机翼结构布局的知识驱动设计

探讨了机翼结构布局设计知识驱动方法的实现问题。对布局设计的各类知识、求解策略、知识驱动的黑板模型进行了讨论,将它们纳入到一个统一的知识管理和问题求解系统框架中。开发了机翼结构布局智能设计系统原型,并应用于某战斗机机翼结构布局。系统能根据给定的设计要求,形成一个结构布局合理的初始方案。研究表明,开发知识驱动的设计工具,是解决机翼结构布局设计问题的一条可行途径。     

飞机对连续型大气紊流的动态响应

本文概要介绍作者近年在飞机对连续型大气紊流功率谱非定常动态响应计算方面的部分研究成果.本文在国内外首次将非定常升力面气动技术引入飞机对紊流谱的响应计算中,并建立了飞机响应谱及其统计特性的数值计算方法.计算表明,计入非定常气动力效应是十分必要的.利用本文叙述的方法,对两架假想样机进行了应用性考核计算,给出了考核意见.本文叙述的方法,可作为飞机抗紊流特性设计、分析或考核工具,用于飞机的设计实践.     

飞机结构铝合金材料腐蚀行为和腐蚀速率研究

本文针对海军飞机的使用腐蚀环境特点,对飞机结构高强度铝合金材料的腐蚀行为进行了研究,并用飞机大修时结构件在不同使用日历年限下的腐蚀损伤数据,建立了机场环境中腐蚀深度与飞机使用日历年限的函数关系,得到了机场环境条件下飞机结构铝合金材料的腐蚀扩展速率。     

典型隐身飞机动态RCS时间序列研究

定义和推导了目标机体坐标系与地面雷达坐标系之间的坐标转换关系式,得到了雷达视线在目标坐标系中的方位角和高低角.通过软件FEKO对典型隐身飞机目标F-22进行建模,计算得到了目标全空域的静态RCS值,并利用Matlab仿真分析了动态目标的RCS特性变化.仿真结果表明:不同飞行高度以及不同的航路捷径均可以影响机动目标的RCS序列,且当目标作适当的俯仰机动后,可以减小目标RCS值,给隐身飞机设计飞行航线模拟主动进攻提供仿真依据.     

飞机生存力评估方法

建立了飞机生存概率的计算方法。其中包括发现概率、击中概率和击毁概率的计算。在缺少敌方某些雷达参数时,所提出的发现概率的计算方法仍然适用。在计算击中概率时,考虑了飞机的雷达散射截面（ＲＣＳ）对脱靶距离的影响。     

改进主动形状模型的遥感图像飞机目标识别方法

提出一种基于梯度方向直方图（H OG ）的飞机目标方向估计方法,通过改进主动形状模型（ASM）对不同类型目标之间的形变进行建模,利用核密度估计方法（KDE）得到目标的全局统计形状约束以实现目标识别,并设计了一种针对飞机目标的半自动图像特征点标定策略,提高了对训练样本特征点的标定效率。对遥感图像中飞机目标的识别实验表明,与现有方法相比,研究提出的方法对飞机目标具有更好的识别性能。     

临近空间科学技术的发展现状及应用前景

 介绍了临近空间的特殊空间位置以及典型气象特征,梳理了国内外通过天基、地基、原位平台对临近空间进行科学探索和研究的情况,针对目前对临近空间认知不足的现状,提出应该以临近空间飞行器为主要平台对临近空间进行科学探索及应用;回顾了国内外临近空间飞行器（包括高空气球、平流层飞艇和高空太阳能长航时无人机）的技术发展及其在军用和民用市场中的应用现状,总结了亟需关注的关键问题,并提出了中国临近空间科技发展和应用的具体建议。     

A320撞击刚性靶体的数值模拟及冲击载荷工程模型验证

利用通用显式动力学分析程序LS-DYNA模拟了空客A320与刚性靶体的碰撞过程,获得了飞机以不同速度撞击时的冲击载荷.通过与修正的Riera公式计算的冲击载荷对比,确定了Riera公式和冲击载荷工程模型中修正系数α的取值,并获得了α与撞击速度V₀的对应关系.根据飞机的压损载荷冲量与冲击载荷冲量之比,确定了冲击载荷工程模型中冲击载荷系数γ的取值,并获得了γ与撞击速度V₀的对应关系.工程模型与数值模拟计算的冲击载荷曲线吻合较好,验证了冲击载荷工程模型的合理性,为空客A320及相似结构飞机的冲击载荷曲线计算提供了依据.      

基于径向基函数的结冰收集率计算的两级插值方法

为提高飞机结冰数值模拟中粒子轨迹计算的效率,基于拉格朗日方法,提出了两级插值方法。第一级插值为收集率插值,根据水滴轨迹在壁面撞击位置的收集率,采用径向基函数插值计算所有网格的收集率;第二级插值为轨迹插值,把水滴从远场运动撞击到壁面过程分为两个部分,在距机翼较远位置计算少量水滴轨迹,在壁面附近位置加密计算大量水滴轨迹。采用收集率插值时,由于结冰累积,线性插值或者高阶样条插值方法在遮蔽区内插值不准确,引入径向基函数插值来解决该问题。给出的算例表明,两级插值方法能够极大的提高拉格朗日法计算收集率的效率,径向基函数插值能够避免遮蔽区内插值不准确的问题。     

高超声速飞行器结构热气动弹性优化设计

基于高超声速飞行器X-43外形尺寸,构建含有隔热层的全机结构有限元模型。根据分层求解思路,考虑了气动热载荷作用下结构温度的稳态特性,忽略气动热对气动力和结构弹性力的弱耦合效应。使用三阶活塞理论对其进行频域内气动力计算,采用参考焓法求得模型表面的热流密度,进而计算出经过隔热层作用后,蒙皮表面的温度分布以及相应的热应力;在对结构的刚度矩阵进行修正后,采用p-k法迭代求解其临界颤振速度。以复合材料铺层角度和铺层顺序为设计变量,在全机结构、重量保持不变的情况下,对其进行以临界颤振速度为优化目标的气动弹性优化设计,使结构的颤振特性有了较大的改善。