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基于流体单位质量力的飞机燃油测量算法

北京航空航天大学学报 2024年

作者：王晓阳任恒英饶波航空工业第一飞机设计研究院机电系统设计研究所

为准确测量飞机油箱内的燃油体积，提出了基于流体单位质量力的飞机燃油测量算法（AFUMF）。在机体坐标系下基于三轴加速度计信号等效流体单位质量力直接确定油面单位法向量，将燃油箱内油量测量传感器测量的油面高度转换为燃油面上的... 详细信息

为准确测量飞机油箱内的燃油体积，提出了基于流体单位质量力的飞机燃油测量算法（AFUMF）。在机体坐标系下基于三轴加速度计信号等效流体单位质量力直接确定油面单位法向量，将燃油箱内油量测量传感器测量的油面高度转换为燃油面上的点坐标，得到油面距离机体原点的有向距离用于确定油面高度，建立燃油测量数据库并实现燃油测量传感器高度至燃油体积解算。基于CATIA二次开发，采用蒙特卡罗方法（Monte-Carlo）对最小二乘（LMS）拟合和AFUMF开展误差评估，结果表明在传感器存在误差的条件下，AFUMF对测量传感器误差有减小作用且仅需1根传感器有效，LMS对测量传感器误差有放大作用且需至少3根传感器有效。通过动态燃油箱台架试验对测量算法进行验证，试验结果表明在测量范围内姿态稳定条件下，燃油测量最大误差为±0.5%燃油箱容积。

关键词：飞机燃油测量燃油测量数据库建立燃油体积解算燃油测量误差评估燃油测量系统试验

飞翼布局飞机颤振主动抑制的多输入/多输出控制律设计

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北京航空航天大学学报 2024年

作者：冯宇轩霍应元李俊杰航空工业第一飞机设计研究院强度设计研究所

提出了一种基于鲁棒控制理论的飞翼布局飞机体自由度颤振主动抑制控制律设计方法。该控制律设计方法将受控对象所受干扰及建模过程中存在的不确定参数统一视为 “未知扰动”，通过分析其输入/输出关系对其进行状态估计，最后综合给出反... 详细信息

提出了一种基于鲁棒控制理论的飞翼布局飞机体自由度颤振主动抑制控制律设计方法。该控制律设计方法将受控对象所受干扰及建模过程中存在的不确定参数统一视为 “未知扰动”，通过分析其输入/输出关系对其进行状态估计，最后综合给出反馈控制律。为了验证本文所提出的控制律对于颤振抑制的效果，以一飞翼布局无人机标模为分析对象，分别以机身内侧两副翼舵面作为控制输入，飞机刚体俯仰速度和翼尖运动速度为反馈信号来设计控制器。对闭环系统V-g曲线、闭环时域状态方程等进行了数值仿真，结果表明该控制律设计方法能有效提高飞机颤振临界速度。

关键词：气动弹性飞翼布局飞机颤振主动抑制体自由度颤振 MIMO输出反馈控制器

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基于可靠性的IMA架构设计方法

电光与控制 2024年

作者：刘宇金鑫魏学杭孙永强航空工业第一飞机设计研究院航电系统设计所航空工业第一飞机设计研究院无人机与民机总体设计研究所

综合模块化航空电子系统(IMA)架构下，系统功能定义已经不同于以往联合式架构中面向任务的专用分布式计算定义，IMA平台上功能应用软件的余度通常代表着系统功能的余度。为了确定机载系统功能的余度，引入应用软件种类，通用处理资源模... 详细信息

综合模块化航空电子系统(IMA)架构下，系统功能定义已经不同于以往联合式架构中面向任务的专用分布式计算定义，IMA平台上功能应用软件的余度通常代表着系统功能的余度。为了确定机载系统功能的余度，引入应用软件种类，通用处理资源模块，IMA平台机箱，功能应用软件余度四种变量，提出了一种依次设置因变量并反馈调整的任务可靠性评估方法。能够科学的对IMA架构系统中功能应用软件的余度进行设计，为IMA架构下系统功能余度分析提供了一种新思路。

关键词： IMA架构系统功能余度余度设计任务可靠性评估

结合机器学习的无人机自主对接过程的目标识别定位

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电讯技术 2024年第9期64卷 1379-1385页

作者：姚垚李军府胡志勇艾俊强航空工业第一飞机设计研究院西安710089

针对无人机空中自主对接时,软式锥套受尾流场和牵引力强位置约束、锥套传递力等因素导致拖曳锥套运动复杂而存在扰动、鞭打等干扰的问题,提出一种基于机器视觉的单目视觉自主实时识别与定位方法,通过特征提取与分类器分类进行目标检测... 详细信息

针对无人机空中自主对接时,软式锥套受尾流场和牵引力强位置约束、锥套传递力等因素导致拖曳锥套运动复杂而存在扰动、鞭打等干扰的问题,提出一种基于机器视觉的单目视觉自主实时识别与定位方法,通过特征提取与分类器分类进行目标检测与识别,分阶段对无人机和靶标关键点进行实时相对位置测量。在机载探测与计算平台实验进行系统应用验证,完成了机动锥套自主对接地面实验,结果表明目标检测精度可达90%,平均响应帧率可达41.322 Hz,定位误差可达厘米量级,证明了所提的软式机动锥套空中自主对接方法的有效性。

关键词：无人机自主对接目标识别机器学习

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干扰弹发射过程中飞机弹舱结构损伤研究

科学技术与工程 2024年第2期24卷 827-833页

作者：王斌党蒲妮谭乐琴刘江华熊峰张志楠豆清波航空工业第一飞机设计研究院强度设计研究所西安710089 航空工业第一飞机设计研究院航电系统设计研究所西安710089 西北工业大学航空学院西安710072

针对发射干扰弹时飞机弹舱腹板可能出现损伤的情况,对弹舱腹板受载情况和动力学响应进行了分析。开展了干扰弹发射时的冲击波载荷和金属腹板响应原理试验,对试验进行了数值模拟,模拟结果与试验结果较吻合,并进一步分析了实际弹舱腹板结... 详细信息

针对发射干扰弹时飞机弹舱腹板可能出现损伤的情况,对弹舱腹板受载情况和动力学响应进行了分析。开展了干扰弹发射时的冲击波载荷和金属腹板响应原理试验,对试验进行了数值模拟,模拟结果与试验结果较吻合,并进一步分析了实际弹舱腹板结构在冲击波作用下可能出现的最大响应。根据弹舱空腔结构的非定常流场仿真所得的脉动压力功率谱密度载荷,计算了弹舱腹板在不同飞机构型脉动压力作用下的应力均方根值。分析结果表明:弹舱空腔结构所产生的脉动压力是造成弹舱腹板结构损伤的主要原因。根据分析结果,给出了干扰弹舱结构改进建议。

关键词：干扰弹冲击波脉动压力损伤空腔流动

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冰脊形成过程数值模拟及NSDBD防护研究

南京航空航天大学学报 2024年第2期56卷 307-317页

作者：牛俊杰郭琪磊石淼鑫孔满昭桑为民西北工业大学航空学院西安710072 中航第一飞机设计研究院气动设计研究室西安710089

冰脊会造成机翼气动性能的降低,是危害飞行安全的重要因素。利用结构化网格和中心有限体积法求解N⁃S方程获得空气流场,运用拉格朗日法获得水滴撞击特性,基于Messinger结冰热力学模型针对NACA 0012翼型的结冰进行了数值模拟,获得的冰型... 详细信息

冰脊会造成机翼气动性能的降低,是危害飞行安全的重要因素。利用结构化网格和中心有限体积法求解N⁃S方程获得空气流场,运用拉格朗日法获得水滴撞击特性,基于Messinger结冰热力学模型针对NACA 0012翼型的结冰进行了数值模拟,获得的冰型与实验结果吻合良好,验证了计算方法的准确性与可行性。在此基础上,在NACA 0012翼型上设置防冰区并考虑防冰热载荷的作用,对大水滴条件下冰脊的形成过程进行了数值模拟,得出了环境温度、液态水含量和防冰热载荷对冰脊形成的影响规律。此外,通过在冰脊形成位置布置纳秒脉冲阻挡介质放电(Nanosecond dielectric barrier discharge,NSDBD)等离子体激励器,探究了在大水滴条件下NSDBD对冰脊的防护效果。研究结果表明:在大水滴情况下,环境温度的增加使得冰脊的范围增加而高度降低;液态水含量的增加使得冰脊的范围增大并且高度增加;防冰热载荷的增加可以增加防冰区内水分的蒸发,进而减少冰脊的生成;大水滴情况下可能由于水滴直接撞击至下翼面防冰区外进而导致冰脊的形成;NSDBD对空气进行加热,增加溢流水的蒸发,使得低液态水含量下形成的冰脊消失,使得高液态水含量下冰脊的形成位置推后。

关键词：冰脊 Messinger热力学模型数值模拟防冰纳秒脉冲阻挡介质放电

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基于侧滑角估算的飞机迎角信号修正技术研究

航空工程进展 2024年

作者：薛源刘世民魏剑龙航空工业第一飞机设计研究院飞控系统设计研究所

迎角信号对于现代电传飞行控制系统飞机至关重要，飞机大侧滑状态下机头两侧局部气流不一致会造成左右迎角信号差异较大，飞行控制系统的信号监控表决逻辑会对迎角信号判故，使迎角可用性下降。通过研究侧向过载与侧滑角的关系，采用侧... 详细信息

迎角信号对于现代电传飞行控制系统飞机至关重要，飞机大侧滑状态下机头两侧局部气流不一致会造成左右迎角信号差异较大，飞行控制系统的信号监控表决逻辑会对迎角信号判故，使迎角可用性下降。通过研究侧向过载与侧滑角的关系，采用侧向过载对侧滑角进行估算，并建立基于侧滑角估算值的迎角信号修正方法及完备的监控表决算法，从而提高大侧滑状态下迎角信号的可用性。结果表明：该方法成功地实现了侧向过载估算侧滑角，使用侧滑角估算值修正后的机头两侧迎角信号一致性较好，解决了大侧滑状态引起的迎角信号超差问题，具有良好的修正效果。

关键词：迎角修正侧滑角估算监控表决大侧滑飞控系统

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基于前馈模型预测控制的阵风减缓技术研究

飞行力学 2024年

作者：刘岳锋段卓毅武虎子齐万涛刘桓宇航空工业第一飞机设计研究院

采用激光雷达探测飞机前方阵风速度，并以此作为前馈信号设计综合前馈阵风信号和反馈过载信号的模型预测控制阵风减缓系统，能够充分利用激光雷达测量的阵风速度信号，使控制系统在阵风作用飞机前给出最优控制指令，从而提高阵风减缓性... 详细信息

采用激光雷达探测飞机前方阵风速度，并以此作为前馈信号设计综合前馈阵风信号和反馈过载信号的模型预测控制阵风减缓系统，能够充分利用激光雷达测量的阵风速度信号，使控制系统在阵风作用飞机前给出最优控制指令，从而提高阵风减缓性能。建立了刚弹耦合的飞机阵风响应动力学模型，设计基于激光雷达和模型预测控制算法的阵风减缓控制系统，并以某型民用飞机为对象开展仿真研究。结果表明，利用激光雷达探测的阵风速度作为模型预测控制的前馈信号能够提高阵风减缓效果，且探测距离越远，阵风减缓率越高，但减缓率增加幅度会下降。

关键词：激光雷达阵风减缓刚弹耦合模型预测控制

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亚声速压气机平面叶栅风洞标准模型建立

航空学报 2024年

作者：蔡明高丽敏李瑞宇欧阳波刘波航空工业第一飞机设计研究院西北工业大学动力与能源学院

平面叶栅风洞标模是轴流压气机设计体系建设以及推动平面叶栅试验技术标准化的关键。基于西北工业大学平面叶栅风洞完成了具有典型亚声速可控扩散叶型的压气机标模叶栅的设计和试验。基于自主建立的流场品质综合调控系统调节标模叶栅的... 详细信息

平面叶栅风洞标模是轴流压气机设计体系建设以及推动平面叶栅试验技术标准化的关键。基于西北工业大学平面叶栅风洞完成了具有典型亚声速可控扩散叶型的压气机标模叶栅的设计和试验。基于自主建立的流场品质综合调控系统调节标模叶栅的来流准确性、流场周期性以及展向二维性，在此基础上测量了标模叶栅的进气角特性、轴向密流比特性、叶片表面等熵马赫数分布以及叶栅尾迹分布，并与德国宇航院风洞公开的参考叶栅数据进行了对比。研究表明：标模叶栅流场周期性和准确性良好，具有4个连续通道的进口均匀区域和2个连续通道的出口周期性区域；测量通道的进口马赫数偏差不超过0.005，轴向密流比偏差不超过0.02；出口气流的周期性指数不超过2。0.62设计马赫数下，标模叶栅和参考叶栅的损失、出气角、静压比随进气角的变化趋势基本一致。由于出口测量位置差异导致标模叶栅的损失和出气角较参考叶栅偏大，但静压比基本相同；两套叶栅的叶片表面等熵马赫数分布高度一致。建立的标模叶栅数据全面，可靠性高。

关键词：平面叶栅风洞试验风洞标准模型压气机叶栅轴向密流比周期性二维性