

基于湍流模型的飞行器温度场数值仿真研究

飞行器红外成像仿真需要不同飞行条件下的温度场分布。本文利用标准(Standard)k-ε模型、剪切应力传输(SST)k-ε模型和Spalart-Allmaras(S-A)模型分别进行数值模拟仿真计算,研究不同飞行速度和飞行高度下的飞行器温度场分布,并对不同模型的结果进行对比分析。首先,利用MultiGen Creator软件对飞行器进行三维建模;其次采用Hypemesh软件和Fluent meshing软件中进行面网格划分和体网格划分,最后采用Fluent 2022R1软件仿真飞行器静态温度场分布,通过改变湍流模型与边界条件设置,对不同飞行速度和不同高度下飞行器温度场进行数值模拟仿真,并与理论结果进行了对比分析。实验结果显示,3种湍流模型均能较好的模拟飞行器蒙皮与尾喷管内壁壁面温度值。飞行器蒙皮温度随着飞行马赫数的增加不断升高;随着飞行高度的升高而不断地降低,与理论结果变化规律一致。在尾喷管内壁面温度仿真中,3种湍流模型仿真的内壁面温度最高相差21 K,相对误差在1.8%左右,在红外仿真中近似忽略不计,故3种湍流模型均适合尾喷管内壁面温度场仿真。在蒙皮温度场仿真中,3种湍流模型仿真计算的蒙皮平均温度值与理论温度值的相对误差均在5%以内,均可满足红外成像仿真的温度差值要求,其中k-ε模型在蒙皮温度场模拟中与理论温度值最为接近,因此k-ε模型精度更高,更适合于飞行器的流场仿真,能更好地仿真出空气动力加热对飞行器温度场的影响。

轴流压气机叶片表面盐雾颗粒沉积仿真

为研究轴流压气机在运行过程中盐雾颗粒在叶片表面的碰撞点和碰撞量分布,基于拉格朗日离散相(DPM)模型对不同旋转速度、不同盐雾粒径条件下压气机叶片表面盐雾颗粒碰撞状态进行了仿真,获取了压气机叶片表面盐雾颗粒碰撞分布规律;基于压气机轴对称结构开发了叶片表面盐雾碰撞位置及碰撞量的统计软件,对叶片表面盐雾颗粒碰撞情况进行了统计。结果表明:盐雾碰撞位置受压气机通道形状与盐雾颗粒受力大小影响,盐雾颗粒与叶片的碰撞主要发生在叶盆面,叶背面只有少量的盐雾颗粒能够到达;盐雾颗粒在叶片表面沉积的覆盖面积与盐雾颗粒直径呈正相关,在最大状态下且盐雾颗粒直径为5μm时,转子和静子叶盆表面盐雾颗粒沉积的覆盖面积分别为59.3%和55.3%;盐雾颗粒在叶片表面沉积的覆盖面积与压气机转速呈正相关,在慢车状态下且盐雾颗粒直径为5μm时,转子和静子叶盆表面盐雾颗粒沉积的覆盖面积分别为57%和42.9%。

统筹发展和安全视角下中国航空应急救援体系建设战略研究——基于“情景——任务——能力”分析框架

党的二十大报告强调,要“提高防灾减灾救灾和重大突发公共事件处置保障能力”。2023年4月,中共中央政治局会议提出,要“积极稳步推进……‘平急两用’公共基础设施建设”;2024年《政府工作报告》明确,要“积极打造……低空经济等新增长引擎”。航空应急救援体系建设是推进“平急两用”公共基础设施建设、促进低空经济发展和提高应急保障能力的重要支撑。当前,中国航空应急救援体系建设存在哪些突出问题?该如何进行战略构建以实现“平急两用”和急难险重任务应急保障的目标?以统筹发展和安全为视角,在对中国航空应急救援体系现状及突出问题进行分析的基础上,运用“情景—任务—能力”分析框架,提出中国航空应急救援体系基于低空经济、设施装备和航空应急的三角形战略基点,并对低空经济发展、法律保障、空地协同、装备设施优化等实施路径提出政策建议。

基于改进舰尾流模型和多层耦合分析的机载雷达测量建模

为提高复杂海洋环境中无人舰载机(Unmanned carrier-based aircraft, UCA)自动着舰时导航定位的准确性,研究舰尾流对机载雷达测量过程的动态影响问题,建立一种基于多层级耦合性分析的测量影响动态建模分析方法.首先,利用直接分解法和前向差分法建立一种基于离散化状态空间的时变舰尾流模型,以克服传统传递函数方法存在的局限性;其次,基于舰尾流各分量均与飞机飞行速度相关的客观事实,通过在时变系统中考虑舰尾流分量间的相互作用关系来构建一种更符合实际系统特征的分量自耦合舰尾流模型;紧接着,采用UCA姿态角变化能够改变坐标转换矩阵的思想,研究舰尾流与UCA位姿变化间的耦合联系,提出一种准确性更高的舰尾流对UCA位姿的深度影响模型;然后,以航母姿态变化对舰载雷达测量结果的影响模型为基础,通过考虑本研究场景的内在特性,建立UCA姿态变化对雷达测量结果的影响模型分析方法;紧接着,采用示意图方式获得位移变化对机载雷达测量结果的影响模型;最后,针对舰船受海洋大气(风、浪、流)干扰而出现失速这一现象,建立实际海洋环境中舰尾流对机载雷达测量结果的非线性非高斯影响分析模型.仿真实验研究验证了上述模型分析方法的有效性和优越性.

面向战机大迎角机动过程的智能学习控制

针对战机大迎角动力学呈现的强非线性、气动不确定和通道耦合特性,提出了一种基于智能学习的自适应机动跟踪控制方法.通过将通道耦合视为集总扰动的一部分,把模型分解为迎角子系统、侧滑角子系统和滚转角速率子系统.采用神经网络估计不确定,设计跟踪误差反馈与集总干扰估计前馈相结合的控制器获取期望操纵力矩,并基于串接链分配方法求解气动舵偏角和推力矢量偏角.对于神经网络权重更新,构建预测误差表征集总干扰的估计性能,结合跟踪误差设计复合学习更新律.基于李雅普诺夫方法证明了闭环系统的一致最终有界稳定性.针对眼镜蛇机动和赫伯斯特机动指令进行了仿真验证和抗干扰参数拉偏测试,结果表明所提方法具有较高的机动指令跟踪精度和鲁棒性能.