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火箭倒飞逆向喷流干扰特性数值模拟研究
1
作者 张培红 贾洪印 +3 位作者 赵娇 吴晓军 周桂宇 张耀冰 《北京航空航天大学学报》 北大核心 2026年第1期120-128,共9页
有动力垂直回收是实现运载火箭可重复使用的关键技术之一。垂直回收过程中,火箭倒飞产生的大分离非规则流动,以及发动机逆向喷流与主流相互作用导致的复杂气动干扰,对数值模拟方法提出了严峻挑战。基于NNW-FlowStar软件和非结构混合网... 有动力垂直回收是实现运载火箭可重复使用的关键技术之一。垂直回收过程中,火箭倒飞产生的大分离非规则流动,以及发动机逆向喷流与主流相互作用导致的复杂气动干扰,对数值模拟方法提出了严峻挑战。基于NNW-FlowStar软件和非结构混合网格技术,采用球头逆向喷流标模,以及自主开展的火箭倒飞逆向喷流风洞试验标模,对数值模拟方法进行了验证,研究不同双喷喷流状态对火箭倒飞逆向喷流干扰特性的影响。结果表明:NNW-FlowStar软件可以较好模拟火箭倒飞逆向喷流干扰特性,数值模拟结果与试验结果吻合较好,计算得到的流场结构与风洞试验一致;不同组合喷流形式呈现出不同的喷流干扰特性和流场结构,不同喷流方案轴向力差异明显,对力矩特性影响也较大,甚至会导致全箭本体的纵向静稳定性发生变化,在超声速来流状态采用双喷状态2即2个水平喷管的方案减速效果较好。 展开更多
关键词 火箭倒飞 逆向喷流 干扰特性 NNW-FlowStar 数值模拟
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基于WOA-BP-LSTM自编码器的CFRP薄壁C柱轴压响应预测
2
作者 牟浩蕾 张贾 +1 位作者 冯振宇 白春玉 《航空学报》 北大核心 2026年第4期112-124,共13页
针对航空器货舱下部碳纤维增强复合材料(CFRP)薄壁C柱在准静态轴压下的力-位移响应预测问题,提出了一种融合鲸鱼优化算法(WOA)、反向传播(BP)神经网络和长短期记忆(LSTM)自编码器的智能预测模型(WOA-BPLSTM自编码器模型)。通过CFRP薄壁... 针对航空器货舱下部碳纤维增强复合材料(CFRP)薄壁C柱在准静态轴压下的力-位移响应预测问题,提出了一种融合鲸鱼优化算法(WOA)、反向传播(BP)神经网络和长短期记忆(LSTM)自编码器的智能预测模型(WOA-BPLSTM自编码器模型)。通过CFRP薄壁C柱准静态轴压试验验证了有限元模型可靠性,其轴压响应评价指标误差均小于10%,基于该模型构建了包含700组变截面几何参数的力-位移响应数据集。采用LSTM自编码器实现力-位移响应特征降维与重建,随后采用BP神经网络对力-位移响应进行预测,并采用WOA进行神经网络参数优化。结果表明,LSTM自编码器实现了力-位移响应的高精度重建,测试集初始峰值压溃力和能量吸收的重建误差均小于3%,80%样本误差小于1%;优化后预测模型的力-位移响应预测精度显著提升,测试集平均绝对误差(MAE)降低17.55%,均方误差(MSE)降低31.77%,均方根误差(RMSE)降低17.47%,初始峰值压溃力和能量吸收的预测误差均小于8%,80%样本误差小于5%。该智能预测模型实现了变截面CFRP薄壁C柱轴压响应的快速精准预测并降低了计算成本,为其轴压响应研究提供了一种高效的参数-性能映射工具。 展开更多
关键词 CFRP薄壁C柱 轴压响应 LSTM自编码器 鲸鱼优化算法 BP神经网络
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大型结冰风洞中伪颗粒图像对CIP-GS云雾测量的影响
3
作者 郭向东 郭奇灵 +3 位作者 赵荣 陈海 魏龙涛 王梓旭 《航空动力学报》 北大核心 2026年第1期16-32,共17页
为明晰大型结冰风洞中伪颗粒图像对灰度云成像探头(cloud imaging probe-grayscale,CIP-GS)云雾测量的影响,首先发展了伪颗粒图像识别方法,然后在3 m×2 m结冰风洞中开展了结冰云雾测量试验,进而研究了典型结冰条件下伪颗粒图像特征... 为明晰大型结冰风洞中伪颗粒图像对灰度云成像探头(cloud imaging probe-grayscale,CIP-GS)云雾测量的影响,首先发展了伪颗粒图像识别方法,然后在3 m×2 m结冰风洞中开展了结冰云雾测量试验,进而研究了典型结冰条件下伪颗粒图像特征,最后考察了伪颗粒图像对云雾颗粒尺寸分布(particle size distribution,PSD)、中值体积直径(medium volume diameter,MVD)和液态水含量(liquid water content,LWC)测量结果的影响,揭示了影响原因。研究结果表明:伪颗粒图像可以分为景深外图像(out of depth of field image,ODI)、端部遮挡图像(end shaded image,ESI)、破碎图像(shattered image,SI)和非圆形图像(non-roundness image,NRI)4类;典型结冰条件下CIP-GS测量结果中存在大量伪颗粒图像,数量占比超过60%,其中ODI最多、NRI最少;SI和NRI会显著影响基于颗粒图像最大宽度的PSD形态,其中重合颗粒图像会导致PSD形成一条长尾,进而导致对应的MVD和LWC在连续最大结冰条件(continuous maximum icing condition,CM)、间断最大结冰条件(intermittent maximum icing condition,IM)和冻细雨结冰条件(freezing drizzle icing condition,FZDZ)下极端偏大,此时数量占比不到8%的SI能导致测量的MVD和LWC分别出现1252%和883%的最大异常增幅,但冻雨结冰条件(freezing rain icing condition,FZRA)下伪颗粒图像的影响并不显著;针对基于离焦修正颗粒直径的PSD,伪颗粒图像仅会增大小尺寸颗粒仓内颗粒数浓度,进而减小MVD、增大LWC,最大相对偏差分别为15%和20%。发展的识别方法可以较好地识别测量结果中的伪颗粒图像,适用于大型结冰风洞中CIP-GS结冰云雾测量。 展开更多
关键词 飞机结冰 大型结冰风洞 灰度云成像探头 伪颗粒图像识别 云雾测量
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基于模型的大型受油机剩余推力裕度评估
4
作者 高翔 冯晓林 +1 位作者 张浩 黎森 《飞行力学》 北大核心 2026年第2期74-78,共5页
大型飞机空中加油过程中,受油机受加油机下洗流影响,其阻力特性会发生显著变化。在穿越下洗区进行对接时,发动机推力能否有效克服飞机阻力并保有足够的剩余推力裕度,是保障大型飞机安全完成加油任务的关键问题。为评估加油包线内不同试... 大型飞机空中加油过程中,受油机受加油机下洗流影响,其阻力特性会发生显著变化。在穿越下洗区进行对接时,发动机推力能否有效克服飞机阻力并保有足够的剩余推力裕度,是保障大型飞机安全完成加油任务的关键问题。为评估加油包线内不同试验点发动机的剩余推力裕度,针对受油机配备的发动机建立了性能计算模型。基于加油机与受油机的升阻特性,并借鉴国外大型受油机空中加油经验,对加油包线范围内的剩余推力裕度进行了系统评估。结果表明:受加油机下洗流影响,大型受油机阻力增加幅度达39%~59%;在加油包线右上角区域存在剩余推力不足的风险,且高温条件下该问题更为突出。最后,综合考量其他相关因素,提出了推荐的前期试验点执行策略,可为大型飞机空中加油试飞方案的制定提供依据。 展开更多
关键词 剩余推力裕度 空中加油 发动机性能模型 升阻特性
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基于条件扩散模型的火箭气动外形快速设计方法
5
作者 李川 陈建东 +3 位作者 何磊 程明 钱炜祺 蔺佳哲 《空气动力学学报》 北大核心 2026年第2期22-36,共15页
气动设计在火箭设计中扮演着至关重要的角色,为了缩短火箭气动外形设计周期,减少繁琐的迭代优化过程,提出了一种火箭气动外形生成式快速反设计方法。采用图像对火箭气动外形进行几何表征,构建基于条件扩散模型的火箭气动外形生成模型、... 气动设计在火箭设计中扮演着至关重要的角色,为了缩短火箭气动外形设计周期,减少繁琐的迭代优化过程,提出了一种火箭气动外形生成式快速反设计方法。采用图像对火箭气动外形进行几何表征,构建基于条件扩散模型的火箭气动外形生成模型、基于卷积神经网络的火箭气动性能快速预测模型和火箭设计参数判别模型。首先使用气动外形生成模型,以典型工况下轴向力系数C_(A)和法向力系数C_(N)作为输入,快速生成大量图像化的火箭气动外形方案;然后,再使用气动性能预测模型筛选出满足输入指标的设计方案;最后,通过设计参数判别模型提取优选方案的参数,并对其进行验证,或将其转化为三维外形。本文数据集共包含165000组气动外形及对应的气动性能。采用典型轴对称布局火箭对气动性能预测模型进行了测试,模型在100个图像化的火箭气动外形预测中耗时约30 s。经验证,优选外形方案轴向力系数C_(A)偏差为0.0827%,法向力系数C_(N)偏差为0.7124%,这说明采用本文方法对火箭气动外形进行设计具有可行性,可为相关研究提供新思路。最后本文还分析了交叉注意力机制对模型的影响,发现其并不能对模型精度产生优化效果,此探索研究可为模型后续优化提供参考。 展开更多
关键词 火箭设计 气动设计 机器学习 扩散模型 深度学习 生成式模型
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不同垂向速度下翼身融合民机机体的坠撞响应
6
作者 白春玉 程斯午未 +2 位作者 解江 程升杰 李思璇 《爆炸与冲击》 北大核心 2026年第2期124-138,共15页
为了研究翼身融合(blended wing body, BWB)新构型民机的结构坠撞响应,以美国国家航空航天局提出的拉挤杆缝合一体化(pultruded rod stitched efficient unitized structure, PRSEUS)结构为基础,用临界机动载荷(2.5g过载和-1.0g过载)和... 为了研究翼身融合(blended wing body, BWB)新构型民机的结构坠撞响应,以美国国家航空航天局提出的拉挤杆缝合一体化(pultruded rod stitched efficient unitized structure, PRSEUS)结构为基础,用临界机动载荷(2.5g过载和-1.0g过载)和客舱增压载荷(2倍客舱增压载荷)共3种典型载荷工况作为评估BWB结构强度、刚度的输入条件,建立了一款450座级的BWB民机结构模型。对垂向7.92~9.14 m/s的坠撞工况进行了数值模拟,重点分析了客舱空间保持情况、客舱地板的加速度响应以及主要承力结构的冲击特性。结果表明:在不同冲击速度下BWB机身客舱区域均基本保持完整,主要破坏发生在客舱地板以下区域,可生存空间得到保持;翼身融合构型民机在坠撞时产生的加速度响应分布呈现由中央过道向机体侧降低的趋势,且中央过道处的加速度峰值较高;结构吸能方面,隔框是最主要的吸能结构,其次是机身肋板,而货舱立柱未很好的压溃吸能。 展开更多
关键词 翼身融合 坠撞响应 PRSEUS结构 乘员伤害 适坠性
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基于卷积神经网络的臂式斗轮机上部结构可靠性分析方法
7
作者 刘鑫 李飞虎 +1 位作者 刘凯 万俊 《机械工程学报》 北大核心 2026年第2期471-480,共10页
针对不确定性因素对臂式斗轮机上部结构安全性的影响,提出一种基于卷积神经网络的臂式斗轮机上部结构可靠性分析方法。分析臂式斗轮机实际工况过程中的不确定性因素,并完成上部结构数值模型的建立;基于证据理论对臂式斗轮机上部结构可... 针对不确定性因素对臂式斗轮机上部结构安全性的影响,提出一种基于卷积神经网络的臂式斗轮机上部结构可靠性分析方法。分析臂式斗轮机实际工况过程中的不确定性因素,并完成上部结构数值模型的建立;基于证据理论对臂式斗轮机上部结构可靠性分析过程中的不确定性变量进行描述,并建立其可靠性分析数学模型;利用拉丁超立方采样技术和序列二次规划算法完成样本焦元的采集和极值分析,并基于样本焦元的数据特征和极值分析结果对卷积神经网络模型(Convolutional neural network,CNN)进行训练,实现样本焦元的特征属性识别;基于训练好的卷积神经网络模型对未知焦元进行识别,计算出上部结构在不同工况条件下的可靠性置信区间。结果表明:该方法能有效对臂式斗轮机上部结构的可靠性进行分析和评估,从而确保上部结构的安全性,在散料输送装备技术领域具有广泛的应用前景。 展开更多
关键词 臂式斗轮机 上部结构 证据理论 卷积神经网络 可靠性分析
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无人机气动/风能获取一体化设计
8
作者 王为 安伟刚 +2 位作者 宋笔锋 杨文青 罗洋 《空气动力学学报》 北大核心 2026年第1期48-58,共11页
动态滑翔作为一种通过穿越水平风梯度实现无动力长距离飞行的特殊飞行模式,在提升无人机航程与航时方面极具潜力。本文聚焦固定翼参数化设计,通过仿生关节结构的静态外形优化实现动态变形控制的替代,在避免复杂机构设计的同时提升获能... 动态滑翔作为一种通过穿越水平风梯度实现无动力长距离飞行的特殊飞行模式,在提升无人机航程与航时方面极具潜力。本文聚焦固定翼参数化设计,通过仿生关节结构的静态外形优化实现动态变形控制的替代,在避免复杂机构设计的同时提升获能效率。本文对不同设计参数对应的气动力进行计算,并基于计算结果提出无人机气动/风能获取一体化设计方法。该方法利用神经网络实现气动力的快速求解,以最大化获能为优化目标,利用高斯伪谱法求解最佳机翼外形,最终得到了满足高效能量获取的机翼外形。此外,本研究利用飞行仿真对比了基本翼、以最佳升阻比为目标设计的无人机和基于气动/风能获取一体化设计的无人机在进行动态滑翔时的获能效率。结果表明,基于气动/风能获取一体化设计的无人机获能量与获能效率最大,相比于优化前提升了979.04%,相比于最佳升阻比设计提升了10.09%。气动/风能获取一体化设计的无人机在获能段做功提升了50%以上,验证了气动/风能获取一体化设计的可行性。本文提出的设计方法为突破无人机动态滑翔获能瓶颈提供了工程支撑。 展开更多
关键词 动态滑翔 气动/风能获取一体化设计 神经网络 计算流体力学 最优控制
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管簧式起落架的代理模型与多目标优化
9
作者 程成 张华 《机械设计与制造》 北大核心 2026年第3期253-256,共4页
起落架的多个优化目标间往往相互冲突。为提高起落架的综合缓冲性能同时提高优化效率,以描述管簧几何形状的18个参数为设计变量,以起落架吸能、管簧质量和管簧最大应力为优化目标,利用Catia参数化建模,和基于Abaqus的Python脚本,并结合I... 起落架的多个优化目标间往往相互冲突。为提高起落架的综合缓冲性能同时提高优化效率,以描述管簧几何形状的18个参数为设计变量,以起落架吸能、管簧质量和管簧最大应力为优化目标,利用Catia参数化建模,和基于Abaqus的Python脚本,并结合Isight优化平台建立起落架着陆仿真的代理模型,采用第二代非支配排序遗传算法(NSGA-Ⅱ)对代理模型进行多目标优化,最后选取三组优化解分别进行有限元仿真验证。结果显示:代理模型的预测值满足误差要求,且在不显著增加管簧应力的条件下,优化后起落架吸能最高提升14.6%、管簧质量最多减轻12.2%。 展开更多
关键词 管簧起落架 参数化建模 着陆仿真 代理模型 多目标优化
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考虑间隙配合的复合材料螺栓接头多尺度渐进损伤分析
10
作者 王美靖 阮新建 +2 位作者 张孟杰 陈力啸 朱伟东 《航空制造技术》 北大核心 2026年第6期82-90,共9页
为研究加工误差产生的配合间隙对碳纤维复合材料螺栓接头性能的影响,提出了一种自上而下的多尺度分析方法。首先,建立三维渐进损伤模型,分析接头的宏观力学响应及损伤机制,并将宏观应变传递至代表性体积单元(RVE)模型中,进一步探讨了微... 为研究加工误差产生的配合间隙对碳纤维复合材料螺栓接头性能的影响,提出了一种自上而下的多尺度分析方法。首先,建立三维渐进损伤模型,分析接头的宏观力学响应及损伤机制,并将宏观应变传递至代表性体积单元(RVE)模型中,进一步探讨了微观尺度下的裂纹起始与扩展过程。通过5组试验验证了数值模型的准确性。结果表明,间隙量与接头承载强度之间呈非线性关系,且当间隙量为1.56%时,接头的承载强度下降最显著,降幅达到7.9%。此外,间隙配合导致孔壁的应力分布不均匀,进而显著降低接头刚度,在间隙量为3.08%时,接头刚度下降了22.1%。研究还发现,基体裂纹的起始位置主要集中在纤维分布密度较大的区域,而树脂含量较高的区域对裂纹的扩展具有一定抑制作用。研究结果为复合材料螺栓接头的设计与装配提供了重要的理论依据和试验指导。 展开更多
关键词 碳纤维复合材料 螺栓连接 间隙配合 多尺度分析 渐进损伤
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基于拓扑优化的襟翼支架增材制造研究
11
作者 常青青 唐玲苑 +1 位作者 古冰杰 周建阳 《机电工程》 北大核心 2026年第2期382-390,共9页
针对拓扑优化设计后复杂结构制造难、设计与制造匹配度低等问题,以航空襟翼支架为对象,对拓扑优化设计与激光粉末床熔融(LPBF)增材制造的协同创新进行了研究。首先,运用Altair Inspire软件,以刚度最大化为优化目标,对航空襟翼支架进行... 针对拓扑优化设计后复杂结构制造难、设计与制造匹配度低等问题,以航空襟翼支架为对象,对拓扑优化设计与激光粉末床熔融(LPBF)增材制造的协同创新进行了研究。首先,运用Altair Inspire软件,以刚度最大化为优化目标,对航空襟翼支架进行了拓扑优化设计,获取了兼具力学性能与轻量化优势的镂空状结构方案;然后,基于LPBF技术原理,借助Print3D模块对优化后的支架开展了增材制造工艺仿真,通过模拟打印过程,预测并解决了潜在制造问题;最后,开展了实际打印实验,将理论设计转化为物理实体,验证了设计与制造的匹配性。研究结果表明:拓扑优化后,支架质量从206.61 g减至67.38 g,减重比例高达67.39%,其最小安全系数1.3、最大位移0.26 mm和最大米塞斯应力320 MPa均可以满足设计要求;实际打印重量为67.67 g,与理论数值相比,误差仅为0.4%,关键装配面尺寸偏差小于±0.15 mm。该研究实现了拓扑优化设计与增材制造工艺的高度匹配目标,显著提高了材料利用率,为具有复杂内部结构和独特形状的设计制造提供了有效方案。 展开更多
关键词 机械制造工艺 增材制造 激光粉末床熔融 Print3D模块 襟翼支架 拓扑优化 Altair Inspire
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基于邻居边界度的自主决策系统性能边界识别方法
12
作者 路辉 吕静茹 +1 位作者 王诗琪 孙泽斌 《北京航空航天大学学报》 北大核心 2026年第1期80-93,共14页
性能边界是度量自主决策系统鲁棒性的重要表征,可以反映自主决策系统对抗扰动的能力。针对性能边界数据多空间分布、增量生成等特点,提出一种基于邻居边界度的自主决策系统性能边界识别方法。面对性能边界搜索空间复杂、全空间尺度不统... 性能边界是度量自主决策系统鲁棒性的重要表征,可以反映自主决策系统对抗扰动的能力。针对性能边界数据多空间分布、增量生成等特点,提出一种基于邻居边界度的自主决策系统性能边界识别方法。面对性能边界搜索空间复杂、全空间尺度不统一的难点,设计邻居边界度指标解决绝对尺度度量问题,并提出基于邻居边界度的性能边界识别流程;考虑利用增量数据结合原有识别结果进一步精确刻画性能边界,提出基于邻居边界度的增量性能边界识别方法,实现对增量数据的高效处理;为解决增量过程中的近邻搜索和反向近邻搜索的效率问题,提出改进局部敏感哈希的近似近邻搜索优化方法;分别以标准测试函数、路径规划系统作为典型的自主决策系统,开展理论研究工作的验证和分析。实验结果表明:基于邻居边界度的性能边界识别方法具有很好的方法参数泛化能力,在路径规划系统上,该方法比对比方法识别准确度高出13.68%,运行时间减少91.57%。 展开更多
关键词 自主决策系统 鲁棒性测试 性能边界识别 增量识别 局部敏感哈希
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带有位移约束的可变形波纹柔性后缘设计
13
作者 尹维龙 黄欣 +2 位作者 张佳森 王若君 樊路尧 《航空制造技术》 北大核心 2026年第5期68-75,共8页
变体飞行器翼面在变形过程中保持光滑、连续和无缝是结构设计的难题。本文设计了一种带有位移约束的波纹结构柔性变形骨架,有效解决了传统柔性蒙皮在受压过程中易产生褶皱的问题。首先,针对常规波纹结构在变形过程中存在的弯曲-压缩耦... 变体飞行器翼面在变形过程中保持光滑、连续和无缝是结构设计的难题。本文设计了一种带有位移约束的波纹结构柔性变形骨架,有效解决了传统柔性蒙皮在受压过程中易产生褶皱的问题。首先,针对常规波纹结构在变形过程中存在的弯曲-压缩耦合特性,设计了一种新型波纹结构,通过在关键位置引入位移约束,有效抑制了弯曲过程中引起的压缩变形。然后,将其简化为梁单元模型,基于链式算法建立了考虑位移约束条件下的大变形计算方法,分析了该结构在柔性蒙皮约束和均布载荷作用下的力学响应。最后,制作了基于波纹结构的变形后缘样机并开展试验验证。结果表明,该后缘结构可实现±20°的柔性变形,变形过程中翼面保持良好的光滑性和连续性,柔性蒙皮未出现鼓包现象。该成果为柔性后缘结构的设计与优化提供了新的理论依据与工程途径。 展开更多
关键词 变体飞行器 柔性后缘 波纹结构 链式算法 几何非线性
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融合油箱特征的航空液压系统渗漏故障诊断模型
14
作者 唐杰 高文慧 鲁鑫 《液压与气动》 北大核心 2026年第3期40-51,共12页
针对民用航空液压系统渗漏故障检测研究的不足,聚焦现有液压管路渗漏分析中常被忽视的油箱油量监测参数,提出一种用于液压系统诊断的改进粒子群优化方法。首先,提出了一种信号处理步骤,开发一种新的物理信息特征加权层,增强了模型对故... 针对民用航空液压系统渗漏故障检测研究的不足,聚焦现有液压管路渗漏分析中常被忽视的油箱油量监测参数,提出一种用于液压系统诊断的改进粒子群优化方法。首先,提出了一种信号处理步骤,开发一种新的物理信息特征加权层,增强了模型对故障相关特征的敏感性;其次,针对传统粒子群算法计算复杂、收敛慢的问题,引入线性递减惯性权重、拉丁超立方初始化和局部重启策略以提升性能;最后通过试验调查验证所提方法的有效性。研究表明,所提方法比多种经典故障诊断方法具有更高的鲁棒性和准确性,提供了一种有效检测航空液压系统渗漏故障诊断的方法。 展开更多
关键词 液压系统 油液渗漏 故障诊断 粒子群优化支持向量机算法
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民机惰化型燃油箱可燃性分析与验证方法
15
作者 江华 周晓波 张瑞华 《民用飞机设计与研究》 2026年第1期115-123,共9页
基于适航规章和工程经验形成一种适用于民机带惰化系统的燃油箱可燃性分析与验证方法,重点包括惰化系统制氮性能分析方法、燃油箱内氧气浓度分析方法、可燃性分析方法、试飞试验方法。以某型两油箱布局飞机惰化系统研制为例,通过应用上... 基于适航规章和工程经验形成一种适用于民机带惰化系统的燃油箱可燃性分析与验证方法,重点包括惰化系统制氮性能分析方法、燃油箱内氧气浓度分析方法、可燃性分析方法、试飞试验方法。以某型两油箱布局飞机惰化系统研制为例,通过应用上述方法最终表明对CCAR-25-R425.981(b)和附录M的符合性。研究发现:基于节点法的多舱燃油箱氧气浓度分析模型经过研发试飞数据校核后,可以准确模拟符合性试飞架次中央翼隔舱的氧气浓度变化,仿真结果与试飞数据吻合良好;可燃性分析表明加装惰化系统可大幅降低机身内燃油箱可燃性,其中机队平均可燃性从6.48%降低至0.14%,暖天地面阶段可燃性从5.92%降低至0.19%,暖天爬升阶段可燃性从41.3%降低至0.22%。 展开更多
关键词 燃油箱惰化系统 氧气浓度 试飞验证 可燃性分析
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反推装置液压试验台智能测控系统设计
16
作者 张熙 杨佳 彭卫东 《内燃机与配件》 2026年第4期63-65,共3页
针对民用飞机反推装置的地面测试需求,设计了一套集成液压驱动与智能测控的试验台系统。该系统采用闭环液压循环架构,通过温控模块、多级过滤及动态压力、流量调节,实现在极端环境下稳定供给液压能;测控系统基于PLC与LabVIEW上位机软件... 针对民用飞机反推装置的地面测试需求,设计了一套集成液压驱动与智能测控的试验台系统。该系统采用闭环液压循环架构,通过温控模块、多级过滤及动态压力、流量调节,实现在极端环境下稳定供给液压能;测控系统基于PLC与LabVIEW上位机软件构建,结合OPC协议实现多参数实时采集与协同控制。在典型工况验证中,系统成功维持反推装置额定工作压力,证明了液压节能设计与温控策略的有效性。所设计的试验台已具备反推装置出厂性能检测与科研验证能力,为适航符合性提供了数据支撑,后续可扩展更多工况联合测试,推动国产民机液压技术自主化进程。 展开更多
关键词 反推装置 测控系统 试验台
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基于多元正交函数的风洞天平校准建模方法
17
作者 闫万方 魏巍 +2 位作者 蒋坤 魏忠武 张江 《空气动力学学报》 北大核心 2026年第1期39-47,共9页
针对载荷极不匹配天平校准建模时,因模型结构确定困难、参数估计不准而导致建模误差较大的问题,发展了基于多元正交函数的风洞天平校准建模方法。采用多元正交函数建模,并利用预测均方误差准则对模型项进行筛选,使模型结构选取与参数估... 针对载荷极不匹配天平校准建模时,因模型结构确定困难、参数估计不准而导致建模误差较大的问题,发展了基于多元正交函数的风洞天平校准建模方法。采用多元正交函数建模,并利用预测均方误差准则对模型项进行筛选,使模型结构选取与参数估计过程解耦。为验证模型的有效性,针对某载荷极不匹配“多体式”焊接天平,开展了滚转力矩M_(x)的高精度测量建模。结果表明,相比于传统全回归和逐步回归方法,采用正交函数法建模可获得拟合适用性更优的回归模型,拟合误差带内较大误差点的误差抑制效果较好;验证集均方误差与之相比分别降低28.6%和16.2%。针对焊接型天平的“双向特性”测量问题,利用本文建模方法引入绝对值项后,验证集均方误差进一步降低,建模效果显著。 展开更多
关键词 风洞 天平 校准建模 正交函数 参数估计 建模误差
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基于叠加流场面元法的民用飞机跨声速气动伺服弹性分析
18
作者 吴善强 陈琦 +2 位作者 孙亚军 尼早 陈文 《北京航空航天大学学报》 北大核心 2026年第1期167-179,共13页
与亚声速相比,民用飞机进入跨声速飞行时,其气动伺服弹性特性出现明显的频率偏移和稳定裕度下降等问题。对于研发阶段的飞机而言,研发成本昂贵、试飞风险高、设计更改周期长,故在初步设计阶段需充分考虑跨声速区域的气动伺服弹性设计。... 与亚声速相比,民用飞机进入跨声速飞行时,其气动伺服弹性特性出现明显的频率偏移和稳定裕度下降等问题。对于研发阶段的飞机而言,研发成本昂贵、试飞风险高、设计更改周期长,故在初步设计阶段需充分考虑跨声速区域的气动伺服弹性设计。采用偶极子格网法计算的非定常气动力无法考虑跨声速激波和边界层的影响。针对跨声速非定常气动力计算,将非定常小扰动速度势分为定常项和非定常项,通过计算流体力学求解跨声速定常项,使用非定常流场面元法求解时间线化的跨声速小扰动速度势方程来计算非定常项。将得到的跨声速非定常气动力影响系数代入气动伺服弹性机体频响函数中,并与试飞结果、偶极子气动力模型计算结果进行对比,结果表明:基于叠加流场面元法的跨声速气动伺服弹性分析在频率和稳定裕度等方面与试飞结果更吻合。探索跨声速区域传递函数频率和稳定裕度变化规律,为民用飞机跨声速气动伺服弹性设计提供方法。 展开更多
关键词 民用飞机 气动伺服弹性力学 计算流体力学 面元法 跨声速
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尾座式垂直起降无人机着陆稳定性判别与优化
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作者 齐浩 魏小辉 +1 位作者 聂宏 彭一明 《振动与冲击》 北大核心 2026年第5期13-26,39,共15页
针对尾座式垂直起降无人机由于机尾坐立式着陆导致的稳定性不足及起落架功能局限问题,通过建立纵向非线性动力学模型,揭示了起落架触地阶段的动态失稳机理,创新性引入翻转能量判据及归一化稳定性裕度方法,实现了多参数耦合下系统稳定性... 针对尾座式垂直起降无人机由于机尾坐立式着陆导致的稳定性不足及起落架功能局限问题,通过建立纵向非线性动力学模型,揭示了起落架触地阶段的动态失稳机理,创新性引入翻转能量判据及归一化稳定性裕度方法,实现了多参数耦合下系统稳定性的量化评估与失稳边界的有效辨识。在此基础上提出了基于结构-功能一体化的自由尾翼解决方案,该装置在巡航阶段可将飞翼布局转换为双尾撑布局,显著提升气动效率并降低附加阻力,起降时则作为自适应起落架,扩大尾座式垂直起降无人机地形适应范围。在控制策略方面,提出多传感器融合着陆控制系统,通过结合激光测距传感器、惯性测量单元及着陆末端压力传感器,并基于Dempster-Shafer证据理论构建自由尾翼任务决策机制,实现基于自由尾翼的尾座式垂直起降无人机起降过程中的预姿态及动态调整,从而保证尾座式垂直起降无人机稳定抗冲击着陆,该研究为复杂场景下垂直起降飞行器的动力学优化提供了理论依据和技术支撑。 展开更多
关键词 尾座式无人机 垂直起降 结构动力学 冲击力学 优化
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基于主动柔顺控制的仿生起落架缓冲方法
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作者 牛飞航 尹乔之 +2 位作者 魏小辉 梁伟华 聂宏 《航空学报》 北大核心 2026年第1期36-50,共15页
如何提高低空多旋翼飞行器的着陆适应性和缓冲能力是实现其在复杂环境中安全着陆的关键。传统起落架结构固定且多采用被动缓冲方式,难以适应崎岖地形与对冲击响应的主动调节,易导致无人机着陆不稳定甚至结构损坏。为提升着陆适应性与缓... 如何提高低空多旋翼飞行器的着陆适应性和缓冲能力是实现其在复杂环境中安全着陆的关键。传统起落架结构固定且多采用被动缓冲方式,难以适应崎岖地形与对冲击响应的主动调节,易导致无人机着陆不稳定甚至结构损坏。为提升着陆适应性与缓冲性能,设计了一种驱动缓冲一体化的仿生腿式起落架,并建立了起落架及机体的动力学模型。基于动力学模型和阻抗控制方法,提出了一种具有刚度阻尼可调能力的主动柔顺控制策略,从而在保证飞行器具有地形适应性的同时提高缓冲性能。为了验证构型设计的合理性和控制方法的有效性,针对200 mm高度差地形、15°斜坡地形以及0.5、1.0、1.5、2.0 m/s不同侧向着陆速度的工况开展研究。结果表明,相较于无缓冲和基于关节电机三环控制的缓冲策略,主动柔顺控制策略可将机体过载峰值降低82.4%和70%,股关节峰值扭矩降低78.5%和58.6%,胫关节峰值扭矩降低76.7%和67.8%;在具有侧向着陆速度的工况下,能够有效吸收侧向冲击能量,并使机身姿态快速恢复平稳。 展开更多
关键词 仿生腿式起落架 主动柔顺控制 多旋翼飞行器 复杂地形 着陆缓冲
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