检索结果-内蒙古大学图书馆

中国科学:信息科学 2025年第4期55卷 931-948页

作者：李俊志龙腾孙景亮罗野周桢林北京理工大学宇航学院北京理工大学飞行器动力学与控制教育部重点实验室北京理工大学重庆创新中心陆空基信息感知与控制全国重点实验室

面向动态环境下无人机航迹规划的高时效性和动态环境适应性需求,开展基于启发式增量搜索的航迹规划方法研究.将稀疏A*（Sparse A*,SA*）与增量式搜索结合:通过改进节点扩展规则、定制节点简并策略,实现对SA*历史规划的节点图和代价信息... 详细信息

面向动态环境下无人机航迹规划的高时效性和动态环境适应性需求,开展基于启发式增量搜索的航迹规划方法研究.将稀疏A*（Sparse A*,SA*）与增量式搜索结合:通过改进节点扩展规则、定制节点简并策略,实现对SA*历史规划的节点图和代价信息的复用,避免计算资源的浪费;通过定制启发式增量搜索框架,在历史规划信息的基础上进行局部增量式更新,提出了增量式动态稀疏A*算法（incremental dynamic sparse A*,ID-SA*）,提升航迹规划的动态环境适应性.数值仿真与飞行试验结果表明,ID-SA*能够利用历史规划信息加速动态环境下的航迹重规划,效率远高于SA*、即时修复式稀疏A*（anytime repairing sparse A*,AR-SA*）,耗时降至10-1s量级,满足有限机载运算资源下的高效动态航迹规划需求.

关键词：无人机航迹规划动态环境启发式增量搜索稀疏A~*算法

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FW-H方程在声学速度预测中的拓展

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空气动力学学报 2024年

作者：赵东旭王垿桁宋亚辉刘秋洪西北工业大学飞行器基础布局全国重点实验室

声学速度矢量在声场特征描述和流声模态分解方面具有独特优势。经典FW-H方程广泛应用于远场声压外推，但没有对声学速度3个分量的计算做出规定，因而不能直接用于远场声学速度预测。考虑均匀流中点源辐射声场，利用对流格林函数和线化... 详细信息

声学速度矢量在声场特征描述和流声模态分解方面具有独特优势。经典FW-H方程广泛应用于远场声压外推，但没有对声学速度3个分量的计算做出规定，因而不能直接用于远场声学速度预测。考虑均匀流中点源辐射声场，利用对流格林函数和线化动量方程建立了远场声学速度与声压的频域显式物理关联表达式，进而基于FW-H积分方程，提出了声学速度频域解析公式FV3A-M。利用均匀流中单极子和偶极子声辐射典型测试算例，证明了公式FV3A-M及其实施的有效性。通过数值方法评估了圆柱-翼型流动产生的噪声，并与实验数据进行比较。DDES方法的湍流模拟和FW-H方程的声压外推结果均与实验数据吻合。在观察平面内，声学速度u′1分量的主峰值指向性形如典型四极子声压场特征，而u′2和u′3分量的分布则呈现偶极子声压场特性。依据公式FV3A-M预测远场声学速度仅是FW-H方程外推声压的积分过程副产品，有力地拓展了FW-H方程的应用场景。

关键词： FW-H方程格林函数可渗透面声比拟声学速度

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仿鸟扑翼飞行器关键技术综述

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航空学报 2024年第17期45卷 56-91页

作者：薛栋朱紫文宋笔锋西北工业大学航空学院西安710072 西北工业大学飞行器基础布局全国重点实验室西安710072

仿鸟扑翼飞行器(BIFMAVs)在飞行效率、隐身性和机动性上有巨大发展潜力,是一种具有较高研究价值和应用前景的微型飞行器。本文主要回顾了近20年来BIFMAVs的研究发展历程,对其总体设计方法、气动分析方法、驱动系统关键技术和飞行动力学... 详细信息

仿鸟扑翼飞行器(BIFMAVs)在飞行效率、隐身性和机动性上有巨大发展潜力,是一种具有较高研究价值和应用前景的微型飞行器。本文主要回顾了近20年来BIFMAVs的研究发展历程,对其总体设计方法、气动分析方法、驱动系统关键技术和飞行动力学与控制关键技术的研究现状进行了总结与分析,并指出了各项技术的特点、发展趋势和面临的挑战,最后提出了对BIFMAVs未来发展方向的展望。对仿鸟扑翼飞行器关键技术研究现状和发展方向的综合评述可为后续从事该方面的研究人员提供参考和借鉴。

关键词：仿鸟扑翼飞行器(BIFMAVs) 总体设计驱动系统多体动力学控制系统

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Menter SST湍流模型系数在高速流动模拟中的不确定度量化研究

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空气动力学学报 2024年第9期42卷 70-85,I0002页

作者：陈鑫王刚叶正寅西北工业大学航空学院西安710072 飞行器基础布局全国重点实验室西安710072

Menter SST湍流模型系数的不确定性会对高速流动数值模拟的结果产生显著影响。本文针对二维压缩拐角、二维圆柱和三维双椭球体3个典型高速模型,定量评估湍流模型封闭系数不确定性对数值模拟的影响。首先,采用非嵌入多项式混沌方法量化由... 详细信息

Menter SST湍流模型系数的不确定性会对高速流动数值模拟的结果产生显著影响。本文针对二维压缩拐角、二维圆柱和三维双椭球体3个典型高速模型,定量评估湍流模型封闭系数不确定性对数值模拟的影响。首先,采用非嵌入多项式混沌方法量化由Menter SST湍流模型封闭系数不确定性导致的气动力/热数值模拟的不确定度;然后,依据Sobol敏感性指标对封闭系数的敏感性进行排序,辨识导致不确定度的关键因素。研究结果表明气动热的不确定度普遍大于气动力。在考察的9个封闭系数中,σ_(ω1)、β^(*)、κ、a_(1)是对数值模拟结果不确定度贡献较大的关键模型参数,其敏感性大小与当地流动特征相关:在流动的大部分区域内,生成项系数σ_(ω1)和κ是导致数值模拟结果不确定度的主要因素;而在流动发生分离或出现激波后的区域,数值模拟结果受耗散项系数β^(*)与剪切应力限制器参数a_(1)的影响更显著。

关键词：不确定度量化高速流动敏感性分析 Menter SST 湍流模型封闭系数

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大流量异丁烷燃烧加热器高频不稳定燃烧抑制研究

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火箭推进 2025年第1期51卷 137-145页

作者：靳雨树曾令国杨样吕德润朱超中国空气动力研究与发展中心超高速空气动力研究所四川绵阳621000 飞行器流体物理全国重点实验室四川绵阳621000

∅3 m高温风洞采用空气/液氧/异丁烷三组元燃烧加热方式运行,针对所用大流量异丁烷燃烧加热器出现的高频不稳定燃烧现象,分析了激发维持机理,提出了喷注器物理结构分区、燃烧流强分区等不稳定燃烧抑制方案,在典型状态下开展了试验验证。... 详细信息

∅3 m高温风洞采用空气/液氧/异丁烷三组元燃烧加热方式运行,针对所用大流量异丁烷燃烧加热器出现的高频不稳定燃烧现象,分析了激发维持机理,提出了喷注器物理结构分区、燃烧流强分区等不稳定燃烧抑制方案,在典型状态下开展了试验验证。结果表明:采用基于物理结构分区的肋片隔板方案时,室压振荡由20%降至11%,结构振动小幅降低,不稳定燃烧抑制效果有限;采用基于物理结构分区和燃烧流强分区组合的隔板喷嘴方案时,室压振荡由20%降至4%,结构振动明显降低,不稳定燃烧抑制效果显著,在此基础上创新提出基于自有介质气膜冷却的隔板喷嘴方案,实现加热器典型试验状态下低燃烧脉动、低结构振动、300 s长时间安全稳定运行。

关键词：异丁烷加热器不稳定燃烧隔板喷嘴

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仿生小片对翼型气动性能的影响分析

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航空动力学报 2024年

作者：郝礼书张智昊杨博鉴许乐阳高永卫西北工业大学航空学院飞行器基础布局全国重点实验室

针对自然界鸟类着陆时翅膀上表面羽毛轻微抬起的现象，论文以海鸥翼翅翼型为基础，在翼型上表面布置了一系列不同形状构型的小片，采用计算流体力学（CFD）的方法研究了仿生小片构型参数对翼型气动性能的影响。重点讨论了小片形状、小... 详细信息

针对自然界鸟类着陆时翅膀上表面羽毛轻微抬起的现象，论文以海鸥翼翅翼型为基础，在翼型上表面布置了一系列不同形状构型的小片，采用计算流体力学（CFD）的方法研究了仿生小片构型参数对翼型气动性能的影响。重点讨论了小片形状、小片间隙高度、小片角度及层叠状小片等参数对翼型气动力的影响，并通过流线、压力分布曲线、涡场等信息分析了仿生小片抑制流动分离的效果。研究结果表明：仿生小片在有限迎角范围内能改善翼型的失速特性，实现升力的增加和压差阻力的减小；小片角度及形状是影响翼型气动特性改善的关键因素，小片间隙高度及层叠状构型对分离流动的控制力则更弱一些；在所有十一种小片构型中海鸥小片构型改善翼型失速特性的能力最强，其最大升力系数可以提高15.4%，改善翼型失速特性的有效迎角范围可达8°以上。上述研究结果也证实了鸟类着陆飞行时羽毛轻微抬起的气动原因，得到了改善翼型失速特性的关键参数，可以为后续仿生翼型的工程应用提供数据及理论支撑。

关键词：仿生小片仿生翼型失速特性气动性能计算流体力学

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基于单目视觉与测距信息的无人机集群定位方法

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航空学报 2024年

作者：李坤布树辉李佳朋王俱博玺韩鹏程李霄翰李浩玮西北工业大学航空学院飞行器基础布局全国重点实验室

无人机集群在低空经济中发挥着关键作用，是推动该领域发展的重要力量。集群定位信息是实现无人机任务协同、资源优化和高效调度的基础，为低空经济的可持续发展提供了支持。在复杂的工作环境中，全球卫星导航系统（GNSS）信号可能受到... 详细信息

无人机集群在低空经济中发挥着关键作用，是推动该领域发展的重要力量。集群定位信息是实现无人机任务协同、资源优化和高效调度的基础，为低空经济的可持续发展提供了支持。在复杂的工作环境中，全球卫星导航系统（GNSS）信号可能受到干扰，使无人机集群难以获取定位信息，进而导致集群丧失协同工作能力。为解决GNSS拒止环境下无人机集群的定位问题，本文提出了一种融合单目视觉与测距信息的无人机集群定位方法。该方法通过视觉里程计（VO）实现集群内各无人机的自主定位，并设计了一种仅传输必要信息的通信模式，包括视觉关键帧、位姿帧及地图点等信息，以较低的通信带宽将这些数据发送至中心服务器。提出了位姿帧的概念，解决了关键帧不能与测距信息融合的问题；中心服务器基于不同定位地图的关键帧间的共视关系或位姿帧与其对应的测距信息的约束关系将不同的地图对齐，并基于测距信息及视觉信息，将对齐后的地图融合、优化，最终实现集群定位功能。中心服务器完成全局优化后，将修正后的关键帧及地图点信息回传给无人机VO的局部地图，进一步提高了无人机定位精度。通过仿真与实验的方法对提出的定位方法进行验证，实验结果表明本方法估计的无人机集群绝对定位误差为0.49m，定位精度高于当前主流视觉定位方案。估计的无人机集群定位尺度误差为3.2%，解决了单目视觉定位的尺度混淆问题。本方法能够仅基于无人机间的距离信息实现集群定位，消除了集群航迹对共视要求的依赖，为复杂工作场景下无人机集群工作提供定位数据支撑。

关键词：无人机集群视觉定位距离测量集群定位图优化

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激光转塔跨声速流动特性及气动光学效应研究

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航空学报 2024年

作者：谭小童许和勇西北工业大学航空学院飞行器基础布局全国重点实验室

采用改进的延迟脱体涡模拟（IDDES）方法计算跨声速来流下激光转塔绕流流场，并采用几何光线追迹方法计算不同光束发射角下的气动光学效应，揭示不同流场特征结构对气动光学效应的影响。结果表明，转塔表面压力分布呈现对称的“呼吸”... 详细信息

采用改进的延迟脱体涡模拟（IDDES）方法计算跨声速来流下激光转塔绕流流场，并采用几何光线追迹方法计算不同光束发射角下的气动光学效应，揭示不同流场特征结构对气动光学效应的影响。结果表明，转塔表面压力分布呈现对称的“呼吸”模态和反对称的“交替”模态这两种主特征，其特征频率范围分别为St=0.26～0.41和St=0.11～0.22，这两种主特征在频域中呈现出连贯性。转塔阻力的波动主要由剪切层振荡导致，侧向力的波动主要由激波抖动导致，而转塔轴向力则是受激波抖动和剪切层振荡共同作用影响。光束穿过附着流区域时的高阶光程差较小且波动幅值很小，而光束穿过激波区域和湍流尾迹区时的高阶光程差很大，其时均高阶光程差约为附着流区域的4倍，而其峰值高阶光程差则是附着流区域的13倍。通过本征正交分解（POD）分析发现，光束穿过剪切层和湍流尾迹涡后的高阶光程差各阶模态能量分布近似，而光束穿过激波后的光程差能量分布更为集中在前五阶模态。

关键词：改进的延迟脱体涡模拟跨声速流动气动光学效应本征正交分解动力学模态分解

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机理与生成对抗代理建模融合的飞机系统可靠性评估

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航空学报 2024年

作者：冯蕴雯腾达路成王锐陈俊宇西北工业大学航空宇航学院飞行器基础布局全国重点实验室

为有效开展飞机系统可靠性评估,提出了一种机理与数据双驱的可靠性评估(Mechanism and data dual-drive reliability monitoring concept,MDRM)理念,在MDRM理念中,基于功能危险性分析(Functional hazard analysis,FHA)、故障模式及影响分析(Failure mode and effects analysis,FMEA)和故障树分析(Fault tree analysis,FTA),从正向机理角度构建故障逻辑图,结合运行数据构建贝叶斯网络模型选取重要影响参数,将生成对抗理论引入代理模型,提出了生成对抗代理建模策略,用于建立影响参数与研究对象的关联模型,进而实现可靠性评估。基于MDRM理念,融合神经网络模型和紧支撑域思想,提出了生成对抗回归网络(Generative adversarial regression network,GARN)方法用于飞机系统的可靠性评估。此外,运用数学案例证明所提出GARN的建模性能,通过某型国产民机1号液压系统低压和起落架刹车温度多失效案例验证所研究方法的工程适用性。通过多种方法对比表明,GARN具有突出的建模性能和仿真性能优势,所提出的理念和方法可为飞机系统可靠性评估提供有力的理论和技术支撑。

关键词：机理与数据双驱飞机系统可靠性评估生成对抗代理建模液压系统低压起落架刹车温度多失效

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动力翼单元松耦合设计方法研究及试验验证

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航空学报 2024年

作者：王科雷周洲李明浩西北工业大学航空学院飞行器基础布局全国重点实验室

基于分布式混合电推进飞行器先进气动布局设计技术研究背景，针对分布式动力翼推进/气动耦合问题，提出了一种面向工程约束的方形涵道风扇单元松耦合设计思路和方法，通过耦合涵道壁面影响的转子叶片设计优化、基于给定转子叶片动量源... 详细信息

基于分布式混合电推进飞行器先进气动布局设计技术研究背景，针对分布式动力翼推进/气动耦合问题，提出了一种面向工程约束的方形涵道风扇单元松耦合设计思路和方法，通过耦合涵道壁面影响的转子叶片设计优化、基于给定转子叶片动量源模型的涵道壁面设计优化两模块的耦合迭代，有效降低设计问题复杂程度，实现对方形涵道风扇单元这种多参数复杂对象悬停特性与前飞特性兼顾的多目标设计优化，最终通过风洞测力和测压试验验证了松耦合设计思路和方法的有效性和可行性。

关键词：分布式混合电推进飞行器分布式动力翼方形涵道风扇单元推进/气动耦合松耦合设计风洞试验

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