基于参数化设计的乘波飞行器概念设计

基于飞行器外形参数化设计,通过分析乘波构型外形设计参数,结合飞行器前体/进气道一后体/喷管一体化设计思想,进行了乘波机的概念设计研究。在性能计算中,对生成的乘波飞行器进行了设计点和非设计点包括升力、粘性阻力、波阻和升阻比、容积效率等各主要性能指标在内的性能计算。通过性能验算初步论证了本文进行的乘波飞行器外形参数化设计方案是可行的,所提出的参数化体系可以进一步为优化设计工作所利用。     

Stochastic Dynamic Aircraft System Conflict Distribution under Uncertainties

A dynamic aircraft system conflict (concurrent event) situation exists when a time with a loss (-es) of separation (LOS) in their true or predicted trajectories is determined. Regional air traffic management (ATM) programs aim to make ATM safer and more efficient through a higher level of automation for such processes as dynamic aircraft systems concurrent events detection and, consequently, resolution. Therefore, wind and aircraft speed uncertainty parameters should be properly addressed. This paper offers an approach to a dynamic aircraft system flying under a certain concurrent event situation and demonstrates situation stochastic distribution results (output) based on determined wind speed values (while wind direction angles and the dynamic aircraft system speed values are random). Based on these facts, the stochastic dynamic aircraft system conflict distribution information under determined and random parameters might be retrieved at any specific (preferred) time moment. The observations of this study disclosed that such stochastic output data might have a certain impact on safety matters (potential “domino effect” conflicts on a horizontal plane) and on the efficiency (i.e., flight distance which eventually is a determinant of flight time, fuel costs, delays, emissions, monitoring, etc.).     

微型飞行器低雷诺数空气动力学

微型飞行器(MAVs)设计绝不是常规飞行器在尺度上的简单缩小,面临许多技术难题.其中微型飞行器低雷诺数空气动力学是其最为根本的技术瓶颈之一,也是当前受到广泛关注的热点之一.本文紧密结合微型飞行器技术,对这一领域中所面临的低雷诺数空气动力学问题和近两年来该方向国内一些新的进展进行了较为详细的介绍.按照MAVs飞行方式和结构特性进行分类,简单介绍微型飞行器研究中的低$Re$数空气动力学问题.首先介绍了二维和三维固定翼低雷诺数空气动力学问题:包括层流分离泡,翼型升力系数小攻角非线性效应,静态迟滞效应,以及低$Re$数小展弦比机翼气动特性.第2,介绍了拍动翼低雷诺数空气动力学方面的研究工作.包括前人提出的昆虫低$Re$数下获得高升力的多种非定常拍动翼飞行机制:Wagner效应、Weis-Fogh效应(clap-and-fling)、延迟失速效应(delayedstall)、Kramer效应(rotational forces)、尾迹捕获效应(wakecapture)、附加质量效应(addedmass)等.以及国内学者近几年在拍动翼方面取得的一些研究成果.第3,介绍了柔性翼低雷诺数气动问题.研究表明柔性翼对于固定翼微型飞行器提高抗阵风能力,拍动翼微型飞行器产生足够的升力和推力.最后简单介绍了可变形翼(morphingwing)微型飞行器方面的一些研究工作,指出微型飞行器技术可以通过采用可变形翼设计,突破众多的技术瓶颈.另一方面,可变形翼概念可以通过在低成本,低速的MAVs上进行飞行试验,获得非常好的验证平台.      

参数模糊自整定PID在飞机全电刹车中的应用

提出了一种参数模糊自整定PID的控制策略在飞机全电刹车系统中的应用。滑移率的偏差和偏差变化率作为控制器的输入,PID控制器3个参数的自整定值作为控制器的输出,实现了PID参数的在线自整定。分析了参数模糊自整定PID的原理。飞机全电刹车系统的仿真曲线表明:以滑移率为控制对象,参数模糊自整定PID控制与常规PID相比,控制系统的响应速度快、超调量减小、过渡过程时间大大缩短、振荡次数少,具有较强的鲁棒性和稳定性。     

空袭中防方已知攻方编队数量情况下的效能评估

空袭作战在现代战争中占有十分突出的地位并贯穿于战争的全过程。编队对地空袭中编队数、每个编队的攻击机数,守方的防御武器及武器的分配方式等都对空袭效果起着决定的作用。针对多编队对地空袭时,防方已知攻方编队数量但不知道每个编队的攻击机数的情况下,给出各种条件下的攻击机被击落数量的评估方法。     

飞行器船尾设计对亚声速底阻影响及风洞试验验证

减小阻力尤其是底部阻力,是飞行器增加航程的重要手段,而船尾布局则是减小底部阻力的有效措施。为研究船尾修型设计在亚声速段对飞行器阻力的影响规律,对某飞行器外形开展船尾修型设计并进行数值模拟,分析了不同船尾形状和船尾角度对飞行器阻力的影响情况,并开展了风洞试验验证。结果表明,船尾修型设计可以有效减小底部阻力;船尾采用曲线过渡的减阻效果优于直线过渡;在限定船尾过渡段尺寸(轴向长度80 mm、法向高度40 mm)的情况下,船尾角度超过45°的修型设计,对底部的减阻效果更为明显;风洞试验结论与数值分析结果一致。     

高速飞行器多站红外辐射测量数据不一致性分析及解决方案

高速飞行器在大气层内长时间飞行,与空气摩擦生成几千度高温,研究其红外辐射及热防护效果是当前的热点。然而用多台地基红外辐射测量设备测量飞行目标时,各红外辐射测量设备多波段的结果有着较大差异。首先分析了高速飞行目标红外辐射成像的特点,指出测量结果存在不一致性的原因,主要有飞行目标的方向效应、红外设备本身的滤波效应。然后提出了解决同设备不同波段处理结果不一致的方案,包括标定数据处理、坏像元剔除、杂散能量和反射的星体辐射能量抵消。最后又提出了多站红外辐射测量设备处理结果不一致性分析方案,以及外场试验方案。     

鸟类飞行空气动力学对人类飞行的启示

文章回顾了人类早期仿鸟飞行失败的历史,究其失败原因在于盲目模仿鸟的翅膀的形状和运动规律,而没有研究扑翼飞行的空气动力学原理。随着对空气动力学研究的逐渐深入,人类成功研制了各类飞行器。在飞行器气动技术的发展历史过程中,许多技术革新均受到鸟类飞行空气动力学的启示,例如低速翼型、流线型细长机身、平尾和起落架的设计等等。     

论飞机尾流散射特性的度量方法

由于航空安全的推动,飞机尾流的雷达探测成为雷达技术领域的新兴前沿课题。作为一类极为特殊的时变、非均匀、分布式、弱散射介质目标,飞机尾流的散射特性极具理论研究价值,同时对尾流的雷达探测技术研究具有重要指导意义。在尾流散射特性研究领域,尾流散射能力的度量存在体散射率、线散射率和雷达散射截面(RCS)直接度量三种方法。然而,目前尚未见这三种度量方法的物理基础、特点、内在关系、相互转换关系的分析。对上述问题进行了讨论,为以后的飞机尾流电磁散射特性研究和工程应用提供参考。     

基于神经网络方法的鸟撞飞机风挡冲击载荷反演

以鸟撞实验中传感器实测信号为基础,结合有限元正问题计算方法与神经网络理论,构造小波动态延时反馈神经网络,并详细分析了该网络的结构参数、对比了网络单点应变输入法、两点应变输入法以及三点(多点)应变输入法的训练效率与反演精度.构造的神经网络可以高精度地反演出鸟撞飞机风挡过程中冲击载荷时间历程,同时具有较高的抗干扰能力,且训练过程平稳、训练效率高.根据已有的研究成果,提出了鸟撞实验应变传感器建议布置,可以在满足实验测量要求的基础上简化实验过程,提高实验效率.