变体机翼后缘多学科设计与优化 被引量：8

1

作者 王宇 黄东东 +2 位作者 郭士钧 方妍 余雄庆 《南京航空航天大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2021年第3期415-424,共10页

变体飞机能够改变自身外形适应不同的飞行状态,提高飞行性能,其设计涉及气动、材料、结构等多个学科。本文采用零泊松比蜂窝结构的材料作为柔性蒙皮,设计了一种具备机翼参考面积不因弯度改变而缩减的特点的机翼后缘无缝偏转机构,研究了... 变体飞机能够改变自身外形适应不同的飞行状态,提高飞行性能,其设计涉及气动、材料、结构等多个学科。本文采用零泊松比蜂窝结构的材料作为柔性蒙皮,设计了一种具备机翼参考面积不因弯度改变而缩减的特点的机翼后缘无缝偏转机构,研究了变体机翼后缘机构多学科设计与优化方法。优化结果表明,优化后的机翼巡航和起降状态都具备良好的气动性能,不但柔性蒙皮可产生大尺度拉伸变形,而且后缘结构均能满足刚度、强度等性能指标,同时机翼结构质量相比初始设计减轻了18%。文中研究的变体机翼多学科优化设计方法,能够快速有效地完成变体机翼无缝偏转后缘优化设计。 展开更多

关键词 变体机翼 机翼后缘 多学科设计优化 柔性蒙皮 蜂窝结构

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基于单位属性的动态重构网络节点重要度评估

2

作者 潘愉锴 余文浩 +4 位作者 唐震 尹佳怡 张雯 冯国旭 郭玉杰 《现代防御技术》 北大核心 2025年第1期108-119,共12页

现代作战中的节点已区别于过去的功能单一化节点,正朝着多功能一体化发展。针对当前作战体系节点重要度评估中存在的节点功能多样性刻画、体系模型动态重构性构建、对蓝方网络分析现实性模拟等问题,面向蓝方体系网络建立了基于单位属性... 现代作战中的节点已区别于过去的功能单一化节点,正朝着多功能一体化发展。针对当前作战体系节点重要度评估中存在的节点功能多样性刻画、体系模型动态重构性构建、对蓝方网络分析现实性模拟等问题,面向蓝方体系网络建立了基于单位属性的动态重构体系网络模型,引入战术权值概念,并通过属性归纳与属性赋值的方式完成节点多功能一体化的构建与边的构建,提出了体系网络效能的动态重构计算方法和算法。考虑实际作战情况与作战效率,引入节点攻击代价,提出了基于单位属性的体系网络效能贡献率的节点重要度评估模型。在仿真模拟实验中,对比了不同时空状态下,按节点效能指数、度中心性、介数中心性等7种方式对节点进行重要度评估,并对网络进行打击后的网络效能的下降程度。仿真结果显示,所提方法实现了网络打击后的动态重构,体现了实际网络的强鲁棒性,验证了所提算法的合理性。 展开更多

关键词 单位属性 动态重构 节点攻击代价 贡献率 节点重要度评估

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军事元宇宙刍议与展望 被引量：5

3

作者 张昭 郭玉杰 +3 位作者 赵晓宁 孙宝亮 邓双厚 冯国旭 《系统仿真学报》 CAS CSCD 北大核心 2023年第7期1421-1437,共17页

自元宇宙概念兴起以来,它已被应用到诸多领域。目前,军事智能化、数字化、信息化转型全面推进,元宇宙技术赋能军事将加速新时代军事改革进程。为探讨元宇宙在军事领域的潜在应用,介绍了军事元宇宙若干关键技术及其在军事领域的作用,讨... 自元宇宙概念兴起以来,它已被应用到诸多领域。目前,军事智能化、数字化、信息化转型全面推进,元宇宙技术赋能军事将加速新时代军事改革进程。为探讨元宇宙在军事领域的潜在应用,介绍了军事元宇宙若干关键技术及其在军事领域的作用,讨论了军事元宇宙在武器研制与保障、官兵训练与教学、战术指挥与态势感知、体系化协同作战方面的若干潜在应用方向,思考了军事元宇宙目前及未来发展中面临的挑战,并对其未来发展与应用进行了展望。 展开更多

关键词 元宇宙技术 军事元宇宙 虚拟现实 系统仿真 体系对抗

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气垫船导管后支撑振动疲劳影响因素研究 被引量：1

4

作者 李迎港 郭玉杰 +4 位作者 熊宇超 王芳丽 刘磊 印寅 无 《舰船科学技术》 北大核心 2022年第17期23-28,共6页

气垫船优越的两栖性和快速性使其在军事和民用领域均有不可替代的优势,但是气垫船严酷的振动问题一直没有得到很好的解决,振动故障频发。本文以某型气垫船空气导管后支撑为研究对象,首先基于频域功率谱密度法计算某工况下导管后支撑外... 气垫船优越的两栖性和快速性使其在军事和民用领域均有不可替代的优势,但是气垫船严酷的振动问题一直没有得到很好的解决,振动故障频发。本文以某型气垫船空气导管后支撑为研究对象,首先基于频域功率谱密度法计算某工况下导管后支撑外接头振动疲劳寿命;然后从降低振动响应和提高疲劳性能2个方向,分别研究激励、模态阻尼比、固有频率、材料的疲劳性能对振动疲劳寿命的影响。结果表明:低阶模态对振动疲劳寿命影响显著,降低振动激励、提高阻尼比和提升疲劳性能均可以有效提升振动疲劳寿命,而调整固有频率不适用于平直功率谱加载方式;最后提出薄壁结构可通过局部加强来提高振动疲劳寿命的方法,并以一种加强手段验证其可行性。 展开更多

关键词 气垫船 振动疲劳 影响因素 薄壁结构

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高速无人机地面变速滑跑转弯方向稳定性研究 被引量：1

5

作者 孔德旭 尹乔之 +1 位作者 宋佳翼 魏小辉 《北京航空航天大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2023年第12期3476-3488,共13页

高速起降无人机地面滑跑过程中受到轮胎力、气动力、舵面力等多个非线性因素的影响,容易发生转弯失控,在地面打转甚至冲出跑道等严重事故。目前利用分岔理论分析飞机地面滑跑非线性转弯系统稳定性时,都是基于匀速滑跑的平衡态系统,无法... 高速起降无人机地面滑跑过程中受到轮胎力、气动力、舵面力等多个非线性因素的影响,容易发生转弯失控,在地面打转甚至冲出跑道等严重事故。目前利用分岔理论分析飞机地面滑跑非线性转弯系统稳定性时,都是基于匀速滑跑的平衡态系统,无法分析加减速对非线性非自治飞机地面滑跑系统稳定性的影响。对此,提出利用达朗贝尔原理将非线性动态系统转化为等效非线性平衡态系统进行分岔特性研究。在MATLAB/Simulink中建立无人机非线性地面变速滑跑动力学模型,并基于达朗贝尔原理在系统模型中引入惯性力,将系统转化为等效平衡态系统,进而利用数值延拓法对系统全局稳定性及分岔特性进行求解,分析了无人机变速滑跑过程中加速度对无人机转弯方向稳定性的影响,并对系统出现的鞍结分岔现象、Hopf分岔现象进行分析。通过对3种典型工况下无人机的运动状态和受力进行分析,揭示了无人机地面变速滑跑转弯时发生方向失稳的本质与机理。同时,在加速度单参数分岔分析的基础上,采用开折方法,将前轮转角作为附加参数引入无人机地面滑跑动力学模型,进行双参数分岔分析,讨论了双参数组合对无人机地面滑跑方向稳定性的影响规律,并就双参数分岔过程中新出现的BT分岔、GH分岔和ZH分岔现象进行了讨论。 展开更多

关键词 高速无人机 地面滑跑 分岔理论 MATLAB/SIMULINK 达朗贝尔原理

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翼身融合布局客机客舱布置快速生成原型系统 被引量：2

6

作者 祝雯生 余雄庆 《北京航空航天大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2020年第3期515-523,共9页

翼身融合布局(BWB)客机的客舱布置方案在很大程度上决定了其气动外形,筛选出一种合理的客舱布置方案是BWB客机概念设计的一项重要任务。为了提高BWB客机客舱布置设计的效率,应用基于知识工程(KBE)的方法,将BWB客机客舱布置的知识和规范... 翼身融合布局(BWB)客机的客舱布置方案在很大程度上决定了其气动外形,筛选出一种合理的客舱布置方案是BWB客机概念设计的一项重要任务。为了提高BWB客机客舱布置设计的效率,应用基于知识工程(KBE)的方法,将BWB客机客舱布置的知识和规范融入在客舱布置几何模型创建过程中,开发出了一个BWB客机客舱布置快速生成的原型系统。分别以300座和400座BWB客机为例,验证该原型系统的有效性。结果表明,只需输入客舱布置设计要求和主要参数,该原型系统即可自动地生成客舱布置方案。所开发的原型系统为BWB客机客舱设计提供了一种快速的途径。 展开更多

关键词 翼身融合布局(BWB) 民机 客舱布置 基于知识工程(KBE) 飞机概念设计

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局部振动对火星环境下薄翼型气动性能的影响

7

作者 陈肇麟 陆政旭 +1 位作者 肖天航 邓双厚 《北京航空航天大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2023年第11期2938-2950,共13页

火星的稀薄大气环境迫使无人机在亚临界雷诺数范围工作,低雷诺数层流分离问题给无人机气动性能带来极其不利的影响。同时,火星大气的声速较低,使无人机运行的马赫数更高,压缩效应增强并可能产生激波。为研究火星环境下翼型局部振动的流... 火星的稀薄大气环境迫使无人机在亚临界雷诺数范围工作,低雷诺数层流分离问题给无人机气动性能带来极其不利的影响。同时,火星大气的声速较低,使无人机运行的马赫数更高,压缩效应增强并可能产生激波。为研究火星环境下翼型局部振动的流动控制作用,采用基于动网格的数值方法对非定常流场进行模拟。选取NACA5605低雷诺数薄翼型,雷诺数为1.5×10^(4),马赫数为0.43和0.63。时均流场和时均气动力系数结果显示:翼型局部振动能够明显减少时均分离区的大小,起到增升减阻的作用。非定常流场表明流动控制机理在于振动产生的涡流运动抑制了翼型尾缘附近的层流分离。研究了不同振幅、频率和振动位置下的流动控制效果。最佳参数下,马赫数为0.43时升阻比最多提高24.7%,马赫数为0.63时升阻比最多提高52%。 展开更多

关键词 火星环境 低雷诺数 层流分离 局部振动 流动控制

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基于综合评价优化的民机顶层需求指标权衡

8

作者 范周伟 余雄庆 戴亚林 《北京航空航天大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2023年第9期2415-2422,共8页

确定顶层需求指标是民机设计流程之初的重要工作。针对民机顶层设计工作,提出一套民机顶层需求定量权衡方法。根据民机顶层需求与概念设计之间的关系,将概念设计方案的特性参数视为一组可行的顶层需求。将顶层需求的权衡分析问题转换为... 确定顶层需求指标是民机设计流程之初的重要工作。针对民机顶层设计工作,提出一套民机顶层需求定量权衡方法。根据民机顶层需求与概念设计之间的关系,将概念设计方案的特性参数视为一组可行的顶层需求。将顶层需求的权衡分析问题转换为对飞机总体设计参数的优化问题。选择“经济性、舒适性、环保性、适应性、安全性/可靠性”这5条判断准则,建立民机顶层需求综合评价模型,评估顶层需求的综合竞争力。以竞争力最大为目标,优化概念方案,确定最优的顶层需求组合。在宽体客机案例中,得到了比初始需求更合理的顶层需求,验证了所提方法的可行性。 展开更多

关键词 民机 顶层需求 综合评价 优化 权衡分析

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基于深度神经网络的客机总体设计参数敏感性分析 被引量：9

9

作者 范周伟 余雄庆 +1 位作者 王朝 钟伯文 《航空学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2021年第4期378-387,共10页

飞机总体主要设计参数敏感性分析揭示了总体主要设计参数对飞机特性指标的影响,有助于总体设计方案的决策。针对宽体客机总体主要设计参数敏感性问题,根据其总体主要设计参数和特性指标的特点,以及多学科间的耦合关系,建立了深度神经网... 飞机总体主要设计参数敏感性分析揭示了总体主要设计参数对飞机特性指标的影响,有助于总体设计方案的决策。针对宽体客机总体主要设计参数敏感性问题,根据其总体主要设计参数和特性指标的特点,以及多学科间的耦合关系,建立了深度神经网络模型。该深度神经网络模型以客机总体主要设计参数为输入,对特性指标进行预测。在深度神经网络模型中,设置了多个输入层、多个输出层以及多个分块的隐藏层,从而模拟客机总体主要设计参数对特性指标的影响以及不同特性指标之间的相互作用。测试结果表明,与传统代理模型相比,深度神经网络模型对客机特性指标的预测精度更高,多参数适应性更好。利用该深度神经网络模型对客机总体主要设计参数进行敏感性分析。分析结果表明,机翼1/4弦线后掠角在30°~31.5°时,有利于减少最大起飞重量和起飞平衡场长;发动机海平面最大静推力和机翼面积对客机直接使用成本、最大起飞重量等特性指标的影响最为显著。 展开更多

关键词 飞机总体设计 敏感性分析 深度神经网络 客机 代理模型

原文传递

楔形体入波浪水面数值模拟 被引量：9

10

作者 金禹彤 陈吉昌 +2 位作者 卢昱锦 肖天航 童明波 《航空学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2019年第10期41-54,共14页

数值模拟分析楔形体入波浪水面流体力学现象和运动姿态变化历程,为水上飞机在波浪水面起降提供技术和理论支持。基于有限体积法求解非定常雷诺平均Navier-Stokes(URANS)方程和SSTk-ω湍流模型,结合整体动网格法的速度入口造波方法、阻... 数值模拟分析楔形体入波浪水面流体力学现象和运动姿态变化历程,为水上飞机在波浪水面起降提供技术和理论支持。基于有限体积法求解非定常雷诺平均Navier-Stokes(URANS)方程和SSTk-ω湍流模型,结合整体动网格法的速度入口造波方法、阻尼消波法和流体体积(VOF)液面捕捉技术构造数值波浪水池,耦合三/六自由度模型,实现楔形体入线性规则波和不规则波的数值模拟。在楔形体入静水面算例验证的基础上,详细研究二维楔形体在线性规则波波峰、波谷、平衡位置-上行速度和下行速度处入水过程的受力特性和运动姿态变化。结果表明:速度入口造波方法的波浪数值解与理论解析解较吻合,偏差为1%;在二维楔形体入规则波过程中,楔形体所受垂向力和垂向速度变化趋势相同,对横向位移影响较小,其数值变化少于0.01;在平衡位置入水过程中,模型的滚转角和横向速度变化明显,其数值变化约为波峰、波谷位置处的8倍和10倍。分析原因:平衡位置处波浪内流速度变化较快,模型所受波浪力冲量较大,且楔形体两侧斜边与波浪的相互作用力也参与到模型的运动中。数值模拟二维楔形体在线性不规则波5个随机时间点入水及三维楔形体在波峰、平衡位置-上行速度处入水过程,其变化规律及形成原因与入规则波相似。 展开更多

关键词 楔形体 有限体积法 整体动网格法 速度入口造波法 波浪水面

原文传递

着水初始条件对水陆两栖飞机着水性能的影响 被引量：7

11

作者 卢昱锦 肖天航 +3 位作者 邓双厚 支豪林 朱震浩 陆召严 《航空学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2021年第7期152-163,共12页

针对着水初始条件对水陆两栖飞机静水面降落性能影响的问题,使用非定常雷诺平均Navier-Stokes方程和标准k-ω两方程模型求解非定常流场,耦合流体体积模型捕捉自由液面,结合改进的流场域网格划分策略,并借助任意拉格朗日欧拉方法处理机... 针对着水初始条件对水陆两栖飞机静水面降落性能影响的问题,使用非定常雷诺平均Navier-Stokes方程和标准k-ω两方程模型求解非定常流场,耦合流体体积模型捕捉自由液面,结合改进的流场域网格划分策略,并借助任意拉格朗日欧拉方法处理机体、网格和水气交界面三者关系。基于上述方法,探讨初始姿态角、下降速度和前飞速度对着水性能的影响,其中驾驶舱与重心位置加速度、气动力与水动力、俯仰角与吃水深度等参数变化被考虑在内,逐步得到最优着水初始条件。结果表明:增大初始姿态角有利于减缓飞机各位置除初次触水过载峰值外过载峰值的变化。当飞机俯仰力矩出现极值时,驾驶舱垂向过载显著大于其他方向和位置过载。减小初始下降速度,各加速度值也随之减小,值得注意的是重心垂向加速度值与初始垂向下降速度平方值存在线性变化关系。着水前飞速度的选取应使得气动升力略大于重力,飞机才能获得更佳的着水性能。 展开更多

关键词 水陆两栖飞机 有限体积法 流体体积模型 任意拉格朗日欧拉方法 驾驶舱过载

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基于喷流作用的自然层流翼型阵风载荷减缓控制 被引量：3

12

作者 王海峰 邓枫 +1 位作者 刘学强 覃宁 《航空学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2022年第11期246-257,共12页

为降低来流阵风引起的飞机气动载荷,基于CFD数值模拟对自然层流翼型NLF416开展了后缘喷流作用减缓阵风载荷的研究,研究包括开/闭环控制两部分工作,分别分析喷流动量系数、延迟时间及反馈系数和变量等对控制效果的影响。结果表明:喷流作... 为降低来流阵风引起的飞机气动载荷,基于CFD数值模拟对自然层流翼型NLF416开展了后缘喷流作用减缓阵风载荷的研究,研究包括开/闭环控制两部分工作,分别分析喷流动量系数、延迟时间及反馈系数和变量等对控制效果的影响。结果表明:喷流作用对阵风减缓是有效的,合适的喷流动量系数可有效减缓阵风引起的升力响应,降低响应变化量约78.9%,考虑喷流的迟滞效应后,可进一步减小10%左右;闭环控制方面,相比基于升力系数反馈存在的各种问题,基于上游阵风速度的控制明显较优,不仅有效降低了升力峰值,多减小了响应变化量约14.3%,动量系数也类似余弦函数变化,其控制效果更接近于开环控制。将这一结果运用至多种形式的连续阵风响应抑制中,也得到了较好的减载效果,进一步验证了喷流控制适用的广泛性。 展开更多

关键词 阵风减缓 喷流 CFD 开/闭环控制 层流翼型

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快速预测跨声速流场的深度学习方法 被引量：2

13

作者 奕建苗 邓枫 +1 位作者 覃宁 刘学强 《航空学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2022年第11期207-220,共14页

计算流体力学(CFD)代码所需的计算成本和内存需求对于工程设计(如空气动力学形状优化)可能变得非常高。基于深度学习的亚声速流场重构已经非常成功。相比亚声速流场,跨声速流场数据梯度更大,几何敏感度高。因此,基于传统的编码器-解码... 计算流体力学(CFD)代码所需的计算成本和内存需求对于工程设计(如空气动力学形状优化)可能变得非常高。基于深度学习的亚声速流场重构已经非常成功。相比亚声速流场,跨声速流场数据梯度更大,几何敏感度高。因此,基于传统的编码器-解码器架构的模型精度有限。建立基于U-Net架构的深度卷积神经网络(CNN)来快速预测跨声速流场。不同几何翼型的高保真度求解流场被用作训练数据。神经网络将表示翼型几何的符号距离函数(SDF)作为输入,将翼型外围压力场和速度场作为输出。与基准编码器-解码器架构相比,新的U-Net架构的误差降低了约24%。梯度锐化增强了流场的可视化效果,同时进一步将误差减小了约10%。最终,深度学习模型在速度场和压力场的误差保持在1.013%和4.625%。 展开更多

关键词 计算流体力学 深度学习 U-Net 卷积神经网络 梯度锐化

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激波控制鼓包对跨声速抖振影响的数值研究 被引量：2

14

作者 章胜华 邓枫 +1 位作者 覃宁 刘学强 《航空学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2022年第11期345-360,共16页

在跨声速飞行时,激波控制鼓包不仅能够减弱机翼上表面的激波强度从而降低波阻,对跨声速抖振也有一定的改善作用。通过URANS方法数值模拟来探究二维激波控制鼓包对OAT15A超临界翼型跨声速抖振性能的影响规律,并研究以巡航设计点减阻与抖... 在跨声速飞行时,激波控制鼓包不仅能够减弱机翼上表面的激波强度从而降低波阻,对跨声速抖振也有一定的改善作用。通过URANS方法数值模拟来探究二维激波控制鼓包对OAT15A超临界翼型跨声速抖振性能的影响规律,并研究以巡航设计点减阻与抖振状态减振2种目标设计的鼓包的区别。以巡航设计点减阻优化设计出的鼓包,在抖振条件下,能够推迟了翼型上表面的压力恢复,减弱了激波与边界层的相互干扰作用,达到减弱抖振幅度的效果,然而不能对抖振实现完全抑制。通过改变鼓包相对位置、高度和长度计算得到鼓包参数对抖振的影响规律,分析典型流场得到鼓包抑制抖振现象的工作机理是:鼓包减弱了激波强度的同时,阻碍了鼓包尾部边界层向上游移动与激波相互干扰,从而稳定了激波抖振现象。另外,基于巡航设计点减阻设计的2个鼓包相对参考位置距离分别为0.04c和0.10c(c为翼型弦长),与同等高度鼓包在抖振状态完全抑制抖振且不降低升力的位置范围的[-0.01,0.02]c和[0.01,0.08]c不同,二者位置最小相差0.02c,而鼓包这段距离差异对巡航特性和抖振性能都有着重要影响作用。总而言之,以巡航设计点减阻与抖振状态减振2种目标设计得到鼓包位置上存在偏差,工程设计中应当综合考虑在二者中做出权衡取舍,才能设计出综合性能更好的激波控制鼓包来提升翼型的跨声速性能。 展开更多

关键词 激波控制鼓包 超临界翼型 跨声速抖振 URANS 流动控制

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