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多隔舱油箱惰化流量动态分配方法

航空动力学报 2024年

作者：杨家豪喻成璋刘卫华邵垒南京航空航天大学航空学院重庆交通大学机电与车辆工程学院中国航空工业集团公司中国直升机设计研究所

为研究多隔舱油箱气相空间体积动态变化效应下的富氮气体流量需求，按照组分守恒方程、质量守恒方程和气体状态方程，建立了多隔舱油箱流量动态分配惰化模型，针对富氮气体流量提出了一种按照隔舱气相空间体积变化的动态分配方式；并以... 详细信息

为研究多隔舱油箱气相空间体积动态变化效应下的富氮气体流量需求，按照组分守恒方程、质量守恒方程和气体状态方程，建立了多隔舱油箱流量动态分配惰化模型，针对富氮气体流量提出了一种按照隔舱气相空间体积变化的动态分配方式；并以某型飞机多隔舱燃油箱为例，结合AMEsim仿真软件进行建模仿真，将动态分配、平均分配和比例分配的惰化效果进行了对比。研究结果显示：提出的动态分配方式较好的实现了多隔舱油箱氧浓度控制，富氮气体流量按动态分配方式所需惰化时间最短，相比于平均分配和比例分配方式，动态分配方式的气相空间惰化程度更高；从体积置换次数来看，动态分配方式可以有效减少体积置换次数大约3.5%至7.6%，且存在平均分配＞比例分配＞动态分配的规律。

关键词：惰化多隔舱富氮气体流量分配体积置换次数

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典型民用飞机全机坠撞实验研究

航空学报 2024年第5期45卷 377-397页

作者：刘小川惠旭龙张欣玥白春玉闫亚斌李肖成牟让科强度与结构完整性全国重点实验室西安710065 中国飞机强度研究所结构冲击动力学航空科技重点实验室西安710065 陕西省飞行器振动冲击与噪声重点实验室西安710065 西北工业大学航空学院西安710072 中航西飞民用飞机有限责任公司西安710089

民机全机坠撞实验是评价民用飞机适坠性的最直接手段,也是民机适坠性领域的世界性技术难题。提出全机坠撞实验高精度提升控制与高可靠投放方法,给出了结构响应、假人响应等关键物理量的测试方法,引入了分布式多目相机全场大变形连续测... 详细信息

民机全机坠撞实验是评价民用飞机适坠性的最直接手段,也是民机适坠性领域的世界性技术难题。提出全机坠撞实验高精度提升控制与高可靠投放方法,给出了结构响应、假人响应等关键物理量的测试方法,引入了分布式多目相机全场大变形连续测试方法。构建了全机坠撞动响应测试系统,使用统一时间基准触发,对坠撞后地面撞击载荷、结构加速度响应、假人响应以及飞机破坏变形进行了分析,获得了机体不同部位的响应分布规律;提出了修正的适坠性综合评估指数ICI。结果表明:全机坠撞实验测试数据完整可信,实验飞机在5.71 m/s垂直坠撞后,客舱地板下部结构变形严重,机翼的惯性效应导致中央翼区域机身上部结构产生明显变形;不同机身段的刚度差异造成该部位坠撞载荷和动响应的显著差异,刚度越大变形越小加速度响应越大;坠撞后乘员受载在安全范围内,客舱座椅结构完好,舱门可正常打开,乘员生存空间足够,乘员撤离通道畅通。实验飞机在给定状态下具有较好的适坠性,相比原始ICI指数,修正后的评估结果具有更好的工程适用性。

关键词：冲击动力学民用飞机全机坠撞全场测量结构吸能坠撞载荷适坠性评估

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一种光学陀螺随机误差在线补偿方法

北京航空航天大学学报 2024年第5期50卷 1614-1619页

作者：卢克文王新龙王彬丁小昆胡晓东北京航空航天大学宇航学院北京100191 北京控制与电子技术研究所北京100038 中国航空工业集团公司西安飞行自动控制研究所西安710065

光学陀螺随机误差在线补偿方法通常先离线建立随机误差模型,再利用Kalman滤波在线补偿随机误差。受陀螺仪自身性能稳定性以及外界环境的影响,离线建立的随机误差模型应用于在线补偿时会出现偏差;外界环境变化导致量测噪声统计特性具有... 详细信息

光学陀螺随机误差在线补偿方法通常先离线建立随机误差模型,再利用Kalman滤波在线补偿随机误差。受陀螺仪自身性能稳定性以及外界环境的影响,离线建立的随机误差模型应用于在线补偿时会出现偏差;外界环境变化导致量测噪声统计特性具有时变性,不满足Kalman滤波必须已知噪声先验统计的要求,这2个因素均会降低随机误差的在线估计精度。提出一种基于自适应滤波的随机误差在线补偿方法。通过引入虚拟噪声,将随机误差模型偏差的影响归结为时变虚拟系统噪声;进而利用渐消记忆时变噪声估值器,对虚拟系统噪声和量测噪声的统计特性进行估计与修正,消除随机误差模型偏差及量测噪声时变的影响。试验结果表明,所提方法可以实现对随机误差的高精度在线补偿,具有一定工程应用价值。

关键词：随机误差在线补偿模型偏差时变噪声自适应滤波

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起落架指型锁解锁力特性的研究

Transactions of Nanjing University of Aeronautics and Astronautics 2024年第1期41卷 88-96页

作者：周福亮侯聿张明聂宏南京航空航天大学机械结构力学及控制国家重点实验室南京210016 南京航空航天大学飞行器先进设计技术国防重点学科实验室南京210016 南京工业职业技术大学航空工程学院南京210023

研究了指型锁的长度、直径和指尖角度等因素对解锁力的影响,获得了解锁力的理论计算公式并分析了影响解锁力的敏感参数。首先对指型锁解锁力进行理论计算,获得解锁力与各个参数改变的变化规律;然后通过实验验证模型的有效性;最后使用正... 详细信息

研究了指型锁的长度、直径和指尖角度等因素对解锁力的影响,获得了解锁力的理论计算公式并分析了影响解锁力的敏感参数。首先对指型锁解锁力进行理论计算,获得解锁力与各个参数改变的变化规律;然后通过实验验证模型的有效性;最后使用正交实验法分析了各参数对解锁力影响的敏感性。结果表明,本文所得计算公式有效可靠;指型锁长度、直径1、直径2与解锁力负相关,指尖角度与解锁力正相关;影响解锁力的参数敏感性由高到低分别为指型锁长度、直径1、指尖角度和直径2。

关键词：起落架指型锁敏感参数正交试验力分析

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串联驱动变弯度机翼设计与气动性能分析

空军工程大学学报 2024年第2期25卷 62-68页

作者：刘峰李雪江豆广征聂瑞中国民用航空飞行学院航空工程学院四川广汉618307

针对飞行性能要求,采用NACA4412翼型设计了一种串联驱动变弯度机翼方案。将机翼沿弦向分为5个翼段,前缘部分为主承力结构固定段,后缘4段翼面由4个舵机实现串联驱动。偏转翼段内部采用空间五面体桁架结构,表面敷设复合材料弹性蒙皮。翼... 详细信息

针对飞行性能要求,采用NACA4412翼型设计了一种串联驱动变弯度机翼方案。将机翼沿弦向分为5个翼段,前缘部分为主承力结构固定段,后缘4段翼面由4个舵机实现串联驱动。偏转翼段内部采用空间五面体桁架结构,表面敷设复合材料弹性蒙皮。翼段间采用连杆止动以限制相对转角。建立了机翼的运动学分析模型,计算了变弯度机翼的作动速度。建立了机翼的气动分析模型,对4个典型飞行工况的气动性能进行了分析,并与传统舵面机翼性能进行对比。研究表明,在相同飞行工况下,弦向四级串联驱动变弯度机翼的作动时长仅为传统机翼的25%。起飞阶段升阻比增大71.94%,滚转机动时力矩增大12.46%,进近阶段升力增大11.19%,接地后减速阶段阻力增大104.83%。串联驱动变弯度机翼相对传统舵面机翼具有更优的操纵特性和气动性能。

关键词：变体飞行器串联驱动变弯度气动性能

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局部热点射流式微通道流动沸腾实验研究

工程热物理学报 2024年第6期45卷 1743-1748页

作者：汤凯黄岩培郭元东林贵平杨琦苗建印黄金印北京航空航天大学航空科学与工程学院人机工效与环境控制国防重点学科实验室北京100191 北京空间飞行器总体设计部空间热控技术北京市重点实验室北京100094 杭州市北京航空航天大学国际创新研究院杭州311115

本文提出了一种射流式微通道热沉用以解决高热流密度热点散热问题。以氨为工质,开展流动沸腾实验,研究对比了微通道与驻点区结构对热沉性能的影响。优化所得的“四周针肋+中心多圆锥”热沉在1 mm×6 mm热点区域752 W·cm^(-2)的热负载下... 详细信息

本文提出了一种射流式微通道热沉用以解决高热流密度热点散热问题。以氨为工质,开展流动沸腾实验,研究对比了微通道与驻点区结构对热沉性能的影响。优化所得的“四周针肋+中心多圆锥”热沉在1 mm×6 mm热点区域752 W·cm^(-2)的热负载下,可维持热源加热面温度低于57.1℃,对应热阻0.69 K·W^(-1),压损5.1 k Pa。针对优选热沉开展的串联实验研究表明,上游热沉热负载的改变会导致下游热沉入口干度变化,进而影响其流动换热性能。

关键词：微通道热沉射流冲击流动沸腾换热强化

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仿慈鸦群信息交互的无人机集群协同转弯控制

控制理论与应用 2024年

作者：申燕凯魏晨段海滨北京航空航天大学自动化科学与电气工程学院飞行器控制一体化技术重点实验室仿生自主飞行系统研究组鹏城实验室

为实现动态不确定环境下无人机集群行为的快速调控,提出了一种仿慈鸦群信息交互的无人机集群协同转弯控制方法.通过分析慈鸦群交互行为及信息传播过程,分别建立了个体交互模型和信息传播模型,并阐述了信息交互与集群运动的关系.在社会... 详细信息

为实现动态不确定环境下无人机集群行为的快速调控,提出了一种仿慈鸦群信息交互的无人机集群协同转弯控制方法.通过分析慈鸦群交互行为及信息传播过程,分别建立了个体交互模型和信息传播模型,并阐述了信息交互与集群运动的关系.在社会力框架的基础上提出了集群动力学模型,并将其映射到转弯信息驱动下的无人机集群协同转弯控制中.仿真结果表明,在个体交互、信息传播及集群动力学的作用下,由少数无人机触发的转弯信息在集群中快速传播,使群体形成一致响应,实现了无人机集群的快速转弯机动.

关键词：无人机集群协同转弯控制慈鸦信息交互集群动力学改进社会力

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斜爆震燃烧与斜爆震发动机研究进展

应用力学学报 2024年第2期41卷 241-259页

作者：薛瑞杜鹏丁国誉杨志龙吴云凯西安交通大学航天航空学院复杂服役环境重大装备结构强度与寿命全国重点实验室西安710049

发展更高性能的吸气式高超动力成为未来高超声速飞行器研制的重中之重。现有基于煤油燃料的超燃冲压发动机,主要以爆燃模式组织燃烧,在高来流马赫数(Ma≥8)条件下,将面临高来流总温带来的高温离解和化学非平衡效应所带来燃料的能量难以... 详细信息

发展更高性能的吸气式高超动力成为未来高超声速飞行器研制的重中之重。现有基于煤油燃料的超燃冲压发动机,主要以爆燃模式组织燃烧,在高来流马赫数(Ma≥8)条件下,将面临高来流总温带来的高温离解和化学非平衡效应所带来燃料的能量难以充分释放和利用的难题,相比之下,斜爆震组织燃烧更接近于等容燃烧,具有燃烧释热速率快、热循环效率高等优势,是一种可应用于高马赫数吸气式动力的理想燃烧模式。斜爆震发动机能够显著缩短燃烧室长度,减少释热面积,是高马赫数飞行器极具潜力的吸气式动力方案。其中,斜爆震发动机内流道各部件的匹配设计、燃料喷注-混合、斜爆震波的起爆与驻定等是斜爆震发动机研制的关键技术,是当前高超声速领域的研究热点。但由于其面临的高速、高总温总压的来流条件以及爆震波在流场中的强间断与高速传播特性等,现有试验与数值模拟研究手段难以开展精细的燃烧流动机制研究,进而限制了相关控制机理的揭示与高精度模型的建立,使得斜爆震发动机工程研制较为困难,当前研究仍存在许多值得探讨的地方,文章在综述的同时对下一步研究提出相关建议。

关键词：高超声速推进高马赫数斜爆震波斜爆震发动机

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多通道双荷载六旋翼无人机动力输出优化控制

科学技术与工程 2024年第20期24卷 8776-8782页

作者：陈雅菲邓涛重庆交通大学航空学院重庆400074 绿色航空能源动力重庆市重点实验室重庆401120 重庆交通大学绿色航空技术研究院重庆401120

六旋翼无人机(unmanned aerial vehicle,UAV)动力系统受到电池功能以及应用环境动态变化等因素的影响,导致动力输出的稳定性不好,为了克服这一问题,提出基于多通道双荷载动态输出调整的六旋翼无人机动力系统设计和控制方法。首先分析六... 详细信息

六旋翼无人机(unmanned aerial vehicle,UAV)动力系统受到电池功能以及应用环境动态变化等因素的影响,导致动力输出的稳定性不好,为了克服这一问题,提出基于多通道双荷载动态输出调整的六旋翼无人机动力系统设计和控制方法。首先分析六旋翼无人机动力输入参数,以无人机电机电磁转矩、电机转速参数、输出功率损耗和效率等为优化变量,采用多线程动态相匹配和兼容性调制方法,建立无人机动力输出的多通道双荷载动态匹配和任务调度模型,并根据无人机组的任务覆盖半径实现动力的自适应寻优控制,降低额外输出开销,提高无人机生存时间周期。测试结果表明,所设计的无人机动力系统提高了搭载能力,能耗开销较小,动力输出的均衡性较好,提高了无人机的动力输出稳定性和飞行寿命。

关键词：六旋翼无人机(six-rotor UAV) 多通道双荷载动力输出动态匹配