集成神经网络在2.4米跨声速风洞马赫数预测中的应用

摘要：2.4 m跨声速风洞空气流动是复杂的三维流动,想要利用机理模型来描述马赫数特性十分困难,所以我们采用数据驱动的方式建立风洞马赫数模型。本文提出一种基于特征子集的集成神经网络建模方法,该方法选用动态NARMAX模型,并采用集成神经网络的方法建立了风洞马赫数预测模型。最后,进行了单一神经网络模型与集成神经网络模型在马赫数预测上的性能对比。结果表明,集成神经网络模型可以在保证预测准确度和泛化性的基础上,降低模型的训练和测试时间。     

基于神经网络的风洞马赫数预测控制仿真研究

针对2.4 m跨声速风洞很难用精确的机理模型表示系统的动态特性的问题,提出了基于神经网络模型的风洞马赫数预测控制策略.综合了模型预测控制和神经网络建模的优点,对于控制参数未知、非线性和时变系统具有很好的处理效果.利用基于径向基函数的神经网络模型预测系统的动态响应、非线性神经网络模型可以在训练过程中捕获系统的动态特性等措施,实现了将神经网络模型应用到MPC结构中.仿真结果表明,该控制策略具有很好的跟踪性能和控制效果.     

NARMAX模型在风洞流场建模过程中的应用

为提高风洞的流场控制精度,建立了一种新的针对跨声速风洞流场的数学模型.采用NARMAX模型作为系统的模型结构,结合风洞运行的特点,将整个试验运行过程划分为3个阶段,然后分别对各阶段进行建模,并使用函数拟合的方式得到风洞模型.模型的关键参数阶次和采样间隔分别用伪最邻近点法和互信息法进行辨识,并将BP神经网络作为输入与输出之间的非线性映射函数,可得到稳定段总压和驻室静压的模型,最后通过马赫数的计算公式得到试验段马赫数的取值.仿真结果表明:该模型辨识精度高,能体现出风洞运行的特点.     

基于BP神经网络的燃气流量可调固体冲压发动机推力建模方法研究

针对流量可调固体冲压发动机稳态数值模型建立的问题,提出了一种基于BP神经网络的建模方法。该方法利用数值计算与试车台试验数据相结合的方法,得到基于高度、马赫数、迎角、燃气发生器压强、补燃室压强五个关键特征参数的推力数据库,基于该数据库建立了多层BP神经网络模型,并对该模型进行了校核验证。结果表明:所建立的多层BP神经网络模型可精确预测理论数值计算模型,可代替复杂的数值计算模型或大规模的推力数据库,为固体冲压发动机弹上控制系统产品的研制奠定了基础。     

2.4 m跨声速风洞低超声速流场调试试验研究

为进一步拓展风洞试验马赫数范围,在2.4 m跨声速风洞开展了低超声速流场性能调试研究,主要内容为声速喷管和孔壁试验段的最高马赫数调试,以及马赫数1.4喷管和孔壁试验段的马赫数1.4流场调试,研究风洞运行控制参数和孔壁试验段结构参数对流场品质的影响。结果表明,通过优化控制参数和调整结构参数,在2.4 m跨声速风洞孔壁试验段中成功建立了低超声速流场,可投入型号应用。     

整流帽布局对全动舵附近流动结构及热环境分布规律的影响

基于局部外形优化改善空气舵附近区域局部热环境,可明显提升高马赫数飞行器热防护系统在恶劣环境下的适应性和生存能力。整流帽的应用作为高马赫数飞行器全动舵流动与气动热特性优化的有效手段,在近年来备受关注。建立一种适用于高马赫数完全气体可压缩流动的数值模拟方法,采用该方法开展整流帽布局及几何参数对全动舵附近流动结构及热环境分布规律的影响研究,并通过带整流帽布局的平板-全动舵模型激波风洞测热试验对数值模拟方法的准确性进行验证。结果表明：高速来流流经整流帽时将产生激波减速,在整流帽下游激波迅速膨胀分离,空气流动速度和加热能力均显著降低;从整体上看,设置整流帽能够显著降低整流帽展向宽度范围内的全动舵及附近平板气动热环境;随着整流帽楔角减小,全动舵气动加热整体呈恶化趋势;随着整流展宽增加,全动舵气动加热进一步减轻。     

利用BP神经网络预测BT20钛合金的流动应力

为建立BT20钛合金(Ti6Al2Zr1MolV)的流动应力预测模型,通过热压缩试验获得其流动应力曲线,并对BP神经网络的算法进行改进,实现BT20钛合金的流动应力的准确预测。研究表明:采用人工神经网络(ANNs)预测流动应力不需要考虑材料特性,有效地避免了传统经验或回归本构模型由于假设和简化带来的误差,并且神经网络具有很强的非线性离散数据处理能力,选取合适的网络模型(主要是隐层数及隐层单元数),输入足够的样本数据对神经网络进行训练即可获得令人满意的预测精度;采用含两个中间层,网络结构为3×16×14×1的改进BP神经网络模型能够较为准确的预测BT20钛合金的流动应力,计算效率较高,该预测模型可作为其塑性成形过程有限元模拟的本构关系。     

串联式超声速环形引射器的设计与分析

为了满足高超声速风洞建设的需要,开展了串联式超声速环形引射器系统的状态模拟及方案论证。结合已有的风洞尺寸,采用一维处理方法,针对试验马赫数4、6、8,对Φ2m高超声速风洞两级串联式超声速环形引射器进行方案设计,得到各级质量流量、前室总压和临界截面马赫数等参数。结果表明:Φ2m高超声速风洞采用串联式超声速环形引射器方案能保证风洞的正常运行,但气源系统和场地要求苛刻,风洞运行成本偏高。     

基于概率神经网络的风洞设备故障预测诊断方法

针对风洞设备故障征兆与故障原因之间的非线性关系,提出基于概率神经网络的风洞设备故障预测诊断方法.利用概率神经网络强大的自主学习能力和较强的模式识别能力,来预测诊断风洞设备的故障原因,通过故障样本对概率神经网络进行训练,并对待测样本进行故障预测诊断.结果表明:概率神经网络能满足故障诊断快速和准确的要求,故障预测诊断精度较高,适用于在线检测,具有实际应用价值.     

多头再入系统上升段加热的风洞实验研究

为了给多头再入系统上升段加热研究提供设计资料,进行了马赫数等于8的风洞实验研究。相变涂层方法证实了激波碰撞加热点的加热率高达未扰值的30倍。阴影仪照片证实了双稳定激波结构的存在。通过数据分析,提出了一种供设计分析用的简单流动模型和干扰加热预计方法。     

双旋弹道修正弹弹体非对称载荷的数值研究

固定鸭舵双旋弹道修正弹的弹体受到鸭舵非对称尾流的影响,其载荷具有非对称特性。为了研究该非对称特性,通过计算流体力学(CFD)仿真和风洞实验的结果对比验证CFD方法的有效性。对0°舵偏、2°舵偏、4°舵偏的双旋弹道修正弹模型在多马赫数、多攻角下进行CFD仿真,并通过绘制鸭舵尾流的流线图和弹体压力系数云图对流场进行定性分析,通过对比弹体截面压力系数和弹体法向力、侧向力系数对弹体受力的非对称性进行定量分析。结果表明： 0°舵偏模型的弹体压力系数呈面对称,2°舵偏模型、4°舵偏模型弹体压力系数呈非对称;在给定马赫数下,3种模型弹体法向力系数随攻角变化的曲线高度重合; 0°舵偏模型的弹体侧向力系数在0附近,2°舵偏模型、4°舵偏 模型的弹体侧向力随攻角近似线性变化,随马赫数先增大、后减小;给定攻角时,4°舵偏模型对应曲线峰值约为2°舵偏模型的2倍。     

CG-01高速风洞弹箭模型动稳定性导数实验系统设计

为在风洞中真实模拟弹箭飞行运动状态,提高弹箭模型动稳定性导数测量水平,在CG-01高速风洞全新研制了一套动稳定性导数实验系统。该系统包含控制子系统、数据采集子系统、数据处理子系统和中小长细比模型实验装置、大长细比模型俯仰振动实验装置、旋转弹模型实验装置3个不同的实验装置。针对中小长细比模型,采用传统强迫振动方法建立了滚转、偏航和俯仰振动的实验装置;通过尾部强迫振动方式,开发出针对小口径、大长细比模型的俯仰振动实验装置;利用电机驱动弹体旋转,研制出两自由度旋转模型实验装置。整套实验系统经过了标模风洞验证实验,结果表明：中小长细比模型动稳定性导数实验装置在不同马赫数和迎角下测量的结果具有较高的精度;与国内外实验数据和计算流体力学数据进行了对比分析,实验结果处在可接受的误差范围内。大长细比模型和旋转模型动稳定性导数实验装置具有较高的工程应用价值。     

连续式跨声速风洞动力系统运行安全研究

为提高连续式跨声速风洞动力系统的运行安全性,结合0.6 m×0.6 m连续式跨声速风洞的建设、调试和运行实践,分析风洞闭口回流布局对气流温升和管网阻力的影响,研究轴流压缩机在风洞应用中的轴系、运行工况和马赫数控制的安全特性,对关键性能进行了测试研究。研究结果表明：换热器性能满足压缩机运行和风洞总温需求;得到了压缩机轴系运行参数报警阈值和防喘振曲线设置的依据,测试出了扭转振动临界转速。压缩机防喘振曲线统一采用100 kPa总压下的流量和压力比,风洞马赫数可采用压缩机转速和中心体位置闭环组合控制。     

一种小型超音速风洞技术研究

详细介绍了小型超音速风洞装置的基本结构、工作原理和技术特性。该风洞装置可完成马赫数范围为2～7的空气动力实验。主要进行超音速气流的马赫数、滞止压力、滞止温度、气体流量以及空气动力载荷的测量；还可以观测并研究气流以不同马赫数在模型表面形成的激波、边界层分离和附面层情况等，并可在计算机上形成连续图像。该风洞广泛应用于空气动力、武器弹药工程和航空航天等方面的科学研究。     

2.4 m 风洞栅指系统同步控制策略研究

针对2.4m风洞栅指系统控制流场精准度不足的问题,开展栅指系统同步控制策略研究。简介栅指控马赫数原理,采用MOOG伺服控制器,提出一种新的同步控制算法,完善其核心控制程序,并对优化前后在试验过程中栅指动态同步误差进行对比分析。实际应用结果表明:该算法能提高栅指系统的同步控制性能,为改善2.4 m风洞流场品质起到了积极作用。     

栅格翼翼身组合体超声速滚转阻尼特性

为了研究栅格翼翼身组合体超声速的滚转阻尼特性,采用求解定常状态N-S方程的方法,对超声速阶段栅格翼翼身组合体在有攻角时的滚转阻尼特性进行了数值研究,并且与平板翼翼身组合体的滚转阻尼特性进行了比较.对平板翼翼身组合体的数值模拟结果与实验值的误差较小,该方法可作为研究复杂翼身组合体滚转阻尼特性的数值计算方法.计算结果显示在所研究的攻角范围内,栅格翼翼身组合体的滚转阻尼导数随马赫数的增加出现2次转折,Ma=2.5时出现严重的气流壅塞现象;滚转阻尼导数随攻角的增大而减小,背风面栅格翼受组合体分离流的影响较大.     

多片弹翼反坦克导弹气动特性实验研究

以美国的“新标枪”轻型反坦克导弹外形为基础,采用部件组合法设计一组风洞实验模型,进行六分量测力实验,实验马赫数范围为0.3～0.5,攻角范围为-1°～15°。实验结果表明：弹翼片数从4片增加至8片可使模型在所实验的马赫数范围内静稳定,法向力、法向过载可提高40%以上,而零升阻力增加量不到5%。对于正常式布局亚声速飞行的轻型反坦克导弹,8片弹翼可能是最佳的选择。