摘要:

摘要:

摘要:

摘要:在雷达目标自适应检测中,常假定训练样本与被检测单元中杂波分量独立同分布。实际应用中,各种非均匀因素易导致部分训练样本受异常值污染,因此,研究合适的训练样本筛选方法具有重要意义。将训练样本筛选方法分为 4类,主要包括杂波功率法、知识辅助法、特征相似度法和其他筛选方法。其中:基于杂波功率的筛选方法可细分为功率选择训练、广义内积和自适应功率剩余等；基于知识辅助的筛选方法主要分为两类,一类是利用信息直接筛选地形数据,另一类则对检验协方差矩阵进行重构；特征相似度方法主要研究训练样本间频谱和协方差矩阵的差异性；其他筛选方法侧重于融合稀疏恢复、子孔径、多帧处理和深度学习等技术进行训练样本筛选。最后,对训练样本筛选方法进行总结和展望,给出现有研究在实际应用中所面临的潜在问题和挑战。

摘要:跨介质飞行器因其具备强机动、高隐蔽和快突防的性能优势,已成为当下一大研究热点。而动力系统作为飞行器最为核心的部位,直接决定了飞行器关键性能的优劣。为更全面地了解各类跨介质飞行器动力系统,通过文献调研,综合分析了国内外跨介质动力系统的发展现状。根据动力系统总体结构,将现有的跨介质动力系统分为分离式和组合式两类。组合式中的空/水共动力系统相比其他动力系统具有结构紧凑、质量轻等优势。其中,跨介质冲压发动机是实现更快速度、更远航程、更强机动性的跨介质飞行器动力系统的优选方案。文章分析了跨介质冲压发动机应用于空海武器领域需解决的关键技术,以期为促进跨介质冲压发动机的研究和实际应用提供借鉴。

摘要:进气道内唇罩激波诱导产生的入射激波/边界层干扰现象(Incident Shock Wave/Boundary Layer Interaction, ISWBLI)会对进气道性能产生显著影响。为实现对进气道内 ISWBLI更有效地控制,文章通过数值仿真方法研究了分布式边界层放气的控制机理及流动控制规律。研究表明,相比单个放气腔,分布式放气能够在更广泛的激波入射位置范围内保持较好的控制效果和效率,其能够通过抑制放气缝的气流倒流现象提升对流动分离的控制能力。文章对放气腔个数和放气腔进出口面积比对分布式放气控制效果和控制效率的影响进行了讨论,最后提出一种相对最优的分布式放气方案,能够更好地满足激波入射位置在一定范围内移动时的流动控制要求。

摘要:TBCC进气道在宽域马赫数飞行器性能提升方面起着重要作用。文章对外并联 TBCC进气道在 Ma = 3.5状态下双通道共同工作过程进行了非定常仿真。首先,随着涡轮通道反压的逐渐增加,结尾激波串不断向上游移动,研究发现涡轮通道反压比从 30增加到 49.6的过程中,泄流在涡轮通道调节过程中可以起到稳定结尾激波串的作用,放气流量从 2.80%增加至 4.39%,使结尾激波串位置移动相对较小。当结尾激波串推出流道,进气道陷入不起动状态后,涡轮进气道的喘振会使流场中的分离显著向前体延伸,从而诱发冲压通道的不起动。相比之下,冲压进气道的喘振过程对涡轮进气道流场结构影响相对较小,壁面压力分布表明冲压进气道的喘振会引起涡轮进气道压力波动 0.2~0.4倍反压,并伴随高频振荡。研究结果表明,分流板与进气道主体连接处的泄漏对改善任何通道的气动性能并无益处,因此应尽量减少泄漏。

摘要:为充分挖掘直连式风洞潜力,解决其无法复现自由射流试验冲压发动机进气道出口流场畸变难题,开展直连风洞/大堵塞比进气道流场复现与流动特性研究。研究结果表明:采用进气道截断技术与基于抽吸的流动控制技术,名义堵塞比 85%的直连风洞/大堵塞比进气道一体化构型能够实现风洞起动与进气道出口流场复现。一体化构型脉冲起动过程中产生向下游传播的起动激波,波后气流温度、压力阶跃式升高,气流以超声速向下游流动同时在扩张段进一步加速减压,形成了起动激波、二次激波与非常规接触面流场结构并向下游传播,二次激波增强传播速度下降；针对一体化构型,在最小二喉道位置采用抽吸措施解决起动问题,流场建立后抽吸率为 0.66%,以较小的抽吸流量解决直连风洞/大堵塞比进气道一体化构型的起动问题。

摘要:针对旋转爆震/涡扇组合发动机外涵隔离段与上下游部件(进气道/风扇/外涵隔离段)的匹配难题,利用分裂激盘模型对风扇进行简化,采用仿真方法开展马赫数为 3状态下进气道/风扇/外涵隔离段一体化定常流动特性与工作特性的研究。研究发现,进气道/风扇/外涵隔离段一体化流场节流过程中,进气道下游/风扇上游区域结尾激波串不断前移,结构形态呈现斜激波串形式,且结尾激波串外罩侧分离区尺度扩大,中心体侧的分离区则逐渐缩小直至基本消失；隔离段内流动始终保持亚声速状态,且马赫数逐渐降低。风扇的存在使进气道内分离区发生迁移和扩张,削弱了结尾激波的压升效应,同时导致低总压堆积在小半径区,而高总压区压力幅值下降,表现出不连续的特征。

摘要:针对 Bump进气道亚临界状态下激波边界层干扰诱导的大尺度分离影响进气道稳定裕度问题,文章提出了基于射流-放气的超声速 Bump进气道流动控制方法。数值仿真与风洞实验表明:在来流马赫数为 2的条件下,由于施加射流-放气控制措施,高速射流提升了边界层抵抗逆压梯度能力,亚临界状态结尾激波根部的分离得到有效抑制；同时,放气使激波下游分离区尺度进一步减小,从而提升了进气道的稳定工作裕度。施加控制措施后,小流量时,总压恢复提高了 2%~4%,出口畸变降低了约 60%,最低出口马赫数降低了 0.09,失稳边界左移,且随着射流压力升高,最高总压恢复有所提升。

摘要:激波/边界层干扰诱导的分离流动会直接影响进气道的气动性能和工作边界,采用基于后掠唇罩的入射激波/边界层干扰控制方法可有效抑制分离流动。为了揭示后掠唇罩前缘型线,即入射激波的三维后掠程度对分离区的影响,文章通过控制前缘型线参数,设计出不同后掠程度的唇罩构型,并采用数值仿真方法对比了干扰区内的流动特性,以期获得流动控制规律。结果表明:随着唇罩后掠程度的加大,展向压力梯度增加,干扰区内近壁流动的三维横向迁移增强,使部分分离区内的流体从两侧溢出,分离区流向长度随之减小。该现象在展向表现出的不均匀性,对称面区域减小程度最为显著,可达到 18.4%,但低能流在两侧区域略有堆积,其减小程度最小,仅 2.5%左右。

摘要:为了拓宽定几何轴对称进气道的稳定工作范围,提出了一种双设计点唇口设计概念。采用同一中心压缩锥体型面,分别设计了来流马赫数为 3.5和 4.5时,前体激波封口的轴对称进气道唇口,通过对这两个设计点下的唇口型面进行模块组合获得双设计点进气道的唇口型面。数值仿真结果表明,单设计点 MaD = 3.5和 MaD = 4.5的轴对称进气道自起动马赫数分别为 3.2和 2.75,而双设计点进气道的自起动马赫数为 2.8,与单设计点 MaD = 4.5进气道起动马赫数相当；此时进气道的流量系数为 0.72,远高于单设计点为 MaD = 4.5进气道的 0.65；双设计点进气道在来流马赫数为 3.5时流量系数也达到 0.95；当来流马赫数高于 3.5时,双设计点进气道唇口型面的前后交错布置可改善前体激波与唇罩边界层相互干扰引起的流动分离；相同来流马赫数下,双设计点进气道抗反压能力与单设计点进气道相当。由此表明,双设计点轴对称进气道设计方法是可行的,不仅提高了定几何轴对称进气道在低马赫数下的自起动能力和流量捕获能力,同时又改善了高马赫数下的前体激波与唇口边界层干扰引起的流动分离问题。

摘要:文章以某型纵列式双旋翼无人直升机为研究对象,对其内环姿态控制律进行了设计与改进研究。针对该纵列式无人直升机在飞行过程中存在的强耦合性、高度非线性、偏航效率低以及受某些外界干扰影响较大的问题,采用非奇异终端滑模控制策略,并结合改进的双幂次趋近律,以实现对飞行姿态的高精度控制。此外,为了进一步增强控制系统的抗扰能力,设计了扩张状态观测器以有效抑制外界干扰。仿真结果表明,所设计的姿态控制律显著改善了控制系统的动态响应特性、抗扰性能和鲁棒性,并在很大程度上提升了系统抑制滑模抖振的能力。

摘要:受多种因素影响,航空发动机在使用过程中其控制参数较设计值会出现不同程度的偏差。研究发现,控制偏差主要来源于传感器误差、控制系统精度及环境因素等,偏差对发动机性能修正的准确性有一定影响。通过建模与仿真分析,研究了主控制计划和几何可调机构控制偏差对航空发动机推力、耗油率(Specific Fuel Consumption, SFC)等性能参数修正的影响。为提高发动机性能修正的准确性,提出了基于控制偏差的航空发动机性能修正方法,并通过航空发动机台架试车数据对该方法进行了验证,结果表明采用考虑控制偏差因素的航空发动机性能修正方法,可以提高性能修正的准确性。

摘要:为了得到精确度较高的刹车起动扭矩,评估直升机刹车起动能力,把握刹车装置松开时机,开展了涡轴发动机刹车起动扭矩研究。提出了一种基于涡轴发动机试验数据计算刹车起动扭矩的方法,发动机无需测试改装,通过分析输出轴转速在正常起动过程中的加速率和正常停车过程中的减速率,建立正常起动、正常停车、刹车起动输出轴扭矩平衡方程,从而快速得到刹车起动过程中燃气发生器转速与刹车起动扭矩的关系。在相同大气环境下,基于某涡轴发动机试验数据开展了起动扭矩计算和两次刹车起动试验验证,结果表明:刹车起动扭矩远大于正常起动扭矩,以地面慢车状态为例,刹车起动为正常起动扭矩的 4倍左右,计算误差范围为 1.4%~2.2%,计算精度满足工程应用,所提方法对于涡轴发动机刹车起动能力评估具有重要意义。

摘要:为研究某型高亚音速无人机单发夹角式与火箭助推零长发射问题:首先,建立了发射阶段组合体质量特性和力矩模型,考虑发动机推力和无人机质量特性偏差,计算了火箭推力线配平和配平结果；然后,基于竖直吊挂法原理,设计了助推火箭推力线吊挂系统,研究了助推火箭推力线吊挂和精确调整方法；最后,通过试飞验证了火箭推力线吊挂及调整方法的合理性和可行性。所提方法可应用于无人机火箭推力线的精确测试和调整,提升无人机火箭助推零长发射的安全性。

摘要:声呐浮标是航空搜潜的主要手段,适合的声呐浮标阵型将有效提高搜潜效率。针对传统的声呐浮标布阵存在搜索概率低、效能低的问题,以声呐浮标折线阵为例,利用遗传算法的寻优特点,对其进行优化,设计了一种可满足对潜搜索概率所需的最少投放浮标数量的优化方法,并对该新方法进行仿真验证。仿真结果表明:该方法设计的最优声呐浮标折线阵型,在布阵时间和搜潜概率方面较传统算法均有所改进,提高了搜潜概率,可为航空反潜战术规划提供技术支持。

摘要:传统的基于快速傅里叶变换(Fast Fourier Trasform,FFT)的图像条带噪声去除方法,即使用指数低通滤波方法使图像的高频分量被滤除,会造成图像细节信息的丢失。文章提出了一种基于 FFT的条带噪声去除改进方法,即空间域插值与频域滤波相结合的条带噪声去除方法。该方法利用空间域去噪后的高频分量替换传统频域滤波频谱图中的高频信息,避免了由于地物某些高频信息与条带噪声频谱混在一起而造成的高频信息丢失。采用信噪比(Signal to Noise Ratio,SNR)和峰值信噪比(Peak Signal to Noise Ratio,PSNR)两种评价指标分别对传统的指数低通滤波方法和改进的滤波方法的去噪效果进行评估。基于改进方法处理后的图像,其 SNR和 PSNR均有明显地提高, SNR值最大可由 27.12提高至 49.87,PSNR值最大可由 37.89提高至 61.00,表明该方法能够有效去除条带噪声。