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1. 视觉感知的无人机端到端目标跟踪控制技术
华夏,王新晴,芮挺,邵发明,王东
浙江大学学报(工学版)    2022, 56 (7): 1464-1472.   DOI: 10.3785/j.issn.1008-973X.2022.07.022
摘要   HTML PDF(pc) (2109KB)(284)   

针对无人机机动目标跟踪的自主运动控制问题,提出连续型动作输出的无人机端到端主动目标跟踪控制方法. 设计基于视觉感知和深度强化学习策略的端到端决策控制模型,将无人机观察的连续帧视觉图像作为输入状态,输出无人机飞行动作的连续型控制量. 为了提高控制模型的泛化能力,改进基于任务分解和预训练的高效迁移学习策略. 仿真结果表明,该方法能够在多种机动目标跟踪任务中实现无人机姿态的自适应调整,使得无人机在空中能够稳定跟踪移动目标,显著提高了无人机跟踪控制器在未知环境下的泛化能力和训练效率.

2. 倾转旋翼/机翼连续过渡状态气动性能仿真分析
王孟恬,金台,刘尧龙
浙江大学学报(工学版)    2024, 58 (4): 857-866.   DOI: 10.3785/j.issn.1008-973X.2024.04.021
摘要   HTML PDF(pc) (4505KB)(270)   

基于重叠网格,构建适用于连续倾转过渡状态模拟的数值计算框架. 针对无人机中的2个重要部件——旋翼和机翼,模拟旋翼/机翼系统从固定翼模式倾转至直升机模式的过渡状态. 采用雷诺平均方程,比较不同前进比下的气动性能变化,分析侧风风速对过渡状态的气动性能影响. 结果表明,机翼升阻力系数随着倾转角的增大而减小,变化程度随着前进比的增大而减小;旋翼拉力随着倾转角的增大而增大,变化程度随着前进比的增大而增大. 当来流存在侧风情况时,机翼升阻力系数减小,在倾转角到65°后侧风风速较小时的机翼性能有一定提升. 旋翼的拉力系数大小受侧风影响不大,但振荡幅度会因此增大.

3. 不同构型潜射航行器倾斜出水流场演化特性
庄启彬,张焕彬,刘志荣,朱睿
浙江大学学报(工学版)    2023, 57 (1): 200-208.   DOI: 10.3785/j.issn.1008-973X.2023.01.020
摘要   HTML PDF(pc) (1786KB)(274)   

研究头部构型、发射角度、发射速度对潜射航行器跨介质出水载荷及水流场演化特性的影响. 基于潜射航行器跨介质出水弹射试验及数值仿真数据,采用统计学相关分析与跨介质水动力、水流场演变特性相结合的方式,揭示各试验影响因素对航行器跨介质水流场特性的影响及机理. 研究结果表明,各因素影响航行器跨介质稳定性的程度关系为:头部构型 > 发射角度 > 发射速度. 影响潜射航行器跨介质出水载荷及水流场演化稳定特性的因素如下:1)头部构型差异引起流场脱落涡强度与脱落涡频率的不同,影响了湍动能耗散(最大耗散为0.075 J);2)发射角度不同引起了航行器运动状态与分力的改变;3)发射速度不同引起的初始动能不同诱发跨介质动能耗散不一.

4. 数字孪生驱动的机身形状控制方法
赵永胜,李瑞祥,牛娜娜,赵志勇
浙江大学学报(工学版)    2022, 56 (7): 1457-1463.   DOI: 10.3785/j.issn.1008-973X.2022.07.021
摘要   HTML PDF(pc) (1277KB)(235)   

针对人工调整机身筒段形状过程中存在的精度低、效率低以及局部过大应力的问题,提出基于数字孪生驱动的机身形状控制方法,搭建融合形状控制策略优化算法和虚拟调试技术的数字孪生系统. 在实时数据的驱动下,实现机身形状控制系统物理空间与虚拟空间的数据交互、动态映射. 研究结合遗传算法和深度学习的形状控制策略优化问题,通过ANSYS批处理多载荷步的方法,验证形状控制策略的可用性,在保持机身筒段应力均衡的状态下调整机身形状. 实验结果表明,利用构建的数字孪生系统和形状控制策略,可以有效地将筒段形状控制精度提高25.8%,将筒段形状控制效率提高414.3%,将局部最大应力减小42.5%.

5. 基于GRU的扑翼非定常气动特性快速预测
赵嘉墀,王天琪,曾丽芳,邵雪明
浙江大学学报(工学版)    2023, 57 (6): 1251-1256.   DOI: 10.3785/j.issn.1008-973X.2023.06.021
摘要   HTML PDF(pc) (2600KB)(155)   

为了克服传统计算流体力学代理模型不能有效模拟流体力学高度非线性系统的困难,解决现有基于深度学习的代理模型难以有效处理时间顺序信息的问题,以扑翼飞行器的二维翼型为研究对象,基于门控循环单元(GRU)与多层感知机,建立扑翼非定常气动参数的快速预测模型,实现对扑翼扑动时高度非定常、非线性气动参数的实时预测. 使用计算流体力学方法获得扑翼二维翼型扑动时的气动参数,以该参数为样本训练预测模型. 将扑翼的扑动振幅、频率、摆动角度与运动时间输入预测模型,快速得到扑翼在对应扑动状态下的升力、阻力与力矩. 实验结果表明,所建立的预测模型精度高、计算速度快,能够实现对扑翼非定常气动参数变化的实时高精度预测.

6. 基于高斯过程回归的机翼/短舱一体化气动优化
季廷炜,莫邵昌,谢芳芳,张鑫帅,蒋逸阳,郑耀
浙江大学学报(工学版)    2023, 57 (3): 632-642.   DOI: 10.3785/j.issn.1008-973X.2023.03.022
摘要   HTML PDF(pc) (3302KB)(313)   

为了解决机翼/短舱一体化气动设计的高维非线性优化问题,基于高斯过程回归(GPR)模型提出新型优化设计方法. 采用类别形状函数变换(CST)方法对机翼/短舱一体化构型中的翼型进行几何参数化建模;通过控制机翼形状参数、短舱形状参数和短舱安装参数实现机翼/短舱构型变形,该参数化建模过程共计包含50个设计参数. 通过GPR模型构建机翼/短舱设计参数与气动性能之间的代理模型,并采用贝叶斯优化(BO)算法实现代理模型的自更新和最优气动外形的获取. 结果表明:优化后一体化构型的阻力系数下降了10.95%,通过流场分析发现机翼外形和短舱外形的优化改善了表面流场结构,短舱安装位置的优化减弱了机翼和短舱间的气动干扰.

7. 径向分级燃烧室热声特性的试验研究
傅燕妮,隋永枫,张宇明,郑耀,夏一帆
浙江大学学报(工学版)    2023, 57 (6): 1234-1241.   DOI: 10.3785/j.issn.1008-973X.2023.06.019
摘要   HTML PDF(pc) (1878KB)(227)   

为了探究径向分级燃烧室燃料分配比例对燃烧室热声特性的影响,对工业级单筒4 MW功率等级径向分级燃烧室进行试验研究. 试验中通过改变径向上值班喷嘴和主燃喷嘴的燃料分配比例,分析燃料分配比例对动态压力特征频率和幅值的影响. 采用相空间重构方法和递归分析方法,探究燃料分配比例变化过程中燃烧室内热声状态的变化特征. 结果表明,燃烧室内整体存在低频(70~90 Hz)和高频(200~230 Hz)2个主导频率. 在燃料分配比例调节过程中,出现低频向高频跃迁现象. 相空间重构图和递归图显示,当燃料分配比例增大时,燃烧室内热声状态存在切换过程:由准周期状态过渡为混沌状态,最终切换至极限环状态.

8. 升力体构型的边缘钝化方法及气动性能分析
杨雨欣,陈烨斯,杨华,吴昌聚
浙江大学学报(工学版)    2023, 57 (6): 1242-1250.   DOI: 10.3785/j.issn.1008-973X.2023.06.020
摘要   HTML PDF(pc) (2515KB)(257)   

升力体构型的尖锐边缘会产生恶劣的气动热环境,影响飞行器的结构强度并产生热应变和材料烧蚀现象,为此提出通过外切圆延伸钝化升力体的方法. 对钝化前后构型进行数值模拟,通过灵敏度分析,研究钝化前后各设计参数对升阻比、壁面最大热流、容积、容积率的影响规律. 以升阻比、容积、容积率的最大化为目标,优化未钝化外形. 采用一致钝化法、非一致钝化法钝化优化后外形的尖锐边缘,分析钝化对气动力热特性的影响,对比2种钝化方法生成外形的气动性能差异. 计算结果表明:钝化不会改变设计参数对气动性能的影响规律. 钝化半径越大,壁面最大热流密度越低,对热流的缓解能力越弱. 边缘一致钝化后,下表面高压气体泄漏至上表面,升阻比下降,容积率升高. 边缘非一致钝化后,相比未钝化外形,升力体下表面高压气体泄漏减少,升阻比略有升高,最大热流密度升高但远小于未钝化时的最大热流密度. 2种钝化方法均对热环境有明显的改善作用.

9. 多矢量信息下的星敏感器三轴旋转角求解方法
段辉,张志利,周召发,徐泽乾,赵芝谦,王韶迪
浙江大学学报(工学版)    2022, 56 (12): 2514-2522.   DOI: 10.3785/j.issn.1008-973X.2022.12.021
摘要   HTML PDF(pc) (989KB)(307)   

为了提高星敏感器的实时性能与解算精度,基于多矢量信息,提出四元数表示形式下的星敏感器三轴旋转角求解方法,从理论上对所提方法进行详细推导. 基于单个星光矢量在天球系与星敏系中的三维坐标,将方向余弦阵变换形式转变成四元数变换形式. 降次二次四元数变换形式,以便后续求解. 考虑不同星光矢量的权重,联立所有星光矢量的信息求解星敏感器三轴旋转角,给出解决三轴旋转角求解过程中的迭代不确定性和四元数矢量方向奇异性的具体方案. 将所提方法与传统方法的性能进行对比分析. 仿真结果表明,相比传统方法,所提方法具有更快的解算速度和更高的三轴旋转角求解精度.

10. 基于高斯过程回归的空天飞行器多精度气动建模方法
季廷炜,查旭,谢芳芳,吴雨思,张鑫帅,蒋逸阳,杜昌平,郑耀
浙江大学学报(工学版)    2023, 57 (11): 2314-2324.   DOI: 10.3785/j.issn.1008-973X.2023.11.019
摘要   HTML PDF(pc) (3191KB)(227)   

为了满足空天飞行器在初步设计阶段宽速域、大空域模型的需求,将传统工程估算方法和计算流体动力学(CFD)数值模拟方法分别作为低精度和高精度气动数据来源,基于高斯过程回归模型提出独立于构型的空天飞行器气动性能多精度气动建模方法. 在工程估算方法中,以面元法为基础,建立空天飞行器气动力快速估算模型. 在CFD数值模拟中通过求解三维可压缩Euler方程实现空天飞行器气动高精度计算. 将所提出的多精度气动建模方法应用于FTB外形的双参数气动建模问题中,通过对比分析,发现所提出的多精度气动模型的预测精度、稳定性均优于用同等数量高精度样本构建的单精度代理模型的,预测的相对误差小于1%. 将多精度气动模型作为该空天飞行器再入问题气动数据来源,对比分析单、多精度建模方法对再入轨迹仿真的影响,发现所提出的空天飞行器多精度气动建模方法能够更加快速、准确地给出轨迹仿真所需的气动数据.

11. 中央传动齿轮箱复杂油路性能仿真
吴超琦,罗健,周莹,娄鹏,尉玉
浙江大学学报(工学版)    2023, 57 (11): 2337-2344.   DOI: 10.3785/j.issn.1008-973X.2023.11.021
摘要   HTML PDF(pc) (3454KB)(217)   

以某航空发动机中央传动齿轮箱复杂油路结构为研究对象,分别对“双通道多喷嘴”和“单通道多喷嘴”油路模型进行三维流动仿真分析并建立压力-体积流量数学模型. 计算结果表明:Realizable k-ε湍流模型能够有效捕捉“双通道多喷嘴”复杂油路结构的三维流动特性,滑油喷嘴喷孔的外部流线喷射位置和试验现象较吻合,计算精度较高;对供油压力为0.05~0.25 MPa的压力-体积流量曲线采用“外延法”方式,能够较好地预测供油压力为0.30 MPa时的体积流量,该值与仿真计算结果和设计要求均较吻合;随着油路入口供油压力增加,所有滑油喷嘴体积流量系数也增加,滑油喷嘴体积流量系数和油路内滑油雷诺数呈正相关关系;当供油压力为0.05~0.30 MPa时,“单通道多喷嘴”复杂油路模型的供油压力和体积流量呈二次函数关系.

12. 基于抗差自适应估计的微纳卫星相对定位算法
王昊泽,金小军,侯聪,周立山,徐兆斌,金仲和
浙江大学学报(工学版)    2023, 57 (11): 2325-2336.   DOI: 10.3785/j.issn.1008-973X.2023.11.020
摘要   HTML PDF(pc) (2308KB)(169)   

为了解决微纳卫星编队执行姿态机动任务时,差分定位性能降低甚至不能定位的问题,提出基于全视角天线组件的GPS接收和差分定位系统方案. 针对星载高动态环境,改进基于几何无关(GF)差分组合和衰减窗口的伪距粗差探测方法. 采用抗差自适应扩展卡尔曼滤波算法,将基于新息向量的观测噪声协方差矩阵开窗估计法应用于实时差分定位. 建立半物理仿真平台,开展不同场景下的差分定位性能对比验证. 结果表明,在全弧段侧摆与区间“侧摆-回正”机动条件下,所提出的基于全视角方案的滤波和估计算法相比于常规方案的扩展卡尔曼滤波(EKF)算法在定位星数、定位精度上均有大幅提升,在短、长基线情况下分别可以达到厘米、分米级的相对定位精度.

13. 基于改进的NSGA-II算法的三维扇区自动划设
张盈斐,胡小兵,周航,冯序增
浙江大学学报(工学版)    2025, 59 (2): 413-422.   DOI: 10.3785/j.issn.1008-973X.2025.02.019
摘要   HTML PDF(pc) (1634KB)(513)   

针对人工划分空域扇区耗时长且难以比较不同扇区划分方案优劣的问题,提出改进的快速非支配排序遗传算法(NSGA-II). 以均衡管制员扇区内工作负荷和减少管制员扇区间工作负荷为目标,基于网格-区域块-扇区层级提出三维扇区划分多目标优化模型. 为了提高种群的可行解数量、多样性及算法的解算速度,在NSGA-II算法中引入适应度评估算子、变概率组合交叉算子和动态变异算子. 对西安高空空域进行三维扇区自动划设的仿真模拟. 结果表明,与实际划分构型相比,优化后的方案将扇区内工作负荷均衡性提高了37%,扇区间工作负荷减少了24%;与传统的加权多目标优化算法相比,基于改进的NSGA-II算法得到的扇区划分方案可以为不同偏好的决策者提供更广泛的选择.

14. 基于非线性动力学稀疏辨识的涡致振动系统建模
季廷炜,王亮,谢芳芳,张鑫帅,郑畅东
浙江大学学报(工学版)    2025, 59 (2): 402-412.   DOI: 10.3785/j.issn.1008-973X.2025.02.018
摘要   HTML PDF(pc) (2443KB)(113)   

以二维和三维圆柱涡致振动(VIV)系统为研究对象,通过非线性动力学稀疏辨识(SINDy)的方法,识别VIV系统的结构响应模型和尾流振荡模型. 对模型进行验证和分析, 得到VIV系统的流固耦合模型,实现不同缩减速度下圆柱VIV位移和速度响应的预测. 结果表明,采用SINDy算法,识别了带有附加阻尼的二维VIV系统的结构响应模型. 该模型与流固耦合系统的动力学特征表现出明显的规律:当涡致振动系统处于锁定(lock-in)区域时,附加阻尼随缩减速度变大而基本保持不变,结构的无量纲最大振幅保持在较高水平;当涡致振动系统处于非锁定区域时,附加阻尼随缩减速度变大而呈现线性下降的特征,结构的无量纲振幅保持在较低水平. 基于SINDy方法识别的二维VIV系统流固耦合模型和三维VIV系统结构响应模型有较好的预测能力,其中二维VIV系统流固耦合模型有一定的泛化能力. 模型预测值能够表征原系统的运动特征,对二维VIV系统结构位移响应预测的相对误差小于6%,结构速度响应预测的相对误差小于5%,对三维VIV系统结构位移和速度响应预测的相对误差小于4%.

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