引入控制量变化率约束的双层协同轨迹规划器

针对亚音速飞行器编队飞行轨迹规划约束复杂、求解困难的问题,提出了一种引入控制量变化率约束的双层亚音速飞行器协同轨迹规划器。首先,引入控制量变化率约束以保证轨迹可行性,为了避免增加新的状态方程而增加计算量,采用拉格朗日插值多项式计算控制变量变化率,将其作为求解最优控制问题伪谱法的约束条件。然后,使用顶层单飞行器规划器在不考虑多飞行器协同约束的条件下使用较少配点的伪谱法快速求解每个飞行器的粗略轨迹结果,求解结果使用拉格朗日插值作为底层多飞行器规划器的初值。底层多飞行器规划器使用更多的配点以确保求解的精度,在考虑多飞行器协同约束条件下进行伪谱法求解,以解决伪谱法初值敏感问题并提高优化效率。最后仿真结果表明了所提方法的有效性,与引入虚拟控制量而增加状态方程方法相比,此方法计算量更小,求解效率更优,满足协同轨迹规划的要求。

基于R2CNN的天气雷达边界层辐合线识别算法

边界层辐合线是触发对流的中尺度天气系统之一,边界层辐合线的精细化识别对于揭示其形成、演变及与其他系统相互作用机制至关重要。目前自动识别技术在适应边界层辐合线多样性(如尺度、强度和形状)方面存在局限。旋转区域卷积神经网络(R2CNN)可提高识别准确性、鲁棒性和泛化能力。综合考虑天气雷达型号和分辨率的多样性,针对性构建识别数据集用于模型训练,调整相应参数得到识别模型,并利用交并比和置信度评估检验识别效果。结果表明:基于R2CNN的边界层辐合线识别算法在使用较低交并比阈值时命中率更高且空报率更低,当置信度为0.7时,TS(threat score)评分最高。与现有的阵风锋识别算法(Machine Intelligence Gust Front Algorithm,MIGFA)效果相比,R2CNN在减少误报、提升命中率及平衡识别频率等关键性能方面优势显著,适用于业务应用与推广。

A novel sample preparation method of matrix-assisted laser desorption/ionization time of flight mass spectrometry for polystyrene

A novel sample preparation method of matrix-assisted laser desorption/ionization mass spectrometry for polystyrene was reported. Compared to the conventional dried-droplet method, the efficiency of ionization and signal intensity of mass spectra were improved. The mechanism was also analyzed.

面向城市超低空物流场景的最小风险路径规划算法

随着城市超低空物流运输场景的迅速发展,无人机路径规划的安全性显得尤为重要,针对现有路径规划算法无法满足超低空物流运输无人机在密集障碍物场景下进行安全轨迹规划的问题,基于A*算法,将三维环境依据飞行高度划分为多个高度层,以规划风险最小轨迹为目标,从时间、风险两个维度对A*算法的成本估计函数进行重构,从而提出面向城市超低空物流场景的最小危险路径规划算法。仿真实验一表明,本文提出的最小风险路径规划算法在3种不同城市场景,15种不同运行环境中,相比于传统轨迹规划算法,规划得到的路径安全距离平均增加60%,安全性显著提高;将该算法应用于多无人机多高度层的复杂城市场景中,实验结果表明,本文提出的最小风险路径规划算法在兼顾航程的同时可以为多架无人机规划安全性更高的路径;在实验三中运用蒙特卡洛法证明本文算法在路径规划算法中的可靠性与鲁棒性,为城市超低空物流场景提供了安全性更高的路径规划方法。

基于双层遗传编码的多机场航班调度优化研究

为提高多机场系统终端区运行效率,保障航空器飞行安全,基于多机场系统多种资源限制约束,以降低总延误时间和风险值为优化目标,建立了多机场系统终端区航班调度优化模型。考虑多机场系统资源竞争特性,设计了包含航班排序和跑道分配信息的双层编码遗传算法。同时,为避免不必要的资源闲置,降低航班在某节点拥堵的后续影响,每层编码中将航班细分为跑道、定位点两个关键节点阶段。运用双层编码遗传算法进行算例分析,与传统航班恢复方法进行对比。结果表明:求解算法能促进资源的合理分配,实现总延误时间和风险值的双重优化。

高超声速边界层转捩研究现状与发展趋势

高超声速飞行器边界层容易经历层流/湍流转捩,层流流动和湍流流动在摩擦阻力、热交换、噪声和掺混等方面有巨大差别,转捩问题已成为制约高超声速技术突破的基础科学问题之一,是当前国际学术研究的热点与难点。本文详细分析了国内外高超声速边界层转捩研究现状,并将其归为三类:已知主要原因的现象与规律、已知部分原因的现象与规律、未知或矛盾的现象。其中已知主要原因的现象与规律包括壁温、马赫数和噪声影响;已知部分原因的现象与规律主要有头部钝度、熵层和攻角影响;未知或矛盾的现象主要有单位雷诺数影响、转捩区长度、转捩区摩阻和热流分布等。同时介绍了高超声速边界层转捩影响因素研究、转捩机理研究、转捩预测方法及模型研究、促进/推迟转捩的控制方法研究、以及一些公开的飞行试验等方面的进展。最后指出,在今后的高超声速边界层转捩研究中,建议把单个影响因素独立出来研究,尽量避免多因素相互干扰;高超声速边界层失稳研究需要特别关注横流失稳、熵层和模态相互作用;转捩预测需考虑三维边界层和来流扰动的影响;转捩控制研究应重点关注高效、低阻、低热的控制方法;转捩飞行试验十分重要,飞行试验和静音风洞发挥的作用会越来越明显。过去60多年的研究经验表明在未来的研究中应该注重多种手段相结合。

标模外形化学非平衡流场数值模拟

利用三维并行计算代码求解Navier-Stokes方程,数值模拟标模(ELECTRE)化学非平衡绕流,研究真实气体效应对标模气动热特性的影响,反应模型为Dunn和Kang的7组元7反应化学动力学模型.利用典型弹道点的飞行试验数据验证化学非平衡流计算程序的可靠性.在此基础上,研究不同壁面催化条件下攻角和高度变化对热流的影响.计算表明:真实气体效应主要发生在物面附近很薄的激波层内,并使激波脱体距离减小;完全催化壁驻点热流值高于非催化壁热流值;随着攻角增大,热流分布差异明显,而且攻角越大时,物面电子数密度越小;飞行高度越高,O2和N2离解程度越低,驻点热流越低.

MF-1飞行试验表面热流辨识

利用物体内部测点温度辨识表面热流,是一典型热传导逆问题。利用一维表面热流辨识方法处理分析MF-1航天模型飞行试验的温度测量数据,获得了表面热流数据。辨识结果结合数值模拟预测结果可以有效地判断边界层流态变化(再层流化、转捩)发生的区域,达到了预期目标。一维辨识方法模型过于简单有其局限性,比如一维方法没有考虑到测温结构与飞行器壳体之间的横向传热,辨识结果中出现了不合理的负热流,精度不足以支持深入定量对比分析。为了克服这一缺陷,提高辨识精度,采用三维传热模型来分析处理温度测量数据、辨识表面热流,由此得到的辨识结果比一维辨识结果更加合理。在三维传热模型的表面热流辨识计算中,还考虑了接触热阻对测温部件表面温度辨识结果的影响,并通过模拟计算给出了他们的影响规律。通过这一系列分析可以看到,飞行试验中测温部件传热较为复杂,而基于精细传热模型的表面热流辨识方法可以有效获得精度较高的辨识结果。同时这也预示了这一方法在航天飞行试验中应用的潜力。

红外热像边界层转捩探测的飞行试验应用研究

针对飞行试验层流测试,开展基于红外热像的边界层转捩探测技术应用研究。分析了高空飞行条件对红外测试的影响因素,包括光路布局、蒙皮表面处理工艺、蒙皮加热等,有针对性地提出红外测试方案。在此基础上,以某民用飞机为试验平台,开展飞行演示验证试验,飞行海拔高度范围5km至7km,马赫数范围0.5至0.65。进行了有/无蒙皮加热、有/无太阳等状态的机翼表面热图采集,对比分析蒙皮加热、太阳辐射等因素对红外转捩探测信噪比的影响特性,通过多个架次试验观测分析机翼前缘污染对转捩的影响特性。为消除由前缘污染物诱发湍流楔等因素导致转捩位置误判,提出了一种基于统计分析的机翼转捩位置判定方法,提高了转捩探测结果的可靠性。本文提供了三组真实飞行条件下的边界层转捩位置数据,雷诺数达到1.5×107。演示验证飞行试验结果表明,通过蒙皮内部加热方式可有效提高红外热图信噪比,利用固定转捩方法验证探测结果,使用本文方法测得的转捩位置偏差量不超过弦长0.5%。

机载多目标攻击武器系统作战飞行程序设计

机载多目标攻击武器系统是当今航空武器系统研究的重点和发展的标志 ,其作战飞行程序设计是系统顶层设计的主要内容之一。综合了已有的研究成果 ,绘制了机载多目标攻击武器系统的功能逻辑流程图。在此基础上 ,采用模块化设计思想 ,进行了机载多目标攻击武器系统的作战飞行程序的组织结构设计 ,并阐述了基于表驱动和时间刻度管理的系统任务调度技术。

高速机动下附面层聚焦效应对机载激光通信性能影响

针对机间光通信中的附面层效应问题,通过对附面层结构的分析,将飞机舱壁外侧附面层视为负透镜,在飞机高速机动和高空大气条件下,对其在机载光通信光束传播中的聚焦效应进行了仿真研究。结果表明:保持飞行高度不变,随着飞行马赫数的增加,附面层的聚焦效应增强。位于海平面高度,马赫数为2以上的飞行平台,附面层焦距和平台曲率半径的比值-F/Rs下降到8以下;当海拔升高到10km和15km,该比值可分别达到16和25;当-F/Rs达到6.3以上,则可满足通信误码率条件。

基于微机平台VR飞行模拟训练器实现的研究

在微机平台上实现沉浸式 VR飞行模拟训练器是飞行模拟训练器走向小型化、网络化的方向 .但微机平台上图形计算处理能力仍是系统实现的一个瓶颈 ,文中首先阐述了各种制约关系 ,提出了系统实现结构 ,并针对具体实现时所遇到的问题 ,提出了一些简化和快速的算法 ,包括非对称同步信号处理 ,场景分层分割等 .这些方法在实践中都取得了比较满意的结果 .

细长锥边界层绊线转捩风洞自由飞试验

通过在半锥角θc = 10°细长锥面上布置一定数量的人工绊线, 促使细长锥表面边界层在相应轴向位置上发生层流向湍流转变的固定转捩，采用运动自由度不受约束的风洞自由飞试验技术研究边界层转捩对高超声速细长锥再入体无控自由飞行下的运动特性和气动特性影响规律，并与以往无人工绊线的细长锥风洞自由飞试验结果作对比. 试验马赫数Ma = 5：0，通过改变风洞前室总压P0 实现两个雷诺数的模拟，以模型长为特征尺寸自由流雷诺数分别为0.84×10^6 和1.68×10^6. 结果表明：当自由流雷诺数Re = 0：84 ×10^6 时，人工绊线尚不足以促使边界层发生转捩，有绊线的细长锥气动特性与无绊线基本一致，动稳定导数大于零；当自由流雷诺数Re = 1.68 × 10^6 时，人工绊线促使边界层发生固定转捩，细长锥的动稳定导数小于零，细长锥自由飞行动稳定.

高超音速飞机鲁棒自适应控制的研究

由于高超音速飞机自身特有的结构以及飞行时所处的复杂条件,其高度非线性的数学模型往往很难获知,即便是建立的某种数学模型也是极为不准确的,因此许多传统的控制方法已经不再适用。所提出来的高超音速飞机鲁棒自适应控制,依靠在线调参的单隐层神经元来逼近其不确定的数学模型,使得整个控制过程对模型的依赖程度大大降低,除此之外,该控制方法还具有非线性解耦的能力,最后通过对某种高超音速飞机的仿真分析,验证了该方法的控制效用及强鲁棒性能。

基于TOFD和AE技术的高压多层包扎储罐的结构完整性评价与安全评估

在对三台超期服役的高压多层包扎储罐检测中,在外壁纵向对接焊缝处共发现21条扩展性裂纹,打磨修补后采用TOFD技术对外表面焊缝进行了局部检测,同时采用声发射检测技术进行了整体的结构完整性评价,得出该三台容器可继续使用的结论。结果表明,采用TOFD局部检测技术与AE整体评价技术对容器(特别是超期服役的容器)进行结构完整性评价与安全评估,是一种安全可行的方法。

空气流量组合测量耙的研制及试验

在某型发动机进口空气流量测量中,设计了一种组合测量耙,对发动机进口空气流场和附面层压力分布同时进行测量。组合测量耙的测点分布依据飞行台被试发动机附面层特性模拟计算结果,结构形式有效减少了测量耙的数量及安装空间。试验结果表明,利用组合测量耙测量数据计算的空气流量,与被试发动机理论设计的空气流量基本一致。介绍了组合测量耙的研制过程、附面层模拟计算、测量方案布局及试验结果,并例举出附面层测量结果及空气流量计算结果。

航空多层网络弹性测度与分析

为保障航空系统运行安全,提高失效条件下航空网络系统性能,创建了航空多层网络模型,分别采用弹性脆弱、弹性恢复两项指标定义弹性,利用结构熵、网络结构弹性恢复和网络流量弹性恢复对航空多层网络在失效条件下的弹性进行测度。以民航华北地区为例进行实证分析,分析节点在不同恢复比例下,网络结构的恢复程度以及网络航班流损失的变化规律。结论表明:航空多层网络能较好描述航空系统间的耦合关系,网络弹性主要受机场网络、管制扇区网络影响;机场为最大弹性恢复节点;网络节点恢复比例越大,网络结构性能越完善,航班流损失越少,网络弹性越好。

最大子图序列平滑的飞控图层无缝融合技术

多图层无缝融合技术是三维视景仿真中的难点,无缝融合中要求对多个视景图层的融合点进行有效平滑,达到图层深度嵌入的目的。传统的三维飞控图层无缝融合方法采用基于RGB颜色模糊调配与像素点函数内插方法实现,以高阶奇次曲线拟合为目标函数,内插形成图层融合过渡带,此方法对于图层差异较小的融合有较好效果,当图层差异较大时,效果不佳。提出一种基于最大子图序列平滑的三维飞控图层无缝融合技术,对不同图层采用快闪波门预测,扣取图层的最大子图序列,然后将融合图层的最大子图序列放入平滑器进行平滑,采用序列平滑校正方法,对偏离平滑曲线的点进行校正,形成无缝图层融合平滑输出。采用实际三维飞控视景仿真图层进行实验,结果显示,采用该方法,图层融合效果明显优于传统方法,在三维视景仿真的图层融合中具有很好的应用价值。

导弹自由飞振动应力计算探讨

对导弹自由飞过程中要经受的3种振源,即边界层扰动、发动机排气噪声和发动机点火激励振动产生的机理和特点进行了分析。通过对比外挂物和自由飞导弹状态的差异,分析亚声速、跨声速和超声速飞行时导弹边界层变化规律,推导出基于MIL-STD-810F中外挂物振动应力计算公式计算导弹自由飞振动应力的方法。

无隔道超声速进气道附面层排除特性飞行试验研究

为了分析评估歼击机无隔道进气道附面层的排除特性,设计搭建鼓包表面附面层压力梯度测量试验系统,进行了不同飞行高度、马赫数和姿态角等工况下的飞行试验。通过对飞行试验数据的整理、计算和对比分析同型号的缩比模型风洞试验结果,研究了无隔道进气道鼓包表面附面层排除特性。研究结果表明:稳定平飞时,在亚声速范围内,随着飞行高度的增加,鼓包构型对附面层的排除效果增大,而在超声速范围内,变化规律相反;在接近马赫数1.8及以上飞行工况下,鼓包表面附面层的扫除能力有所减弱,附面层气流分离加速,进而会造成较大的进气压力损失和畸变。单纯迎角飞行有利于增强附面层的排除能力;而带侧滑角飞行时,附面层压力系数曲线的拐点沿鼓包中心线平行向"背风面"偏移,偏移量与侧滑角成正比,进气道鼓包表面"迎风面"附面层排除能力增大,而"背风面"受气流分离影响而减弱。