航空学报-最新录用

弯曲通道内的爆震波传播特性实验研究

曹力文王可徐子阳苏晓宇范玮 — 2024-04-25 00:00:00.0

爆震波在弯曲通道内传播时，受通道曲率影响，在外壁面压缩与内壁面衍射共同作用下，爆震波锋面呈特定的弯曲型面，更易发生由于激波与化学反应区解耦造成的传播不稳定。为揭示爆震波在弯曲通道内的传播特性，采用C2H4和O2/N2为混合物，实验研究了当量比、稀释比对爆震波传播过程的影响。结果表明，在弯曲通道内，爆震波近贫燃极限与近富燃极限的熄爆机制存在差异；富燃工况下，稀释比由0.4增大至0.6，爆震波可从规则反射传播模式转变至全马赫反射传播模式；通过将爆震波内壁面Dn/DCJ与0.8DCJ进行对比，可将传播模态分为稳定传播模态、临界传播模态和不稳定传播模态；贫燃工况下，弯曲通道内爆震波传播对稀释比变化更敏感；爆震波在封闭弯曲通道内稳定传播的临界条件是弯曲通道内壁面半径应为18.6~24.2倍的平均胞格尺寸。

单向预浸料成型性能表征方法研究进展

赵月青林德志陈汇汤家力王立冬 — 2024-04-25 00:00:00.0

随着民用飞机复合材料用量日益增加以及对材料国产化的迫切需求，提高复合材料结构件制造效率和成型质量已成为当今亟待解决的问题。为了避免成型过程中出现褶皱、屈曲以及厚度不均等成型缺陷，有必要对预浸料的成型性能进行全面的表征，以评估材料的可制造性，并为选材和材料性能改进提供参考，也为有限元仿真模型的建立提供数据。相比织物预浸料，单向带预浸料在民用飞机复合材料结构件的应用更为广泛，特别是用于对强度有较高要求的主承力结构件的制造。因此，对其进行成型性能的表征至关重要。本文系统综述了国内外关于单向预浸料在压实、面内剪切、层间滑移和弯曲性能等成型性能测试方面取得的研究成果，并对预浸料成型性能测试的发展方向进行了探讨。

基于交互多模型的时变平滑变结构滤波算法

王健周立辉陈家福李欣琦郭霖佯何自豪周浩 — 2024-04-25 00:00:00.0

针对平滑变结构滤波算法存在抖振以及无法有效估计未量测目标状态的问题,提出了基于交互多模型的时变平滑变结构滤波算法。该算法首先通过平滑变结构滤波算法对目标状态进行初步估计；其次通过计算时变平滑有界层，并采用tanh函数取代饱和函数计算初步状态增益，解决抖振问题；然后采用贝叶斯思想重新计算协方差矩阵与状态增益用于目标状态更新，解决平滑变结构滤波无法有效估计未量测状态的问题；最后与交互多模型算法结合，实现对机动目标的有效跟踪。仿真结果表明，本文提出的算法在模型失配以及量测噪声改变的情况下，仍可有效的对机动目标进行跟踪，仿真结果与典型的目标跟踪方法相比，跟踪精度明显提高且鲁棒性更强。

航天电静液伺服系统复合自适应跟踪控制

窦振华国凯黄晓明孙杰左哲清赵守军 — 2024-04-25 00:00:00.0

针对电静液伺服系统自适应控制过程中存在参数收敛速度慢、跟踪性能差、参数辨识过程中持续激励条件苛刻的问题，进行了复合学习自适应位置跟踪控制算法的研究。依据电静液伺服系统的动力学模型，采用反步控制和复合学习的方式设计自适应跟踪控制器，由跟踪误差和预测误差同时驱动参数估计，从而在间歇激励的条件下保证跟踪误差和参数估计误差的收敛性，通过李雅普诺夫理论证明了控制器的一致稳定性。仿真及实验结果表明，相比于传统自适应控制，该方法不需要油缸加速度信号，且表现出更好的轨迹跟踪效果，经过复合学习，系统跟踪误差下降了50%，并且表现出更高的鲁棒性。

基于混合动作的空战分层强化学习决策算法

李佐龙朱纪洪匡敏驰张杰任洁 — 2024-04-25 00:00:00.0

智能空战是世界主要军事强国的研究热点。为解决超视距空战博弈机动决策问题，提出了基于深度强化学习的超视距空战分层决策算法。在决策算法中，使用适合于超视距空战的机动动作集，并采用飞行控制的方法，对飞行器的航迹和姿态进行控制。为了扩大模型的动作空间，提升模型的决策能力，将空战的动作空间进行分层，建模为多维离散的动作空间。针对空战中稀疏奖励的问题，设计了一套综合考虑位置优势、武器发射和武器威胁等要素的奖励函数，用于引导智能体向最优策略收敛。搭建完整的数字孪生空战仿真环境和空战专家系统，在仿真环境中训练决策算法，并通过与专家系统的对抗，对决策算法进行评估。实验结果表明，决策算法具备超视距空战自主决策的能力和周期性进攻的特性，能够根据战场态势，进行灵活的机动决策，在与专家系统对抗的过程中具有一定的优势。

直流励磁发电系统的电容电荷平衡控制理论的实现及对比研究

王宇卢志远陈凯夏宇航 — 2024-04-25 00:00:00.0

全电/多电飞机技术以及军用车辆技术的发展对其发电系统提出了高动态性能、低浪涌电压的要求。调磁式直流发电系统通过独立调节励磁维持输出电压稳定，系统输出动态性能取决于控制策略的好坏，传统电压比例积分(proportional integral，PI)控制难以兼顾系统动稳态性能。本文将电容电荷平衡控制(charge balance control，CBC)方法用于提升直流发电系统动态性能，根据控制目标与控制方式的不同，分为经典CBC策略和基于CBC原理的电压闭环最优PI控制策略(optimal PI control，OPIC)以及电容储能闭环最优单比例控制(optimal single proportional control，OSPC)策略。首先论述了经典CBC原理，给出OPIC和OSPC的实现过程，并基于CBC思想引出OPIC和OSPC的外环系数整定方式；其次给出三种控制策略对比分析，指出经典CBC可实现系统最优瞬态回复过程，但切换过程存在二次调节现象需加以补偿。OPIC与OSPC通过动态切换外环系数实现系统最优控制，但由于内部励磁环跟踪滞后，只能逼近CBC效果；最后通过实验验证所提控制策略的正确性，结果表明所提控制策略相较于传统电压PI控制更有利于提升系统动态性能。此外，OPIC兼顾动稳态调节性能，OSPC抗负载扰动性好，经过补偿的CBC动态性能最佳。

复合材料连接结构的钉载均匀化快速寻优方法

李伟宋鑫林湘齐苏智琳王成波李桐 — 2024-04-19 00:00:00.0

通过调整钉孔间隙，提出了一种适用于双搭接复合材料连接结构的钉载均匀化快速寻优方法。本文首先采用最优拉丁超立方算法研究了多个尺寸参数对连接结构钉载分配的影响关系，确定可实现钉载均匀化的关键参数来指导结构设计，并通过三维有限元模型进行验证。其次针对钉孔间隙，将最优拉丁超立方算法和NLPQL算法相结合，采用组合优化策略，实现了连接结构螺栓的均匀承载。之后基于最优钉孔间隙的分布，提出最优曲线概念。并基于最优曲线，实现了对双搭接复合材料连接结构钉载均匀化的快速寻优。然后，分别针对拧紧力矩、螺栓个数、结构参数对最优曲线的影响，设计了多种连接结构，通过数值仿真，对最优曲线的适用性进行了验证。研究表明利用最优曲线均可以将连接结构螺栓载荷最大程度均匀分布，对于六排螺栓连接结构可将承载能力提升达15%以上，并且螺栓个数越多，提升效果越明显。

仿生覆羽控制分离剪切流动相干结构实验研究(2024噪声专栏)

刘一宏马兴宇潘家腾姜楠 — 2024-04-19 00:00:00.0

猫头鹰翅膀上翼面的柔性锯齿形覆羽具有优良的控制流动分离、抑制涡流噪声的效果。通过风洞实验研究了柔性锯齿形覆羽结构控制平面后台阶下游的平行剪切流动中大尺度相干结构的效果。实验中分别采用不同厚度的覆羽装置安装在后台阶流动分离处，随气流自适应振动，采用单丝热线风速仪分别测量流向、法向和展向的速度信号，将控制工况和干净台阶工况的时域和频域结果等进行对比分析。实验结果表明，不同厚度的覆羽装置均有控制平行剪切流动分离、降低湍流脉动脉动强度、抑制剪切层中大尺度相干结构生成的作用。其中，0.2mm厚度的覆羽在剪切层流动驱动下进行微小振动，受扰动的分离区长度减小约20%，剪切层中心湍流脉动强度降低约30%。小波分析显示，自适应振动具有“振动-梳理”后台阶下游剪切层流动、抑制展向高低速条带结构的生成、降低低频大尺度相干结构占比的作用。研究结果证实了鸟类柔性锯齿形覆羽自适应振动对分离剪切层流动的控制效果，揭示了控制流动分离、抑制涡流噪声的力学机理。

航天机电伺服系统非线性表征建模与动态特性精细化预示

蒋孟龙付剑刘轶男孙明伟黄玉平于志远 — 2024-04-19 00:00:00.0

针对机、电、磁、控多非线性强耦合作用导致航天机电伺服系统动态特性预示难的问题，基于MBSE、层次分析法、增量式建模技术分别构建了机电伺服应用于推力矢量控制的V型需求模型、多层架构模型、精细化性能预示模型。一级模型通过调配电机功率和减速比，支持位置包络预示；二级模型增量RL电磁转换架构和运动三角关系，实现位置响应预示与尺寸估计；三级模型构建多物理域耦合关系，四级模型精细化关键参数非线性，达到转速和电流动态响应准确预示效果。通过三组时域测试验证了多层级模型预示精度。设计实例表明，所建多层级模型完成多约束下机电伺服设计优化获得的可行解数量比第四级高精度模型单独优化多3.6倍、计算耗时缩减50.6%；最优方案功重比达488.95 W/kg，相频带宽达9.87 Hz，有效支撑航天机电伺服系统的快速设计和精准迭代，同时为火箭系统的数字化转型提供了可行实践方法。

面向预警场景的大规模星座协同调度标准建模与求解方法

李宗凌龙腾赵保军王天宇伍国华 — 2024-04-19 00:00:00.0

针对大规模遥感星座协同调度具有卫星节点数量多、任务需求规模大、资源使用约束条件复杂，对多节点间协同调度的建模和求解要求较高等特点，本文设计了一种“任务预处理—统一化建模—规范优化求解—在轨指令生成”的阶段式统一化建模与求解顶层框架。围绕天基预警应用场景，在此顶层框架之下提出了一种基于改进合同网的多节点即时协同调度算法（CSA-ICNP），利用模糊寻优结合局部搜索策略提高算法的整体寻优能力。通过开展大量仿真实验，与随机搜索算法、贪婪搜索算法、基于冲突度的任务分配算法、最小负载最先分配算法和基于改进合同网协议的分布式卫星资源调度算法进行结果对比和性能分析，每个实验用例都获得了最佳目标函数值，平均提升了42.13%、41.51%、37.93%、37.53%和18.57%。

模型与数据混合驱动的IGBT寿命预测方法研究

田贵双王少萍石健陶模 — 2024-04-19 00:00:00.0

作为航空逆变器的关键模块，绝缘栅双极晶体管（Insulated Gate Bipolar Transistor, IGBT）对其安全可靠起着决定性作用。考虑到航空逆变器运行工况复杂，且IGBT是最易失效的器件之一，本文通过分析航空逆变器IGBT的失效机理和关键特征参数，结合物理解析模型提出一种基于长短时记忆 (Long Short-Term Memory, LSTM)网络的IGBT寿命预测方法。建立IGBT状态监测数据与结温之间的关系，并由物理解析模型得到IGBT的累积损伤，实现IGBT的实时寿命预测。最后，利用NASA PCoE中心提供的IGBT加速老化实验数据集，开展寿命预测模型的验证，结果表明LSTM网络结合累积损伤模型能够有效预测IGBT的寿命，从而有助于提高航空逆变器的可靠性，降低日常维护成本。

超大规模结构网格CFD数值模拟的初步研究

洪俊武李伟岳皓孟德虹孙岩 — 2024-04-19 00:00:00.0

本文基于国家数值风洞（NNW）系统的流固耦合模拟软件平台NNW-FSI，系统性地提出了解决超大规模结构网格生成的重构加密方法，以及基于多重网格粗化技术的壁面距离搜索、重叠网格贡献单元搜索和拼接网格拼接单元搜索算法，并基于同构系统的纯MPI方法和MPI+OpenMP混合并行方法，基于异构系统的MPI+OpenACC混合并行方法，开发了超大规模结构网格CFD数值模拟的前置网格生成模块、流场求解模块和后置显示模块。在国产大型同构和异构集群系统上，实现了百亿级超大规模结构网格在百万核上的CFD数值模拟，取得了良好的并行效率。数值结果表明，本文的方法取得了良好的网格收敛性、多核一致性和高精度的模拟结果，为下一步的工作展开打下了良好基础。

基于数字孪生的航空发动机配合界面装配分析

李瑾岳张鹏飞徐茂程赵罡 — 2024-04-19 00:00:00.0

随着航空发动机零部件加工精度和质量稳定性的提升，装配精度逐渐成为影响产品精度的关键因素。目前已有基于数学模型的装配误差分析方法，能够实现配合界面形位偏差对产品最终装配偏差影响的预测。然而，这些方法受到建模方法的限制，对配合界面的几何物理信息进行了简化拟合。虽然能够增加计算分析的便捷性，但是也导致其无法足够准确的表征表面形貌偏差特征，进而导致无法准确分析其对装配的影响。特别是面向航空发动机等精密机械产品，装配配合界面形貌的微小几何偏差会在大载荷条件下对产品质量和稳定性产生重要影响。因此，本文提出了一种基于数字孪生技术的装配偏差分析方法。该方法以数字孪生技术为框架，使用肤面模型作为特征表面的建模方法，结合实测数据驱动的多因素计算机仿真模型，实现装配界面变动对装配精度影响的综合分析。开发了发动机装配界面试验件，并通过对比试验和模拟结果，验证所提出数字孪生方法的有效性。

考虑吸波材料的雷达散射截面伴随优化方法（改后重投）

周琳黄江涛钟世东刘刚邓俊高正红 — 2024-04-10 00:00:00.0

反隐身技术的发展对军用飞行器的隐身性能提出更高要求，针对考虑吸波材料的飞行器低雷达散射截面（RCS）设计问题，结合阻抗边界条件，建立了考虑吸波材料的麦克斯韦方程离散伴随方程，推导了伴随方程的多层快速多极子展开形式，实现了RCS关于外形、材料电参数、涂覆厚度等参数的高效、高精度梯度求解。提出一种基于开关函数的吸波材料涂覆位置优化方法，采用进气道等典型外形对基于伴随方法的腔体外形参数、材料涂覆位置、涂敷厚度和电磁参数等进行优化设计。设计结果表明，基于伴随方程的梯度优化可以完成考虑吸波材料特性的腔体外形设计，在理想导体外形设计和材料涂敷的基础上进一步减缩腔体的散射强度；能够实现对材料参数、涂覆厚度的优化设计，为吸波材料的选择和涂覆提供指导；基于开关函数的涂覆位置优化能够在材料总重量的约束下，实现吸波材料的最优分配。提出的吸波材料的RCS伴随优化方法可以为吸波材料高效涂敷方案设计提供参考和技术支撑。

壁温对高超声速裙锥边界层感受性影响规律研究

张定金雷娟棉赵瑞 — 2024-04-10 00:00:00.0

外界扰动进入边界层的感受性过程对转捩位置预测十分关键。结合直接数值模拟和线性稳定性分析方法，在马赫6的高超声速条件下研究了壁温对自由流高斯扰动激发裙锥边界层内扰动的感受性的影响。结果表明，自由流高斯扰动穿过裙锥头部激波后激发出快声波和熵波，其中快声波的幅值最大，并且快声波幅值随着壁温增大而增大。之后快声波先激发出裙锥边界层内快模态，进而通过模态转换机制激发出Mack第二模态。降低壁温会使第一模态趋于稳定，但会激发Mack第二模态。最后，从直接数值模拟结果中通过傅里叶变换获取了感受性系数随壁温变化的规律，结果表明感受性系数随壁温的升高而增大。

基于多模型协同的船舰目标检测（备注弱小目标检测专栏）

肖欣林施伟超郑向涛高跃明卢孝强 — 2024-04-10 00:00:00.0

在全球化背景下，船舰监测的重要性日益凸显，并且随着遥感成像技术的不断进步，船舰目标检测也成为确保海上运输安全和效率的关键手段，对海上交通、环境保护及国家安全至关重要。然而，由于船舰目标尺度差异大、背景复杂等问题，现有单一模型的方法过渡依赖训练数据，无法适应尺度多变的舰船目标。本文提出了一种多模型协同训练的框架，将多个已训练好的舰船检测模型视作辅助，通过知识迁移的方式优化主网络中的训练。首先，在辅助网络与主网络中引入三元关系约束传递知识，随后采用软标签引导策略进一步提高船舶检测的准确性。实验结果表明，相较于现有主流方法，本文所提出的方法在DOTA和xView数据集上展示了较好的性能，克服了单一模型的局限性，为遥感图像的目标检测提供了新的解决思路。

基于CFD计算域分区耦合技术的航空微型溢流阀流固耦合全域数值计算研究-"先进液压作动技术"专刊

朱嘉兴李奕宁牛世勇田一松李頔解一鸣 — 2024-04-10 00:00:00.0

飞机液压作动系统微型插装式溢流阀具有微形流道结构，内部瞬时流体输运规律及诱发两相流的机制尚不明确，产品特性参数对性能的影响尚未明晰，亟需发展相关的仿真模型进行分析研究并开展实验验证工作。以某航空液压作动系统用微型插装式溢流阀为研究对象进行了仿真和试验研究。在仿真计算时，考虑了阀芯运动造成的溢流阀全域结构变化以及边界条件迁移的影响，在流固耦合技术的基础上提出了一种针对该型溢流阀流道结构的CFD计算域分区耦合技术，并以此完成了全域数值计算模型的建模工作。基于全空化模型、湍流模型和阀芯动力学计算模型，该CFD仿真模型可实现对溢流阀全工作周期内瞬态特性的准确模拟，可得到流体压力场、流体速度场、空化相变特性及运动组件动力学特性随阀芯动作的动态衍变规律。另一方面，搭建了溢流阀性能试验台用于仿真模型的正确性验证。并基于代理模型技术构建了CFD模型输入输出之间映射关系的Kriging模型，极大提升了原模型的计算效率。将其应用于较大计算规模的模型评估，以此进行了启闭及流量特性参数对输入参数的全局灵敏度分析。最后，以结果指导产品研制过程的优化。结果表明：该型溢流阀的启闭过程连续、迅速且稳定，可有效保障系统安全。仿真得到的压力-流量结果与试验数据较为吻合，全周期内最大误差保持在5%以内。弹簧特性和位移限制位置对溢流阀的启闭特性产生较大影响，需要在研制过程进行重点关注。本文工作有助于深入理解微型插装溢流阀内部复杂流动机理，可对其研制过程形成理论指导，对其所处液压作动系统的运行可靠性和稳定性提升具有较为重要的价值。

旋翼间距对共轴刚性旋翼气动噪声的影响-“2023高速直升机关键技术”专刊

祁浩天王亮权张卫国刘超凡濮天梅 — 2024-04-10 00:00:00.0

基于雷诺平均Navier-Stokes方程和运动嵌套网格建立了共轴刚性旋翼流场模拟方法，采用Farassat 1A公式进行气动噪声预测，通过与相关试验对比验证了所建立方法的有效性。针对悬停和前飞状态不同旋翼间距下的旋翼非定常拉力波动和气动噪声开展研究。结果表明，悬停状态随着旋翼间距的增大，双旋翼气动干扰变弱，由桨叶相遇干扰引起的拉力波动和噪声显著减弱，且上旋翼的减弱更明显。不同间距的上旋翼声压波形相似，而下旋翼波形则有所变化。小前进比时增大旋翼间距会改变上旋翼桨尖涡与下旋翼的干扰位置和强度，在特定间距这种桨-涡干扰噪声会有所增强。大前进比状态旋翼间距增大对气动噪声的影响较小；相比之下，小升力偏置状态的噪声减弱更明显。

一种多尺度级联地磁匹配相似性度量准则MP-S

尤逸轩纪新春魏东岩陆一袁洪 — 2024-04-10 00:00:00.0

地磁匹配定位具有无源、隐蔽、无累积误差等优点，在军事领域展现出广阔的应用前景。地磁匹配定位的核心是通过度量磁场实测序列与地磁基准图中待匹配序列的相似性，来确定载体当前的位置。针对现有地磁匹配相似性度量准则未能兼顾地磁序列全局特征和细节特征、易受磁场扰动影响等缺点，提出一种基于矩阵轮廓(Matrix Profile, MP)算法的空间矩阵轮廓准则(Matrix Profile-Space，MP-S)来实现多尺度级联地磁匹配相似性度量。通过级联细节特征和全局空间约束构造空间最近邻(Nearest Neighbor-Space，NN-S)函数，能够有效筛选地磁序列细节特征的错误匹配，提高定位精度和容错性能；同时，针对MP算法计算繁杂的问题，设计了一种二维磁图轻量化 (2D-Magnetic Light，2D-MLight)搜索与计算策略，通过避免相邻待匹配序列相似性重复计算，显著降低相似性度量算法的运行时间。某飞行器实测地磁数据的处理结果表明，使用MP-S准则进行相似性度量的水平定位误差为48.6m，匹配概率为93.99%，优于目前常用的均方差 (Mean Square-Difference, MSD)准则，并且2D-MLight轻量化搜索与计算过程能够满足实时定位需求，对于提高特征较为平坦、存在局部扰动等复杂场景的地磁匹配定位性能具有良好的工程应用意义。

基于远距空空导弹轨迹数值优化的机-弹协同导引方法

张迁颜冠伟聂勤陈锐海刘家宁 — 2024-04-10 00:00:00.0

高性能无人机平台凭借灵活的作战空域、丰富的信息资源、强大的计算能力等优势逐渐成为了空战中的新质力量，本文针对远距协同攻击非合作目标面临的机载任务决策问题，提出了一种基于轨迹数值优化的机-弹协同导引算法。首先，建立了机-弹远距协同作战的质心运动微分动力学方程，并设计了轻量化数值积分算法快速计算机-弹的轨迹序列。其次，设计了时间-空间-角度约束下导弹轨迹的高效二次型数值优化求解算法，并给出了数值形式下的矩阵迭代运算格式。然后，采用改进Kmeans聚类算法将预测命中区凸包划分为导弹协同攻击子区域，并根据动态观测量对非合作目标的命中子区域进行概率计算与更新。最后，考虑了区域协同攻击、波次同点攻击两种协同方式，设计了机-弹最优协同导引的目标函数及约束方程，来优化机-弹协同作战能力。仿真实验验证了所提算法的正确性及有效性，高性能无人机完成了对非合作目标的区域协同与波次协同的导引决策且脱靶量不大于1m，所提数值优化算法在嵌入式环境下耗时不大于150ms，具有一定的工程应用参考价值。

无人机遥感图像实时小目标检测方法

刘延芳佘佳宇袁秋帆周芮齐乃明 — 2024-04-10 00:00:00.0

得益于深度学习方法的发展，近年来目标检测方法的性能有了很大的提升。然而，从无人机（Unmanned Aerial Vehicle，UAV）遥感图像中检测目标仍然存在很大的挑战，原因包括：UAV遥感图像中目标分辨率小、背景复杂，现有算法难以满足实时性要求。面对这些挑战，提出了一种基于多尺度多深度特征提取（Multi-scalar & Multi-depth Feature Extraction，MMFE）网络的实时小目标检测（Real-Time Small Target Detection，RTSTD）方法，能够高效的从UAV遥感图像中检测小目标。RTSTD将一幅输入图像剪裁成多个小尺寸的图像，并将一部分小尺寸图像输入到轻量化的MMFE网络中。因此，RTSTD具有处理任意分辨率的遥感图像而不丢失图像细节特征的能力。对于MMFE网络，提出了一种更有效的输出：重叠向量，它能够表示目标在输入图像中的位置和置信度。为了增强MMFE网络区分目标和复杂背景的能力，重新定义了正样本和负样本。为测试RTSTD的性能，从开源数据集UAV123、DTB70和AU-AIR中筛选重构了7个数据集，共8369张UAV遥感图像，涉及地面和海面场景下的小目标检测。结果证明，与现有的检测方法相比，RTSTD方法在准确性和速度方面都取得了改善，平均F1-Score大于0.90，GPU运行每秒大于66帧，CPU运行每秒大于35帧。

基于先进激光加工技术的下一代航空发动机跨尺度整体式承力薄壁构件设计方法与应用探索

张少平郭会明高彤张卫红 — 2024-04-10 00:00:00.0

由宏观骨架-细观点阵-微观表面构成的多尺度整体式结构是一类极具高性能、多功能、轻量化潜力的新型结构形式，日渐成熟的先进激光加工技术不仅极大提升了高性能结构的制造能力，也为新型复杂结构的制造提供了可能。本文在简要总结宏观骨架、细观点阵、微观表面设计与制造现状基础上，提出以先进激光加工技术为制造手段的多尺度整体式结构设计方法。以中介机匣为例，采用拓扑优化技术设计了主承力骨架结构，通过在拓扑优化低密度区域或低应力区域填充可制造点阵的方式完成了轻量化点阵设计，与实壁铸造件相比减重20%以上；在流道表面设计导流减阻微沟槽结构，采用超快激光表面刻蚀加工，仿真模拟表明微沟槽减阻效果超过10%。本工作采用先进激光加工技术开展了多尺度整体式结构设计的应用探索，为下一代航空发动机结构研制提供了可供借鉴的新途径。

基于可解释性强化学习的空战机动决策方法

杨书恒张栋熊威任智唐硕 — 2024-04-10 00:00:00.0

智能空战是未来空战的趋势，深度强化学习是实现空战智能决策的一条重要技术途径。然而由于深度强化学习的“黑箱模型”特质，存在策略难解释，意图难理解，决策难信任的缺点，给深度强化学习在智能空战中的应用带来了挑战。针对这些问题，提出了一种基于可解释性强化学习的智能空战机动动作决策方法。首先，基于策略级解释方法和动态贝叶斯网络构建了可解释性模型和机动意图识别模型；其次，通过决策重要性的计算以及机动意图概率实现无人机机动决策过程的意图层面可解释；最后，基于意图解释结果对深度强化学习算法的奖励函数和训练策略进行修正，并通过仿真对比分析验证了该设计方法的有效性。该方法能够获得有效性优、可靠性强、可信度高的空战机动策略。

面向运载火箭栅格舵的最优操纵效率特征与宽速域气动优化设计方法

刘明奇韩忠华杜涛许晨舟曾涵张科施宋文萍 — 2024-04-10 00:00:00.0

宽速域栅格舵是目前运载火箭子级重复使用的关键技术之一。栅格舵在一子级返回飞行过程中经历亚、跨、超和高超声速多个速域，在不同速域下表现出截然不同的操纵效率和气动特性，甚至相互矛盾，使得高效率的宽速域栅格舵气动设计面临极大挑战。本文针对上述问题，应用基于机器学习代理模型的气动优化设计方法，分别开展了栅格舵在亚声速、跨声速和超声速典型状态的气动优化设计，获得了不同速域下的最优气动外形。并分析揭示了不同速域下栅格舵最优操纵效率的流动机制，可为后续设计提供指导。由于不同速域优化机制的不同，造成了不同速域优化设计之间存在矛盾。针对上述矛盾，开展了宽速域栅格舵多目标气动优化设计，兼顾考虑亚、跨和超声速三个速域的影响，优化结果显著改善了栅格舵宽速域气动性能，提高了栅格舵操纵效率。

空空导弹过失速翻转后向发射方法研究

刘程鹏宋文萍高昌昊韩少强王跃韩忠华 — 2024-04-10 00:00:00.0

为缩短近距格斗导弹越肩发射的响应时间，实现空空导弹在近距格斗时对于后方目标的快速打击，提出了一种利用导弹在大/超大攻角下的静不稳定性，并辅助喷流直接力控制、末段主动舵偏控制的空空导弹快速后向发射方法。为研究所提出的新发射方法中预置舵偏、喷流直接力以及末段主动舵偏控制策略的影响，发展了基于动态嵌套网格的耦合主动舵偏控制策略的高精度计算流体力学/飞行动力学数值模拟方法。数值模拟结果表明，所提出的方法可以在1.53s内完成导弹的快速重新定向并在翻转末段保持姿态稳定可控。新方法可以将越肩发射的重新定向时间缩短至传统方法的约1/10。

考虑涂敷的翼型气动高频电磁隐身一体化设计（投“2024高性能无人机关键技术”专刊。）

李思桐夏露周琳赵轲 — 2024-04-10 00:00:00.0

隐身涂敷设计是先进作战飞机隐身性能的关键技术和必要措施，传统的涂敷设计主要依赖于工程经验，缺乏对涂敷设计系统性研究，导致隐身涂敷设计与飞行器气动特性之间关系不明确，难以实现飞行器气动、隐身、重量和使用维护等一体化最优。针对以上问题，本文首先以对称翼型NACA65013为研究对象，对比分析了涂敷厚度和位置对其气动、隐身和重量特性的影响，发现涂敷位置和厚度对翼型气动、隐身特性和重量影响很大，并且三者存在明显的矛盾关系。在此基础上，综合气动、隐身和重量设计要求，选取了最优的涂敷区域，进而开展了考虑涂敷影响的翼型气动隐身优化设计研究，并与不考虑涂敷的翼型外形气动隐身优化设计结果进行对比，结果表明，考虑涂敷的气动隐身设计结果其前向RCS均值比不考虑涂敷的翼型外形气动隐身优化设计结果下降了1个数量级，比初始翼型前向RCS均值下降了90%以上。本文研究工作为飞机气动隐身外形精细化设计和涂敷材料精细化设计提供了高效可靠的设计方法，具有较大的理论和工程价值。

局部重加权CSC的倒装芯片振动信号去噪方法

宿磊陈超李可顾杰斐赵新维 — 2024-04-03 00:00:00.0

针对航空电子设备中倒装芯片缺陷检测振动信号易受噪声影响，缺陷特征不明显等问题，提出一种基于局部重加权卷积稀疏编码（Convolutional Sparse Coding，CSC）的方法，以实现倒装芯片振动信号的重构去噪。该方法采用CSC模型全局表示振动信号，能够避免字典高维数问题以有效降低训练字典和稀疏分解的计算复杂度；其次，针对倒装芯片振动信号稀疏度不同的问题，提出重加权CSC模型，并且为了抑制局部噪声，构建局部重加权CSC模型，在迭代过程中将能量熵以权重的方式重新分配应用于加权策略中，更好的匹配局部块CSC结构；此外，提出随机梯度下降（Stochastic Gradient Descent，SGD）的有效加速策略，利用安德森加速（Anderson acceleration，AA）外推法加速SGD算法，对卷积字典历史迭代信息进行线性组合，实现加速卷积字典的学习以及提高字典的求解精度。利用仿真和实际倒装芯片振动信号试验结果表明，所提CSC方法能够有效的去除倒装芯片振动信号中的噪声，相对于现有流行CSC去噪算法更具竞争性及优越性。

氢气燃料斜爆轰发动机内波系对楔面调控的动态响应特性

郗雪辰牛淑贞杨鹏飞杜文强何国胜滕宏辉 — 2024-04-03 00:00:00.0

受限空间内斜爆轰波与壁面的干扰难以避免，当斜爆轰波反射产生马赫杆时，气流总压损失急剧增大甚至爆轰波系发生失稳，因此流动调控成为斜爆轰稳定燃烧的重要手段。本文选取氢气-空气混气，首次将重叠网格技术应用于斜爆轰的数值仿真，对比研究了驻定与非驻定爆轰波系对不同楔面移动策略的动态响应特性。研究发现，对于驻定的反射波系，楔面向下游移动能够实现从马赫反射结构到回流区结构的转变，楔面移动的速度大小主要影响流场演化过程中波系的变化特征。对于非驻定的反射波系，马赫杆和反射激波下游亚声速区的发展合并是导致流动壅塞和波系失稳发生的主要原因。斜爆轰反射流场的演化过程表明，当楔面移动能够减小波后亚声速区的面积，并破坏流场内产生的流动壅塞结构时，失稳的爆轰波系才能重新稳定。楔面移动的调控效果取决于马赫杆移动速度和楔面调控速度的相对大小，并存在一个速度边界（减速阶段：Vw = 1.52VMS + 65；加速阶段：Vw = 1.56VMS + 92）。

横向复合过载下固体火箭发动机压强振荡研究

艾诗迪李军伟田忠亮韩磊王宁飞 — 2024-04-03 00:00:00.0

飞行条件下固体火箭发动机常经历复杂过载情况，其内弹道骤然抬升或振荡偶有发生。为研究动态过载条件下固体火箭发动机燃烧室内压强特性，根据Greatrix燃速增强模型和考虑燃面退移的零维内弹道模型获得了过载与推进剂燃面质量流量关系曲线；基于该关系对柱锥内孔装药进行了复合过载下的内流场仿真，研究了横向过载加速度、横向振动及振动频率对发动机动态压强特性和旋涡流动的影响。结果表明，随着横向过载加速度与横向振动的增大，燃烧室内平衡压强抬升和压强振荡幅值随之增大，在工作压强为10.54MPa时加速度每增加1g，横向过载加速度能提高0.02%压强振幅及0.35%平衡压强；横向振动频率从7Hz上升至320Hz过程中，压强振荡幅值逐渐减小，但在燃烧室声腔固有频率附近会因共振作用被放大，一阶共振（160Hz）使压强振幅从0.16%提高到0.30%，为原振幅两倍；当复合过载频率与燃烧室声腔共振时，能量从推进剂表面传递进入燃烧室的过程更为有序。

上层大气层飞行器气动布局优化设计

李俊红黄飞靳旭红苗文博程晓丽 — 2024-04-03 00:00:00.0

针对上层大气层飞行器，利用APSL自研软件，开展了正方形、正六边形和圆形等不同横截面形状的飞行器本体在定容条件下的气动布局优化研究，获得了飞行器本体阻力最小时的长细比，并以阻力最优时的飞行器本体为基础，确定了包含太阳电池翼构型的飞行器整星自配平气动布局，最后对飞行器整星稳定性进行了分析。研究结果表明：在250km上层大气层，飞行器本体摩阻占比较大，该占比随着飞行器本体长细比的增大而增加；在长细比为25.9时，飞行器本体阻力最小；定容条件下，飞行器本体阻力系数与长细比呈线性变化，摩阻系数与压阻系数则保持不变；三种横截面形状时，正方形截面的飞行器本体阻力最大，六边形次之，圆形最小。对于太阳电池翼结构，由于其侧面积较大，摩阻占比为95.6%，导致在最佳长细比时的飞行器整星气动阻力增大为其本体的3.1倍；对于方案1和方案2，太阳电池翼分别偏转33.8°和18°时，飞行器整星处于自配平状态；对于处于自配平状态的飞行器整星，方案1和方案2时太阳电池翼发电功能相当，但考虑飞行器本体散热时，方案1要更优越一些；对于安装偏差，质心向飞行器底部偏移时，飞行器整星处于静不稳定状态，质心向飞行器头部偏移时，飞行器整星处于静稳定状态。

燃料电池无人机混合电源系统稳定性及功率控制方法研究

邓舒豪雷涛金贤球陈俊祥黄代文张晓斌 — 2024-04-03 00:00:00.0

论文针对燃料电池/锂电池混合电动无人机电推进能源系统稳定性问题开展分析。依据无人机直流微网架构确定了电推进系统带恒功率负载的稳定边界条件，并对燃直流微电网系统进行功率优化控制。根据燃料电池无人机典型飞行任务剖面，采用燃料电池/锂电池并联式混合电源作为电推进系统的供电单元，基于机载电推进恒功率负载的负阻抗特性，开展直流微电网系统小信号和大信号稳定性分析。利用混合势函数法得到电源系统稳定边界条件，通过增加超级电容提高系统大信号稳定域。为了优化控制系统功率响应，设计了基于规则状态机的能量管理策略，推导出系统稳定边界条件与功率优化控制之间的约束关系。搭建数字仿真模型和设计半物理实时仿真验证平台，仿真结果表明所提出的增加虚拟电阻与超级电容的控制方法，具有较好的系统稳定性和功率优化控制效果。

基于转捩模型的HyTRV外形转捩特征及攻角影响研究

孟庆东雷娟棉周玲 — 2024-04-03 00:00:00.0

对于高超声速飞行器，边界层转捩引起的表面热流突升、气动阻力系数增大、进气道流量变化等是影响飞行计划成功与否的关键问题，因此有必要对高超声速边界层转捩现象进行深入研究。本文采用改进的k-ω-γ转捩模型对高超声速转捩研究飞行器—HyTRV（Hypersonic Transition Research Vehicle）的转捩特征进行了数值模拟研究。首先，将改进的k-ω-γ转捩模型计算得到的HyTRV基准工况结果与风洞试验以及eN方法结果进行了对比，验证了转捩模型对HyTRV外形的转捩现象具有较好的预测能力。在此基础上，对HyTRV外形的转捩特征进行了研究，发现HyTRV外形迎风面以及背风面存在流向涡、第二模态和横流模态三种扰动失稳诱导的边界层转捩；最后，分析了不同攻角下HyTRV外形转捩阵面分布规律，发现当来流攻角增大，迎风面上的流向涡被压扁，背风面腰部位置的流向涡向顶部移动，流向涡的变形和移动导致转捩阵面发生变化，并出现了不同转捩区域融合的现象。

考虑区间不确定性的转子叶尖间隙预测数字孪生模型

张譍之孙惠斌颜诚刘萌 — 2024-04-03 00:00:00.0

为了实现不确定性条件下的转子叶尖间隙高保真建模与高精准预测，本研究首先分析了转静子装配过程中的不确定性来源、类型及表现形式；其次，建立了考虑多源不确定性的转子叶尖间隙预测数字孪生模型，描述了实体空间中转静子装配及测量过程，虚拟空间中的装配精度表征模型与转子叶尖间隙预测模型；再次，分别介绍了处理足量统计信息和稀疏统计信息的确定性表征模型与区间表征模型，构建了考虑不确定性的转子叶尖间隙预测模型并提出了预测更新方法；最后，以某发动机转静子装配过程为例，评价了转子叶尖间隙预测与更新的准确性与清晰度，并对比了确定性预测与不确定性预测的结果，结果表明，本研究所提方法可实现数字孪生驱动的转静子装配过程高保真建模与高精准预测。

HyTRV升力体高超声速边界层稳定性的初步实验研究

张成键吴杰吕岱霖朱畅陈坚强 — 2024-03-29 00:00:00.0

HyTRV升力体是高超声速下为研究三维复杂外形的边界层转捩问题而设计的一款具有真实飞行器特征的标模。目前针对于该标模的研究主要是基于理论分析和数值计算，缺乏实验数据的验证。为了给HyTRV升力体模型转捩理论验证、转捩模型构建以及转捩控制等提供风洞试验数据，在马赫6 Ludwieg管风洞中采用高频压力传感器（PCB）和高速红外相机对HyTRV升力体进行了边界层稳定性的实验测量，分析了HyTRV模型腹部流向涡区、腹部横流区、腰部横流区和肩部流向涡区的边界层不稳定性特征，重点对获取到明显不稳定波的腹部横流区进行了研究。实验结果显示：HyTRV模型的腹部流向涡区存在10-30 kHz的微弱低频不稳定波；腹部横流区测得了150-250 kHz的高频不稳定波，0°攻角下该不稳定波的传播速度为722.9 m/s，推测该不稳定波为横流扰动的高频二次失稳模态；腰部横流区和肩部流向涡区观察到了边界层转捩的过程，但并未发现明显的不稳定波特征。红外测量结果显示模型迎风面和背风面的转捩阵面与直接数值模拟结果吻合良好，且模型的迎风面观察到典型锯齿状条纹转捩阵列，与腹部横流区横流不稳定性主导失稳转捩的结论一致。

吸气式电推进系统进气道性能数值研究与可行性分析

苏鹏辉靳旭红姚雨竹程晓丽 — 2024-03-29 00:00:00.0

针对上层大气层吸气式电推进系统进气道的宽范围设计难题，采用直接模拟Monte Carlo方法对进气道内部流动问题进行了系统的数值模拟，考虑进气道几何外形和气固相互作用 (gas-surface interaction, GSI) 的影响，从气体动理论的角度阐明了其作用机理，并开展了进气道的性能评估和可行性分析。结果表明，对于GSI为完全漫反射的情形，内凹型进气道的汇聚作用导致其气体压力和质量通量最大，且高压区域最靠近电离加速段；内凸型的发散作用导致其气体压力和质量通量最小，且高压区远离电离加速段。对于GSI适应系数σ为0.5的情形，由于气体分子在内凹型压缩段类抛物面发生镜面反射后的汇聚作用，压缩比和质量通量在电离加速段的类焦点位置存在局部峰值。GSI适应系数的降低能明显提高进气道的压缩性能和收集性能，σ从1降低到0.5导致电离加速段的压缩比升高85%~125%，收集效率增大55%~77%。无论GSI为完全漫反射还是部分漫反射部分镜面反射，内凹型进气道的压缩性能和收集性能最好，在电离效率和排气速度的合理假设下，对于180 km的飞行高度，适应系数σ = 0.5的内凹型进气道产生的推力大于阻力，因此在概念上是可行的。

装药及喷管型面对固体发动机涡声振荡影响

曹俊维李军伟王小东王宁飞 — 2024-03-29 00:00:00.0

为研究某翼柱装药固体火箭发动机内部压力振荡的原因，应用大涡模拟等方法计算了流场，捕捉到了压强振荡频率与涡脱落频率，分析了不同时刻的燃面、不同喷管收敛段以及不同突扩结构对涡声耦合的影响。结果显示：翼柱型装药在燃面退移早期更易发生涡声振荡，燃烧末期时流场比较稳定；通过调整喷管收敛段的型面能一定程度上减弱压强振荡，但无法打破涡声频率；通过改变突扩结构能有效消除涡声耦合现象，从而抑制固体火箭发动机燃烧室不稳定燃烧现象。

基于组合NARX神经网络的非平稳含噪混沌时间序列在线预测

葛佳昊向锦武李道春 — 2024-03-29 00:00:00.0

针对混沌时间序列演化复杂，和数据非平稳特征及噪声严重影响混沌时间序列短期预测精度的问题，提出了基于前向差分、改进小波包去噪和外因输入的非线性自回归网络(FD-IWPD-NARX)的非平稳含噪混沌时间序列(NNCTS)在线组合预测方法。在滚动时域框架下，采用前向差分平稳窗口内时间序列数据，改进小波包去噪阈值函数改善数据去噪效果，最后通过串并行闭环NARX神经网络对平稳去噪的混沌时间序列进行训练和测试。结果表明，前向差分和提出的改进小波包去噪可以有效提升NARX神经网络的预测性能；与不分窗NARX神经网络、循环神经网络(RNN)和标准长短期记忆网络(LSTM)相比，FD-IWPD-NARX网络可基于少量数据完成模型训练，在预测精度方面具有优势，且每窗模型的训练平均时长缩短至0.12s，具有在线应用潜力。

耦合双层参数更新的改进PCE模型在燃油离心泵不确定性分析中的应用

符江锋仲世杰刘显为魏鹏飞黄瀚霆 — 2024-03-29 00:00:00.0

叶片加工和航空发动机的极端多变工况带来的不确定性因素，是影响燃油离心泵性能和流场变异性大的关键因素。为此本文提出了一种基于CFD机理建模与代理模型的同步分析方法。首先基于Karhuben-Loève(KL)变换理论进行了离心泵三维叶片的轮廓度偏差不确定性建模；其次嵌套最小角回归(Least Angle Regression, LAR)算法，对混沌多项式展开(Polynomial Chaos Expansion, PCE)模型进行双层参数更新，构建了高精度的代理模型；最后以某型燃油离心泵为研究对象，基于CFD仿真及试验验证和PCE代理模型完成了离心泵的不确定性分析。研究结果表明：KL变换能够仅通过9个输入参数描述三维叶片轮廓度偏差不确定性；耦合双层参数更新的改进PCE模型在多个离心泵工况下，其准确度指标较未改进之前平均提高了27.6%；离心泵叶片轮廓度加工偏差范围控制在-0.3mm ~ 0.3mm内即可保证离心泵性能不确定性大幅减小；轮毂处叶片轮廓度偏差，对流场的不确定性影响较轮缘和中间截面叶片轮廓度大，而转速是工况中影响燃油泵流场不确定性的核心工况参数。

倾转旋翼机风洞试验研究综述-高速直升机专刊

张卫国唐敏武杰彭先敏章贵川聂博文王亮权李超群 — 2024-03-29 00:00:00.0

倾转旋翼机是下一代旋翼类飞行器发展的重点方向，其综合了旋翼机和固定翼优点的同时，也带来了更加复杂的空气动力学、结构动力学、飞行力学以及气弹耦合问题。风洞试验是认识和研究倾转旋翼机关键气动、结构和飞行问题的重要技术手段，本文针对国内外倾转旋翼机发展过程中的大量风洞试验进行了综合研究，给出了倾转旋翼机旋翼及其翼型、旋翼/机翼气动干扰、旋翼/机翼气弹稳定性、虚拟飞行等多种类型的试验模拟准则、设备设施、典型结果及主要结论，并结合国内倾转旋翼机的研发需求，提出了国内倾转旋翼机风洞试验技术发展建议。

基于残差混合监督网络的无人机目标阴影检测

王潇刘贞报史忠科 — 2024-03-29 00:00:00.0

无人机在检测和跟踪目标过程中受到目标伪装、目标遮挡、移动躲避以及假目标等因素的干扰，而无人机目标附近的阴影区域加剧了这些因素对目标检测和跟踪性能的影响，因此检测无人机目标阴影区域是无人机领域的重要研究任务之一。现有无人机目标阴影检测方法面临训练数据数量有限、数据收集标注困难以及无人机目标中存在大量尺寸较小的细碎阴影区域等问题，针对这些问题，本文提出一种基于残差混合监督网络的无人机目标阴影检测算法。首先针对无人机目标阴影检测任务的特点设计分辨率注意力网络，在结合底层纹理特征和高层语义特征的过程中，更准确地保留底层纹理特征；然后设计混合监督网络扩充训练数据集，结合普通阴影检测数据集和无人机目标阴影检测数据集训练教师网络，使用无人机阴影检测数据集和教师网络的参数训练学生网络；同时设计残差图像，利用教师网络检测结果和标准结果之间的残差图像扩充训练数据集，使阴影检测网络更加关注细碎阴影区域。最后，在两个公开实验数据集上和已有方法进行对比实验，在各个评价参数上取得了最多41.6%的提升效果，证明所提无人机目标阴影检测算法较好的解决了现有方法存在的问题，具有较高的准确性。

轻质高强复合材料网格加筋壳体结构设计方法及力学性能研究进展-高性能无人机关键技术专刊

王文煜李锋任飞翔韦兴宇熊健 — 2024-03-29 00:00:00.0

轻质高强复合材料网格加筋壳体结构因其卓越的比强度、比刚度及设计灵活性，被广泛地应用于航空航天领域中。其制备工艺涉及纤维缠绕、模压和嵌锁等多种技术，确保结构的精确性与稳定性。概述了其制备工艺及力学性能表征方法，包括静力学失效模式、极限载荷及动力学模态振型分析。此外，综述了航空航天领域复合材料多功能化的最新研究进展，并展望了其未来发展趋势，旨在为相关领域的研究与应用提供有价值的参考。

高速直升机过渡模态鲁棒自适应姿态控制- “2023 直升机关键技术”专刊

仇钰清李俨郎金溪刘育衔王重 — 2024-03-29 00:00:00.0

高速直升机过渡模态具有典型的操纵冗余与控制非仿射特点，同时气动干扰与不确定性对控制效能矩阵的显著影响进一步增加了姿态控制设计难度。为此，论文针对高速直升机过渡模态的姿态控制问题，提出一种鲁棒自适应控制架构。首先，根据高速直升机动力学模型，利用操纵功效分析其舵面操纵特性，设计过渡模态的姿态控制策略。在此基础上，提出一种基于自适应滤波增量非线性动态逆的角速度控制器，快速补偿控制效能矩阵不确定性与角加速度测量/估计误差的不利影响。随之，结合高速直升机共轴双旋翼与尾翼的变权限控制特性，设计基于控制权重系数的增量分配策略，保证过渡模态下直升机操纵模式与固定翼操纵模式的平滑转换。最后，与传统增量非线性动态逆方法进行比较，结果表明，所提出的姿态控制器具有更好的控制性能与鲁棒性。

高速直升机运输效能评估(重投)-“2023高速直升机关键技术”专刊

刘昌昊曹义华梅晓萌汪茂胜张广林 — 2024-03-26 00:00:00.0

通过给出有实际需求的运输任务剖面研究了高速直升机的运输效能评估问题，选择X3复合式直升机与V-22倾转旋翼机为对象进行研究。选取典型任务剖面后，进行飞行性能参数计算，主要包括需用功率、航程与耗油率等的计算。建立了一种高速直升机运输效能评估模型，并将飞行剖面的性能参数计算结果代入效能评估模型中，进行运输效能评估并分析影响运输效能的因素，对模型参数敏感性进行了分析。最后对比分析不同机型之间的运输效能，得出了不同运输任务的适用机型，提出了改善运输效能的建议。

基于自适应稀疏混沌多项式的鲁棒性优化方法(“航空发动机气动热不确定性”专栏)

郭振东李豪杰宋立明张华良尹钊 — 2024-03-25 00:00:00.0

针对传统混沌多项式面临的“维度灾难”以及依赖实际任务和经验人为给定正交多项式展开阶次等问题，基于相关向量机回归求解展开系数的稀疏解并结合交叉验证判别法，发展了一种基于自适应稀疏混沌多项式的不确定性量化方法。函数算例测试结果表明所发展方法相比于传统回归法混沌多项式所需样本更少且精度更高。进一步，将基于自适应稀疏混沌多项式的不确定性量化方法与 NSGA-II 多目标优化算法及 Kriging 模型相结合，建立了鲁棒性设计优化框架。考虑加工误差不确定性的影响，以叶栅总压损失系数的均值最小和方差最小为目标函数，完成了某动力涡轮叶栅气动鲁棒性设计优化。优化后，平均总压损失系数有所降低，对加工误差不确定性的敏感性程度显著降低。两个代表优化设计个体总压损失系数均值和方差分别降低了16.41%和98.57%，总压损失系数性能核算分别减小了13.43%和2.82%。最后，对流场进行分析，揭示了优化设计气动性能提高的原因。

某型航空发动机涡轮导向叶片热障涂层可靠性分析

王者王志平丁坤英张涛王远航 — 2024-03-25 00:00:00.0

针对某型民用航空发动机涡轮导向叶片热障涂层的可靠性进行了研究，建立了基于运行条件的叶片表面温度分布模型和基于温度分布的涂层失效模型，并采用 Monte-Carlo 模拟法计算了涡轮导向叶片热障涂层在不同服役时间和温度下的失效概率，预测了涡轮导向叶片服役寿命并与实际服役结果进行比较。结果表明：热障涂层的最大失效概率区域位于涡轮导向叶片的前缘和叶盆区域。以60%的失效概率为完全失效界限，在热气流作用下，叶片前缘区域的热障涂层平均寿命只有3857h，叶盆区域的平均寿命为7584h，叶背和后缘区域的平均寿命可达到10000h以上。模拟计算服役可靠度与涡轮导向叶片实际检测结果的吻合度随服役时间变化始终保持在60%以上，证明本文所使用的可靠性评价方法具有可信度和实用性。

城市低空无人机飞行计划协同推演与优化调配方法

谢华韩斯特尹嘉男纪晓辉杨逸晨 — 2024-03-25 00:00:00.0

针对复杂城市环境下无人机集群飞行面临的多机耦合制约、冲突风险频发和运行效率低下等难题，提出了城市低空无人机飞行计划协同推演与最优调配方法。首先，面向无人机“个体”，考虑无人机与城市静态环境目标之间的冲突问题，构建了基于概率风险地图的无人机三维路径规划方法，实现了无人机飞行计划“初始生成”；然后，面向无人机“群体”，考虑无人机与无人机之间的冲突问题，构建了无人机飞行计划多类型冲突协同推演模型，设计并度量了冲突发生率、冲突风险等级和栅格占用比例等冲突特征指标；最后，设计了调整飞行路径、飞行速度、飞行时间等多元化调配策略，建立了基于多元策略自适应配置的无人机飞行计划优化调配模型，验证了所提方法的优化性能和参数敏感性，实现了不同交通密度场景下城市低空无人机飞行计划的优化调配。实验表明，所提方法可在有效控制风险成本和时间成本的基础上，将飞行计划冲突降低96.2%，对于40架以内的无人机运行场景，可得到完全无冲突的飞行计划，而100架以内的无人机的最低飞行冲突解脱率可控制在95%以上。所提方法是科学有效的，可为复杂城市低空无人机飞行活动安全和高效管理提供理论基础和方法指导。

分布式地面微波能量驱动的高空超长航时一体化无人飞行系统设计

米百刚詹浩宋立伟秦国栋邓阳平 — 2024-03-25 00:00:00.0

高空超长航时飞行器在宽视域侦察、通信中继、应急救灾等领域具有重要的应用价值，为了实现真正意义上的超长航时飞行，充分利用5.8GHz微波远距传输、低衰减等优势，提出了一种基于地面分布式微波能量驱动的高空无人飞行系统。该飞行系统主要包括飞行端（接收整流天线）、分布式发射端、以及天地互联高精度导引跟踪系统。其中，接收整流天线采用共面波导馈电的微带贴片天线，将接收天线和整流电路分别设计在一层介质基板两侧，整流电路基于共面波导的直通滤波器优化设计，形成圆极化整流阵列，数值仿真表明该方案对微波的转换效率可超过50%。接收整流天线以近似复合夹层结构与机体融合，在机身下部平坦区域形成可替代圆形天线区域，平台在该区域使用后加载-平坦下翼面翼型，外翼段使用优化的高升力翼型，保证了一体化平台的整体效能；发射天线采用化整为零的分布式发射阵列由伺服系统驱动跟踪飞行平台，在18km高空形成微波合成覆盖区，仿真证明波束收集效率最高可达80%以上；跟踪导引采用分布式定位策略，融合扩展卡尔曼滤波可以实现高空30m定位误差的超高精度定位。设计完成了1：6.7的缩比系统验证试验，利用缩比飞行平台以8m飞行高度穿越80W单一发射天线微波覆盖区，成功实现能量传输，验证了系统设计原理的可行性。

无人机仿鸟群协同控制发展现状及关键技术

何明陈浩天韩伟邓成段海滨 — 2024-03-25 00:00:00.0

无人机集群已在灾害救援、侦察监视、反恐维稳等领域得到了广泛应用，以“集群智能”技术为主的高度自主智能化无人机集群已成为世界各国的关注热点。鸟群具有高自主性和鲁棒性的特点，仿鸟群智能行为，将其行为规律映射到无人机集群系统，是解决无人机集群协同控制难题的重要手段。为更好指导无人机集群技术及理论创新，对无人机仿鸟群协同控制发展现状、关键技术和未来发展展开综述。首先，介绍国内外无人机集群典型项目及主要进展；其次，从内部结构—交互方式—行为机制三个层次梳理鸟群研究现状，总结了仿鸟群分层控制、仿鸟群交互控制和仿鸟群行为控制三项无人机仿鸟群协同控制关键技术及面临的挑战；再次，面向无人机集群协同控制发展需求，提出无人机仿鸟群行为相变控制技术；最后，展望无人机仿鸟群协同控制未来趋势，以期为未来无人机集群发展提供思路和依据。

大推力液氧甲烷火箭发动机技术研究进展（航天推进专刊）

谭永华苏展 — 2024-03-25 00:00:00.0

液氧/甲烷具有来源丰富、冷却性能好、燃烧温度低、不易结焦和积炭等优势，在可重复使用发动机上具有广阔的应用前景，从而使得高性能大推力液氧甲烷火箭发动机成为未来深空探测等重大航天任务的热点研究方向。通过计算对比分析了以液氧甲烷、液氧煤油和液氧液氢为推进剂的三种发动机性能参数的优劣性，结果表明大推力液氧甲烷火箭发动机在可重复使用一级主动力发动机上具有优势。总结了国内外大推力液氧甲烷火箭发动机的研制历程，论述了大推力液氧甲烷火箭发动机研制所涉及到的六大关键技术和我国在各项技术上的研制进展，相应地提出了我国发展大推力液氧甲烷火箭发动机亟待解决的主要问题，展望了未来我国可重复使用大推力液氧甲烷火箭发动机实现工程应用前景。

空间柔性系绳用永磁直驱伺服系统高性能控制关键技术（24-30216）

卜飞飞董兆鹏张得礼黄文新徐振缘孙鹏宇 — 2024-03-19 00:00:00.0

为满足未来航天器的要求，实现高性能的航天伺服系统控制需要着重攻克一系列关键技术难题。针对空间柔性系绳用永磁直驱伺服系统存在的电流环延迟问题，本文提出了一种基于无差拍控制的电流环延迟补偿策略，设计延迟补偿环节抑制电流环中存在的延迟，同时设计误差校正器提高电流采样精度，保证电流预测的准确性。在应对系统外部复杂扰动的挑战上，本文提出了一种扰动观测结合转子位置追踪的扰动抑制策略，设计了基于内模控制思想的新型外环控制器，并将微分结构引入观测器中实现无滞后扰动观测。对于柔性系绳易产生张力冲击的问题，本文提出了一种基于参数自适应调节器的防冲击张力控制策略，通过对张力调节器参数的动态调整实现张力的快速准确调节。最后，成功研制了空间柔性系绳用永磁直驱伺服系统实验平台，并进行了相关实验验证。实验结果显示，本文提出的控制策略有效消除了电流环中的延迟，提升了电流环的动态和稳态性能；同时，能够对外部扰动进行精确估计与实时补偿，提高了整个伺服系统的抗扰性能；此外，成功实现了对柔性系绳张力的精确控制，防止了张力冲击现象，从而实现了空间柔性系绳用永磁直驱伺服系统的高性能控制。

进出口边界压力扰动对多级轴流压气机的气动不确定性影响研究（航空发动机气动热不确定性研究专栏）

李灿灿肖左利罗佳奇 — 2024-03-19 00:00:00.0

量化边界流动扰动的不确定性影响是压气机鲁棒性气动设计的主要研究内容之一。基于计算流体力学的多级压气机气动不确定性量化（Uncertainty Quantification,UQ）非常耗时，高效的气动预测方法有助于提高UQ的计算效率。本文采用时间推进欧拉通流方法（Euler Throughflow Method,Euler-TFM）和直接蒙特卡洛模拟（Monte Carlo Simulation,MCS）研究了进出口边界压力扰动对某型4.5级轴流压气机的气动不确定性影响。首先，实现了基于Euler-TFM的压气机气动性能预测，并通过与三维数值计算结果的对比验证了Euler-TFM的精度。随后采用MCS量化了不同工况下进口总压、出口背压、两者耦合的不确定性变化对压气机绝热效率、流量和压比的影响大小。基于Sobol灵敏度分析的结果表明：在近失速工况下，进口总压和出口背压扰动对性能变化的影响存在强烈的耦合作用。最后对流场进行统计分析，揭示了边界流动扰动对该压气机流场和性能变化的影响规律，并评估了气动设计的鲁棒性。

基于NIPC的非轴对称安装角不确定性分析（“航空发动机气动热不确定性”专栏）

庄皓琬曹传军王琰滕金芳朱铭敏羌晓青 — 2024-03-19 00:00:00.0

为评估叶片非轴对称安装角分布对压气机气动性能的影响，发展了一种基于非嵌入式多项式混沌法的不确定性量化方法。对具有非轴对称安装角的8通道高压压气机转子气动性能进行了不确定性量化分析，将转子性能变化定量地归因于安装角平均值变化和非均匀性的影响。结果表明，设计点处质量流量和等熵效率主要受到安装角非均匀性影响，占比分别达到65.6%和71.8%，压比则均等地受安装角平均值和非均匀性的影响。在小流量点，安装角非均匀性主要导致了质量流量和总压比的减小，占比分别达到88.2%和66.2%，等熵效率则均等地受安装角平均值和非均匀性的影响。等熵效率径向分布表明，20%以下叶高的等熵效率不确定性主要由安装角平均值变化引入，而30%左右叶高的等熵效率主要受非均匀性影响。对极端方案的性能及流场分析表明，在小流量下非轴对称安装角分布主要影响50%叶高以下的叶片等熵效率分布情况。

基于宽频振动的燃气轮机叶片断裂故障识别特征与辨识方法

胡明辉刘少朋王浩李晨阳王维民 — 2024-03-19 00:00:00.0

针对燃气轮机动叶片断裂故障难以及时、有效告警与识别的技术难关，本文开展了三方面研究。从叶片断裂故障机理出发，分析了不平衡转子对尾流压力的调制作用，建立了叶片激振力模型和激振力作用下机匣的强迫振动响应模型，求解了动叶片断裂激励下的宽频振动响应规律。在此基础上，构建了叶片断裂故障敏感特征并提出了基于改进K近邻（O-KNN）的故障告警模型，实现叶片断裂故障的及时告警分析。进一步地，提出了叶片断裂故障定位参数，通过各级叶片特征参数的对比实现断裂故障的精准定位。综上，构建了宽频振动特征驱动的燃气轮机叶片断裂故障辨识方法，某型燃气轮机实测案例验证了故障敏感特征及辨识方法的有效性。

仿生柔性扑翼无人机流固耦合研究进展-"2024高性能无人机关键技术"专刊

杨文青郭越洋董渊博薛栋宣建林 — 2024-03-19 00:00:00.0

自然界的昆虫和鸟类具有卓越的飞行能力，能够通过扑动翅膀精妙地控制飞行时的姿态和位置。仿生扑翼飞行器是一种极具高性能潜力的无人机。其独特的仿生外形和飞行特性使其在低雷诺数环境下，兼具高机动性和高气动效率。仿生扑翼飞行器通常采用轻质柔性结构的机翼，在周期性动态扑动时，流固耦合问题是其面临的一个突出研究难点。本文对柔性扑翼的流固耦合研究现状进行了综述，介绍了柔性扑翼流固耦合的常用方法和数值模拟分析所涉及的重要无量纲参数，分析了国内外研究取得的最新进展，分享了计算分析所使用的工具，并提出了目前研究中仍存在的问题与可发展的方向，对未来仿生柔性扑翼无人机流固耦合研究进行了展望。

变翼尖机翼技术的研究现状与发展趋势

李斌张泽南贾飞孙健刘彦菊冷劲松 — 2024-03-19 00:00:00.0

机翼翼尖对飞行器的气动性能和操控性能有重要影响，在起飞、爬升、巡航、下降等不同飞行阶段，飞行器对机翼翼尖几何参数有不同需求。变翼尖机翼技术是一种多功能、局部变体技术，可用于提升机翼气动性能、提高燃油效率、减轻阵风载荷、强化操控性能等用途。从气动特性、结构响应和操控特性三方面，对变翼尖机翼技术效益进行梳理，从翼尖变形形式、材料与结构组成两个角度，展开对变翼尖机翼技术研究现状的讨论，指出变翼尖机翼技术正在向多功能集成、组合变形和智能化方向发展。提出变翼尖机翼技术亟需解决的四项关键技术，即全局气动优化、变形/承载一体化蒙皮技术、高效驱动系统设计、智能控制技术，分析了各项关键技术的技术特点和研究难点。

污染组分对超燃冲压发动机工作特性影响研究

时文田野乐嘉陵 — 2024-03-19 00:00:00.0

超燃冲压发动机内流动及燃烧特性得到了持续和广泛的重视及研究，相关试验研究工作大多依赖于燃烧加热风洞地面试验设备，酒精、氢气、煤油等燃料的燃烧可加热试验气体并达到设计点，通过补氧的方式保证氧气的摩尔分数，燃料的燃烧必然会引入多种污染组分。燃烧加热器内污染组分的存在使得地面试验结果偏离真实飞行条件所得结果，污染效应则已成为提高地面试验结果外推准确性所亟待研究的问题。本文针对污染组分对超燃冲压发动机点火特性、性能、燃烧模态转换的影响、污染空气来流参数匹配方案及污染效应修正这五个方面进行了系统的综述，梳理了污染效应的研究进展。

基于CFD/CSD耦合的TEF旋翼气弹特性高精度模拟

王华龙张夏阳赵国庆招启军马砾 — 2024-03-19 00:00:00.0

为分析前飞状态带有后缘小翼（TEF）的旋翼的气弹特性，建立了一套基于CFD/CSD耦合的高精度分析方法。基于参数化建模发展了一套含动态后缘小翼的旋翼运动嵌套网格方法。气动分析方面，在传统气动模型的基础上引入高精度CFD方法，可以精确模拟旋翼非定常流场及气动特性。结构上建立了刚性后缘小翼动力学模型，以附加质量、阻尼、刚度等矩阵的形式考虑了刚性后缘小翼运动对旋翼系统的影响，基于Hamilton原理和Timoshenko梁模型建立了系统的非线性运动方程。采用基于代数变换的弹性网格变形方法，在此基础上发展了流固非定常耦合策略。通过对比模型旋翼以及SA349/2旋翼气弹响应的计算结果，验证CFD/CSD耦合方法的有效性。以带后缘小翼的SMART旋翼为算例，对比了桨叶剖面等效法向力系数的计算结果；着重开展Fulton模型旋翼的计算分析，分别研究悬停状态下桨根扭矩和前飞状态下挥舞弯矩幅值的变化规律，并与文献结果进行对比。结果表明：本文建立的CFD/CSD耦合方法可以提高旋翼非定常气弹载荷的分析精度，精确捕捉低速前飞旋翼的BVI现象，挥舞弯矩平均误差控制在11.68%；同时计算得到的带后缘小翼的桨叶固有频率误差不超过4.0%，桨根挥舞弯矩幅值平均误差为15.15%，能够有效模拟后缘小翼的气弹特性。

火箭着陆段能量管理与轨迹优化技术研究

刁尹张智彭越李杨张博戎张志国 — 2024-03-19 00:00:00.0

垂直回收火箭返回着陆段发动机推力与气动力高度耦合，火箭着陆可行性与安全性不仅取决于轨迹终端位置、速度和姿态偏差，还取决于初始姿态偏差与着陆能量的控制能力。文章针对带有发动机起动段与喷流影响下气动力变化的复杂动态模型轨迹规划问题，通过在起动段采用多项式制导方法以及在推力节流调整段采用解析初值-序列凸优化方法进行分段轨迹在线规划；为消除分段求解模型差异带来的切换姿态角跳变，利用五次多项式形式推导得到含初始姿态角约束的解析初值参考剖面；然后通过推力角与轨迹倾斜角度约束的动态调整，并引入偏差松弛项，将终端质量约束添加到优化性能指标函数中，利用序列凸化迭代方法完成对具有终端位置、速度、姿态和指定质量约束的优化问题求解。结果表明: 所提方法相较于传统多项式或凸优化方法，具有约束数量与精度指标上的优势，在组合偏差条件下能够满足准确的终端位置、速度与终端质量约束，终端姿态角偏差小于1.5°，同时在线规划平均耗时小于1 s，具有较好的工程应用前景，可为我国新一代可重复使用载人运载火箭的相关研制工作提供一定的参考。

基于多分辨率SPH-FEM耦合方法的鸟撞问题数值模拟

马明瑞陈福振严红刘凡 — 2024-03-14 00:00:00.0

针对鸟撞航空发动机风扇叶片的数值模拟方法开展了研究。首先，建立了一种多分辨率SPH-FEM耦合方法，通过在FEM单元内部插值点处设置一组背景粒子，降低了传统耦合方法在耦合界面处对模型离散尺度的一致性要求。同时，提出了一种有限元单元自适应生成算法，通过在传统有限元算法的基础上加入单元自适应生成算法和无反射边界条件，实现了将传统计算过程中对模型所有单元的求解转变为对关键区域的部分单元进行求解，从而降低了计算成本。应用上述算法开展了鸟撞数值模拟，研究了具有不同材料的多结构鸟体模型对航空发动机风扇叶片的冲击过程，揭示了叶片受多结构鸟撞过程中的损伤机理，验证了算法的有效性，对航空发动机风扇叶片抗鸟撞设计和提高飞行安全性具有重要意义。

变弯度机翼外形与拓扑分步优化设计

王巍王浩周艾冯贺 — 2024-03-14 00:00:00.0

针对变弯度机翼气动优化和轻量化的设计要求，提出了气动外形与结构拓扑分步优化设计。该设计以机翼气动优化的计算结果为基础，通过变密度法建立机翼前后缘拓扑优化设计结构。提出了一种六参数描述机翼外形的参数化方法，通过B样条曲线进行局部修正，采用遗传算法对气动外形进行优化。基于优化后的机翼气动外形采用变密度拓扑优化算法建立RAMP插值模型，设计前后缘拓扑结构与机翼展向模型。通过3D打印技术对前后缘变弯度机翼拓扑结构进行加工并开展变形试验。气动仿真结果表明，六参数变弯度翼型的变形区间最大且外形连续光滑。与基础机翼相比，优化后的机翼在起飞过程中升阻比提高了35.7%，巡航状态下升阻比提高4.4%。通过变形试验结果得出前缘拓扑结构等效偏转角为9.37°，后缘拓扑结构等效偏转角为9.18°，偏转效果良好，验证了气动外形与拓扑分步优化设计的可行性。

压气机整机超大规模非定常模拟关键技术研究

王子维范召林李彬曹杰邓亮王年华江雄 — 2024-03-14 00:00:00.0

航发压气机整机往往包含多个涵道以及多达十几个压气机级，全环非定常模拟技术是提高其内流场模拟保真度的手段之一。压气机整机数十亿量级的全环网格量导致非定常模拟计算量巨大，开发具备高可扩展度的用于超大规模压气机非定常CFD模拟的求解器十分必要。基于团队自主发展的轴流压气机数值模拟软件ASPAC，给出了基于分区后单通道网格定常流场生成分区后全环网格初场的通用解决方案；对国际上基于单通道壁面距离生成全环壁面距离的方法进行了分析和测试，给出该方法导致非定常模拟结果产生的偏差分布区域和量级；发展了考虑网格畸变的叶排交界面网格重叠定位策略；完成了压气机非定常模拟的MPI/OpenMP混合并行改造，并通过优化求解流程，解决了OpenMP并行模拟时的数据竞争问题。结果表明，发展的方法成功应用于双涵道13级压气机61.16亿网格的10万核级全环非定常模拟，MPI/OpenMP混合并行模式基本解决了叶排交界面动态插值处理导致的负载不平衡问题，10万核心相比万核心的并行效率达到84.7%，远高于MPI并行模式46.7%的并行效率。

基于深度强化学习和信息论的多智能体通信方法

高兵张哲婕邹启杰刘治国赵锡玲 — 2024-03-14 00:00:00.0

在合作环境的多智能体系统中，有效地进行显式通信可以提高智能体间的协作能力。但现有的通信策略往往将智能体的局部观测值直接作为通信内容，且通信对象通常是按照某种拓扑结构固定的，其结果一方面难以适应任务和环境变化而引起通信过程的不确定性；另一方面，通信对象和通信信息缺乏侧重点会造成通信带宽的资源浪费导致通信效率较低。针对上述多智能体通信协同问题，本文提出一种融合深度强化学习和信息论的方法来实现多智能体自适应显式通信机制。本方法采用先验网络使智能体动态地选择通信的对象；再利用互信息的约束和信息瓶颈理论有效过滤冗余信息；最后，汇总自身及接收到的信息推理出更有效的通信内容。本文通过合作导航和交通路口实验环境证明了该方法对比其它方法提高了多智能体系统的交互效率和合作稳定性。

金属薄板厚度激光电磁超声谐振评价方法研究

郭伟石文泽卢超胡博刘远 — 2024-03-14 00:00:00.0

铝合金、不锈钢、镍基合金等材料广泛应用在航天航空热端部件。实现金属材料在交变机械载荷和高温高压气体冲蚀下的局部减薄评价，对提高金属构件服役的可靠性和安全性具有重要意义。针对航空发动机、固体火箭等热端部件材料在高温振动环境中的厚度在线检测与监测难题，提出了一种基于横波谐振频谱测厚的激光电磁超声技术。以铝合金5083、不锈钢304、镍基合金GH4169的试样为检测对象，建立了激光电磁超声横波谐振检测有限元模型，分析了激光光斑参数、EMAT线圈直径、线圈线径、提离等参数对谐振频率点和回波幅值的影响，并开展了金属试样谐振测厚实验。研究表明：当激光光斑直径为4 mm、EMAT线圈外径、线径、提离分别为12 mm、0.26 mm、0.3 mm时，EMAT接收到的横波信号最强，信噪比大于12.04 dB。当金属厚度为0.5-3 mm时，谐振法测厚的偏差不超过6％。

高性能协同作战无人机的发展与思考

王海峰 — 2024-03-11 00:00:00.0

近年来无人机的协同作战概念受到广泛关注，美、俄、欧等竞相推进以强协同、高性能为特征的无人机装备及相关关键技术研发，使之成为航空装备领域的前沿热点。相较于传统无人机，高性能协同作战无人机在使用方式、任务能力和技术特征所表现的巨大差异引发了很多新讨论与再思考。本文回顾军用无人机的历史演进，探究人-机关系变革与无人机能力发展，分析大国竞争背景下新的无人机发展需求，梳理高性能协同作战无人机的能力需求和关键技术，就值得关注的自主与协同、分布与集中、性能与成本等设计取向进行讨论，提出对高性能协同作战无人机未来发展的认识和建议。

基于逻辑-物理框架的智慧机场评价指标量化方法研究

张锐黄卫马涛 — 2024-03-11 00:00:00.0

为了解决机场在进行智能化程度评价过程中基础业务流指标无法定量表达的问题，本研究通过对比分析现有评价体系方法，确定采用面向过程的方法对智慧机场体系框架进行构建，并搭建了基于逻辑-物理框架的智慧机场评价体系；在此基础上，对框架内的各个基础指标按定性指标和定量指标两个不同的类别进行了数学上的定义与定量描述。研究结果表明：面向过程的评价体系同样也适用于机场的智能化评价体系构建，且能够从逻辑框架到物理框架对智慧机场的各个业务流和子系统进行全面的反映。对基础指标根据其数学描述采用不同的分类量化方法有助于对机场的智慧化程度刻画更加精确和全面。对A机场基础指标的量化发现飞行区管理基础指标中百分比型指标占20%，数值型指标占34.3%，是否型指标占45.7%，陆侧交通管理基础指标中百分比型指标占13.3%，数值型指标占13.3%，是否型指标占73.4%，且各个指标能够展现具体的量化分值，说明本文提出的量化方法能够适用于机场全部业务流的量化处理。

面向复杂电磁干扰环境的Greedy-PPO智能频谱共享决策

殷凯杰石嘉段国栋李立欣司江勃 — 2024-03-11 00:00:00.0

针对复杂电磁环境下的多功能电磁设备用频激烈冲突问题，考虑连续和离散混合动作耦合决策挑战，研究基于强化学习的智能频谱共享技术。首先，考虑己方和干扰方用频规则等多方面因素影响，对复杂电磁干扰环境进行精细化建模，在此基础上，设计多任务需求下雷达通信一体化设备的频谱共享效能评估方法。其次，提出一种Greedy Proximal Policy Optimization(Greedy-PPO)智能频谱共享决策算法，对离散-连续动作空间进行解耦，利用PPO方法最优配置传输功率，基于此，结合greedy方法求解频谱离散优化分配问题，获得近似最优的联合频谱共享策略。最后，通过仿真实验验证，Greedy-PPO算法相比贪心算法和DDQN算法，总体效能指标可提升48%和15%，具有优良的频谱利用率表现。

基于叶尖计时的叶片外物打击辨识方法研究

王树慧王维民李天晴王珈乐付振宇 — 2024-03-11 00:00:00.0

外物打击是影响叶片安全运行的重要事件，打击事件的在线辨识有利于巨大灾难事故的提前预警。针对叶片服役过程中振动数据量大，且需要快速、准确地在线辨识打击事件的迫切需求。基于叶尖计时技术，提出了一种外物打击事件识别及打击时刻的定位方法，本方法利用单传感器实现了多工况下的叶片外物打击事件的辨识及打击时刻的定位。构建了考虑叶片安装误差、叶片失谐及传感器安装误差的外物打击振动响应模型，并进行了打击模拟，提出了基于叶片模型参数的外物打击的辨识参数阈值的获取方法。完成了多转速下的外物打击辨识验证，实验结果表明该方法能在0.047s内实现打击事件的识别，为在线预警和数据管理提供了研究基础。

内封严流对预旋系统性能影响的实验研究

张越李鹏飞张晓泽刘高文林阿强 — 2024-03-11 00:00:00.0

预旋供气系统在航空燃气涡轮发动机中承担着为涡轮转子叶片提供冷气的作用。为获得内封严流对预旋供气系统的影响规律，搭建了高压比高转速的预旋供气系统实验平台，通过测量系统各关键截面的压力、温度等参数，分析了内封严进气及出气流量对预旋系统的压力、温度分布及系统功耗、温降效率的影响规律，并针对内封严进气对预旋系统可能产生的不利影响，提出了一种用于将内封严流引出的旁通结构。结果表明，内封严出气对预旋系统影响较小，在实验工况下，系统温降效率最大波动不超过1.9%；内封严进气会对预旋系统产生显著负面影响，在压比为1.6的工况下，内封严进气流量增大时温降效率最大降低了21.8%；内封严旁通结构可以有效阻止内封严流在预旋腔内与主流的掺混，降低预旋腔内的压力与温度，在压比1.6，内封严占比15%的工况下气流做功量提高了37.8%，系统温降效率增加了28.0%。

基于伴随方法的无人机气动隐身优化研究(“高性能无人机关键技术”专刊)

黎明陈娇娇周海陈颖闻白俊强 — 2024-03-11 00:00:00.0

隐身无人机的外形设计需要兼顾气动和隐身性能，协调两学科的矛盾。本文为了进一步挖掘无人机的性能潜力，采用多学科优化设计方法对外形进行精细化地设计。首先，建立了适用于均匀介质目标的雷达散射截面积（Radar Cross Section，RCS）梯度求解的伴随方法。针对带有隐身材料的目标，将其等效为均匀介质体进行分析，采用PMCHWT （Poggio-Miller-Chang-Harrington-Wu-Tsai）方程求解RCS。其次，结合雷诺平均N-S方程求解器、自由曲面变形参数化方法，逆距离权重网格变形算法、序列二次规划算法和伴随方法，搭建了气动隐身多学科梯度优化设计系统。最后，对某无人机的外形进行气动隐身优化设计。结果显示，优化之后的外形的气动隐身性能均有提高，验证了该方法的有效性。

共轴高速直升机反流区翼型设计及减阻机理研究-高速直升机技术专刊

王雪鹤柴春硕邢世龙樊枫黄水林 — 2024-03-11 00:00:00.0

高速化是未来直升机的发展趋势之一。针对共轴高速直升机旋翼大反流区特点，开展了反流区翼型设计研究。首先分析了旋翼根部双钝头翼型在高速飞行状态下的绕流特点及减阻机理，然后针对旋翼反流区的工作环境，提出了一种“吸力面气动前缘半径大、中后部平坦”的双钝头翼型设计思路。相比于标准椭圆翼型，该翼型改善了顺/反流状态流动分离问题，在维持顺流状态低阻特性的同时，0.1Ma反流状态减阻可达10%以上。以该翼型为基准，开展考虑吸力面流动特征的混合反设计/优化设计。优化翼型维持了反流状态的低阻特性，且顺流状态升阻特性显著提升

先进材料及工艺的结构完整性研究进展

於之杰郭玉佩张京楠孙侠生 — 2024-03-11 00:00:00.0

结构完整性是决定航空结构安全与寿命的主要因素，也是制约新材料、新结构、新工艺等有望提升航空结构效率的新技术在航空领域应用的重要问题。明确并提升先进材料及工艺的结构完整性性能有助于航空结构进一步利用新材料、新结构、新工艺的优异性能，实现更可靠、更高效、更经济的航空结构目标。本文主要梳理了航空疲劳与结构完整性国际委员会（ICAF）成员国近两年在这一领域中的主要工作和所取得的成果，重点介绍了近年来在新材料、新结构、新工艺的疲劳寿命方面国内外各领域学者所取得的新进展，以促进国内航空结构工作者持续关注航空疲劳与结构完整性方面的进展与问题。在此基础上，结合近年来材料结构和工艺领域取得的进展和航空结构性能的新需求，对新材料新结构新工艺的疲劳研究和未来航空结构的设计工作提出了建议和展望，促进航空结构性能的进一步提升。

基于深度学习的水上飞机非定常水载荷重构

樊云翔艾化楠王明振曹楷刘学军吕宏强 — 2024-03-11 00:00:00.0

全息水动载荷分布对评估水上飞机的水动性能具有重要意义，模型试验是水上飞机设计中常见的获取流场数据的方法，但水动载荷试验只能获取有限的传感器数据，存在精度不足的问题，因此需要进行全息流场重构。然而水动载荷数据非线性强且数据稀疏，传统的流场重构方法难以适用。本文采用时序卷积网络（Temporal Convolutional Network,TCN）对水上飞机入水的船底时序流场重构问题进行建模研究，通过深度学习优秀的非线性拟合能力学习流场规律，并在传统的TCN基础上针对样本稀疏性的特点提出了一种融合扩散模型(Diffusion Model)的重构损失以提高神经网络的预测精度。首先使用训练集对扩散模型进行训练，将已训练的扩散模型融合到TCN的训练过程中，连接到TCN的输出并计算重构误差，对TCN的训练施加约束提高流场重构性能。本文首先对比传统TCN、GRU、全连接网络三种模型并验证了TCN在非定常水载荷重构建模精度、泛化能力的优越性，并通过单帧重构实验说明了水动载荷重构考虑时序因素的必要性，在此基础上验证了融合扩散模型的TCN对重构非定常流场的有效性。本文为非定常流场重构提供了一种有效建模方法，有助于利用模型试验全面评估飞行器力学性能。

复合式高速无人直升机飞行动力学建模与控制策略设计

聂博文王亮权黄志银何龙杨仕鹏颜鸿涛章贵川 — 2024-03-11 00:00:00.0

复合式高速无人直升机主要具有旋翼、机翼、螺旋桨、机身和平/垂尾等气动部件。各个部件之间的气动干扰复杂且随前飞速度强烈、快速地变化，必须根据前飞速度修正飞行动力学模型参数，才能获得较高的模型置信度；同时，必须根据前飞速度调整飞行控制策略，动态实现整个速度包线稳定可控飞行。为此，本文建立了复合式高速无人直升机飞行动力学机理模型，利用全机组合风洞配平试验数据进行了模型修正，有效提高了数学模型置信度；在配平点处，将非线性动力学模型线性化，获得了开环本体动力学特性随前飞速度的演化规律，并评估了控制增稳系统对闭环操稳性能的改善效果；在经典控制架构基础上，针对复合式高速无人直升机的升力、推力和偏航复合特性，设计了前馈补偿、回路加权和控制分配策略，并开展了仿真和试飞验证。研究结果表明：本文建立的非线性动力学模型具有较高置信度，数学模型配平结果与风洞试验配平试验结果一致性较好；高/低阶线性模型的特征根分布规律基本一致，操纵响应历程与非线性动力学模型吻合较好；速度包线范围内升力、推力、航向复合飞行控制策略的有效性通过了飞行仿真检验；成功开展了国内首款300kg级复合式高速无人直升机原理样机试飞，验证了悬停和小速度状态下的飞行控制策略有效性。

无人机状态检测Kalman滤波空地目标跟踪算法

徐心宇陈建 — 2024-03-11 00:00:00.0

针对无人机（UAV）面向空地目标进行目标跟踪过程中，发生目标离开视野、目标被遮挡、存在相似目标干扰等问题导致追踪失败的情况，提出一种基于追踪状态检测和Kalman滤波的重定位更新机制，将其与孪生全卷积网络（siamfc）跟踪器结合。本文以空地目标为被跟踪对象，以无人机为跟踪空地目标的跟踪者。首先，基于双峰选择、平均峰值相关能量变化率、最高响应值变化率和峰值旁瓣比变化率的检测机制对当前的追踪状态是否异常进行检测，判断siamfc的追踪结果是否满足作为观测值的要求。其次，Kalman滤波利用目标运动的先验信息对追踪进行预测更新，当追踪状态异常时能够及时校正调整目标跟踪结果。基于LaSOT数据集完成训练，在UAV123航空数据集和自制的以无人机为目标的数据集上进行实时目标跟踪测试和对比实验。实验结果表明：该算法在UAV123上的精确率和成功率为66.0%和47.4%（62fps），在自制的以无人机为目标的数据集上的精确率和成功率为72.0%和58.6%（55fps），满足目标跟踪的实时性要求，且跟踪结果优于多数跟踪器。该算法在无人机为跟踪者和被跟踪对象的情况下均能完成有效目标跟踪，应对目标离开视野、部分或全部遮挡和存在相似目标干扰等挑战性场景的能力有所增强，且算法具有良好的泛化能力。

基于Fisher 信息的传感器航迹自适应滤波算法

胡玉梅潘泉邓豹 — 2024-03-11 00:00:00.0

针对单传感纯角度被动跟踪系统的不完全可观问题，结合变分贝叶斯推断提出一种基于 Fisher 信息累积的传感器航迹自适应估计算法。首先在假设传感器速率保持不变的条件下，建立以传感器航向角、目标状态估计及其估计误差协方差为参数的变分贝叶斯选代联合优化框架；在此基础上，推导给出变分置信下界关于航向角的 Fisher 信息矩阵，以便将Fisher 信息矩阵最大化获得传感器航向角的最优解，从而实现传感器平台轨迹自适应优化；同时，考虑纯角度跟踪的鲁棒性,结合正则化方法以相邻选代变分分布之间的加权 Kullback-Leibler 散度为惩罚项，构建以状态估计及其估计误差协方差为超参数的优化函数；继而,通过线性化方法给出优化函数的二阶近似，并计算其关于超参数的偏导数，获得状态估计及其估计误差协方差的选代更新解析表达式；最后，通过被动传感器纯角度跟踪系统仿真实验验证：所提算法能够通过改变传感器航向角有效提高信息的累积量，实现较高精度的目标跟踪。

数字孪生驱动的航空发动机转子精密堆叠装配

王泽生王辉 — 2024-03-11 00:00:00.0

航空发动机极高的结构复杂度和高性能、高稳定性的严格要求对航空发动机制造技术提出了挑战。装配是控制航空发动机产品质量的关键制造环节，其中，转子作为航空发动机的核心动力部件，其装配精度和质量极大地影响着航空发动机的使用性能。转子由多级零件串联装配而成，装配过程中零件误差积累和传递、连接结构挤压变形等因素都容易导致装配偏差产生。本文针对航空发动机转子装配偏差问题，开展了数字孪生驱动的装配工艺优化方法研究。结合数字孪生方法展开装配工艺机理分析，从转子装配单元数字孪生总体技术框架、装配工艺数字化内核分析、装配工艺综合评价与决策方法三方面开展数字孪生装配优化技术研究，融合多物理因素分析模型建立装配工艺数字化分析模型，实现了数据驱动的转子装配过程监控和工艺优化分析。通过转子装配实验应用验证，所提出优化方法给出的优化装配结果与最大可能偏差相比降低了57.4%，证明所提出的数字孪生转子装配优化方法能够有效解决实际问题，为航空发动机转子装配质量预测和优化提供了新的途径。

用于吸气式电推进系统的射频等离子体推力器实验测试（23-29975重投）

郑鹏吴建军张宇钟宇轩 — 2024-02-27 00:00:00.0

吸气式电推进系统能够摄取稀薄大气作为电推力器的推进工质，有望在不从地面携带推进剂的条件下，满足超低轨道飞行器长期在轨运行期间的推进动力需求。文章基于感性耦合等离子体源，添加了物理喷管和附加增强磁场，设计了一种用于吸气式电推进系统的射频等离子体推力器。超低轨道大气的主要成分为氮气和原子氧，鉴于原子氧电离能低，且难以在地面条件下储存使用，文章使用氮气工质对推力器在不同工质流量、射频功率和磁场设置条件下的推力性能进行了实验测试。结果表明，使用附加增强磁场能够有效提高推力器的推力和比冲大小，并在一定轨道范围内实现稀薄大气阻力完全补偿，为超低轨道吸气式电推进系统的研制与应用提供了有效技术途径。

四氟乙烷弹射无人机的试验及仿真研究

王志富姚术健鲁寨军钟睦王瑞峰 — 2024-02-27 00:00:00.0

针对传统无人机气动弹射介质压缩空气动力不足的问题，提出使用四氟乙烷代替空气作为气动介质弹射无人机的方法。四氟乙烷安全性高、容易受热发生相变进行膨胀做功，且相比空气具有更高的比热力学能，具有更高的膨胀做功能力。通过弹射试验验证了四氟乙烷用于弹射无人机的可行性，建立了四氟乙烷为弹射介质的气动热力学数值模型，模型验证后进行了压缩空气与四氟乙烷弹射能力对比，进一步探讨了高压储气室容积，阀门直径以及低压室容积对四氟乙烷弹射无人机内弹道参数的影响，结论表明：四氟乙烷能够在毫秒级别的时间内将无人机弹射出筒，弹射能力优于压缩空气，能够完成500磅质量以上无人机弹射任务；注液密度一定时，随着高压储气室的体积增大，低压室压力、无人机加速度及无人机弹射出筒的速度逐渐增大，但速度增幅逐渐减小越大，文中算例增大至500L时，速度增幅接近为0%，在满足指标的前提下，减小高压储气室体积能降低低压室内峰值压力及温度，保证弹射安全；对于特定的弹射系统，阀门存在一个极限释放口径，超过该口径，无人机弹射速度将不再增加，只会增加峰值加速度；其他参数不变的情况下，适当增大低压室的体积可以有效降低无人机的峰值加速度，且无人机出筒时速度降低较少

基于几何力学的类平板式卫星全耦合动力学

曹芊李化义 — 2024-02-27 00:00:00.0

本文针对类平板式卫星的结构特点，利用李群上的Lagrange力学和Hamilton力学，分别建立了Euler-Lagrange形式和Hamilton形式的姿态-轨道-结构耦合动力学方程。该方法同时考虑了卫星在轨运行时姿态、轨道与板式结构附件振动间的相互耦合作用，其中板式结构附件的振动通过单自由度扭簧模型进行一阶近似，该描述方式一方面易于通过李群工具对振动现象进行描述，另一方面从Lagrange几何和Hamilton几何的角度推导的动力学方程是全局和无坐标的。此外系统动力学模型的建立考虑了整星质心的时变特性，更为精确。通过数值算例验证了该建模方法的有效性。通过与刚性模型的仿真对比，分析了类平板式卫星在激励作用下的姿态-轨道-结构耦合效应，结果表明，该模型具有良好的稳定性，能够准确预测激励作用下类平板式卫星在轨运行的动态响应。

湿滑道面飞机牵引滑行系统纵向动力学建模与制动性能研究

祝恒佳齐凯王立文张威 — 2024-02-27 00:00:00.0

飞机地面作业可分为低速（小于6节，约11.11km/h）、中速（6－14节）、高速（大于14节，约25.93km/h）三类，相比于传统的低速飞机牵引作业，新一代无杆飞机牵引滑行模式下牵引速度可达到40km/h，道面湿滑对高速飞机牵引滑行系统制动性能的影响不可忽视。采用伪流动动压轴承作用等效反映轮胎-水膜-道面相互作用，结合任意压力分布函数提出Lugre轮胎滑水动力学模型。针对AM210无杆飞机牵引车轮胎开展湿路面附着性能试验，对Lugre轮胎滑水动力学模型进行参数辨识。基于Matlab/Simulink和Adams/View建立Lugre轮胎滑水动力学模型和无杆牵引滑行系统的动力学联合仿真模型。采用模糊PID最优滑移率控制方法并考虑道面振动激励，对比研究湿滑与干燥道面下飞机牵引系统的制动性能。结果表明，湿滑道面轮胎动载荷小于干燥道面，轮胎抓地性能随水膜厚度增大而降低，在40km/h的初始制动速度下A级、C级1mm水膜随机道面的制动距离比干燥道面结果分别增加了30.9%、31.3%，对应工况下1mm水膜道面的制动距离比0.5mm水膜道面结果分别增加了2.7%、2.5%。本文的研究结果可为湿滑道面工况下飞机牵引滑行作业中的制动安全预测提供理论基础。

复杂来流条件下设计参数对S弯喷管红外辐射特征影响（“2024高性能无人机关键技术”专刊）

是介周莉史经纬王占学 — 2024-02-23 00:00:00.0

为了获取在航空发动机混合室产生的复杂来流条件影响下，S弯喷管设计参数对其红外辐射特征的影响规律和产生机制，采用数值模拟方法计算了完全遮挡设计准则约束下不同宽高比和长径比S弯喷管的红外辐射特性，并分析了设计参数不同时复杂非均匀流动与红外辐射特性的耦合机理。研究结果表明，混合室中波瓣混合器诱导产生的流向涡会卷吸高温燃气冲击喷管壁面，使得S弯喷管上下壁面出现了大面积热斑，垂直探测面上的总红外特征水平相比水平探测面增大了1.22倍。随着出口宽高比增大，热斑面积由于流向涡贴壁现象的加剧而增大，而喷流长度由于大气掺混作用加强而减小，使得垂直探测面上的总红外特征水平几乎没有变化，水平探测面由于受热斑影响较小总红外特征水平下降30.5%。当长径比较小时，由于壁面偏转曲率较大S弯喷管内部出现了流动分离现象，壁面热斑强度大幅提升使得水平和垂直探测面上的红外特征水平与未发生流动分离相比分别增加了23.5%和38.6%。随着长径比进一步增大，壁面热斑因内外涵气流充分掺混而扩大，总红外特征水平在水平和垂直探测面上分别增大了15.0%和29.4%。

基于频率-时间映射的微波光子频率测量技术（原稿号：23-29488）

王璐王立李林郭绍刚郑然张恒康 — 2024-02-23 00:00:00.0

微波信号的频率测量在深空探测等领域中具有广泛的应用需求。传统的基于纯电子学手段的频率测量方案频率范围和带宽受限，难以实现对高频率、大带宽信号的测量。微波光子技术能够结合光子技术和微波技术的各自优势，具有大带宽、高载频、低损耗、抗电磁干扰和高分析精度等特点，可实现高性能的微波信号频率测量。本文系统性地综述了基于频率-时间映射机理的微波光子频率测量技术，介绍了频率-时间映射的基本原理，并对基于色散介质和不同种类扫频组件的频率-时间映射方案进行了详细介绍，最后对该领域的发展进行了总结和展望。

基于频率加权的后缘拍动变体机翼流场模态降阶分析

张伟聂旭涛欧李苇夏智勋陈磊 — 2024-02-23 00:00:00.0

变体机翼是提高飞行器机动性能、高升低阻，满足复杂多变工况的重要解决途径之一，探索机翼变形对流场影响机理是其控制的基础。针对后缘拍动的柔性变体机翼，为准确分析拍动影响机理，提出了频率加权排序的动力学模态降阶分析方法。针对不同工况下数值模拟结果或试验数据，开展了频率加权方法同常规初始值、模态范数排序方法对比。结果显示频率加权方法得到的二阶模态频率和拍动频率吻合，表明该方法能准确体现机翼后缘周期性拍动对流场结构影响，反映机翼变形对尾迹的破碎作用。在相同重构模态数量下，拍动频率为300 Hz时，基于数值模拟数据，频率加权方法、初始值法，模态范数法重构的速度场误差分别为0.39%，0.58%和3.25%；基于PIV试验数据，误差分别为7.56%，8.77%和10.56%，表明频率加权方法误差最小，能较好用于主动拍动变体机翼的物理场分析及后续反馈控制。

双模态冲压发动机：从宽域性能优化到模态设计（航天推进专刊）

陈军白菡尘万冰黎崎 — 2024-02-23 00:00:00.0

航班化航天运输系统的飞行包络宽、飞行任务复杂，要求其冲压发动机具有宽域、高效、推力可调节的运行能力，通过系统级性能优化实现宽域高性能，是双模态冲压发动机研究需要攻克的关键难题。本文回顾双模态冲压发动机概念提出的背景与初衷、双模态运行机制认知以及双模态冲压发动机性能优化的探索历程，探讨了热力循环分析与宽域性能优化的关系，建议以实现飞行任务为目标，对双模态冲压发动机的运行模态进行设计，探索“基于设计”的宽域模态控制和受控模态转换技术。根据近年来发展的双模态冲压发动机等效热力过程理论，揭示了宽域性能优化若干条件，提出一个便于实现“受控模态转换”的多设计点固定几何燃烧室宽域运行方案设想。为实现宽域模态控制和受控模态转换技术，未来需建立两大能力，一是基于任务约束定量解决进发匹配以及飞发匹配矛盾、建立飞发一体化的“即时按需设计”能力，二是发展受控燃烧组织技术、建立燃烧系统“即时按需设计”的能力。

基于INDI的倾转旋翼无人机过渡模式控制方案研究

刘双喜林泽淮刘伟闫斌斌黄伟 — 2024-02-23 00:00:00.0

针对倾转旋翼无人机过渡模式控制问题，本文提出了一种基于增量非线性动态逆的控制方案。首先，基于四轴倾转旋翼无人机动力学特性，建立了面向控制的纵向运动模型；随后，研究了虚拟控制量与控制量分配方法，在此基础上设计了倾转旋翼无人机过渡模式自适应倾转方案；然后，基于增量非线性动态逆控制理论，分别设计了高度、速度和姿态回路过渡模式下内/外环控制器，以及旋翼和舵面控制量混合策略。最后，仿真实验验证了基于虚拟控制量分配的自适应倾转方案的有效性，以及高度、速度和姿态回路控制器的鲁棒性。

基于MAML-LSTM的服役涡轮叶片损伤状态评估方法研究

李宁孙燕涛刘开霖付志忠纪鹏飞张生良董立伟黄渭清 — 2024-02-23 00:00:00.0

准确评估涡轮叶片的损伤状态对于指导其大修/更换行为具有重要的意义，但由于涡轮叶片结构及服役环境的复杂性，现有技术手段难以模拟真实服役状态下的叶片损伤情况，而基于真实服役叶片的损伤数据进行损伤预测又存在数据采集成本高、样本量小的客观限制。为此，针对小样本条件下服役涡轮叶片的损伤状态评估需求，提出一种基于元学习的损伤参数预测方法，在有限的服役数据基础上，实现对涡轮叶片损伤参数的有效预测。首先制备涡轮叶片不同叶身高度的切片试样，并通过场发射扫描电镜获取切片试样典型部位的微观图片，使用图像处理技术提取不同部位损伤数据，并根据图片所处部位的不同将损伤数据划分为不同训练任务数据；然后提出一种基于 MAML-LSTM 模型的涡轮叶片损伤参数预测方法，增强了服役条件与叶片损伤参数之间的相关性，建立了服役参数与损伤参数之间的有效映射；最后利用本文所提出的 MAML-LSTM 模型对测试集数据进行预测，预测结果的平均绝对百分比误差(MAPE)为7.55%，对比BP、RNN、LSTM、Bi-LSTM等神经网络的预测结果，本文所提出的模型在测试集上的平均绝对误差(MAE)下降了至少58.84%，均方误差(MSE)下降了至少86.54%。

旋转超声加工碳纤维复合材料研究现状与展望

束静廖文和郑侃董松孙连军 — 2024-02-23 00:00:00.0

碳纤维复合材料因其轻量化、耐高温、耐腐蚀等优异性能在多种极端服役环境得到了广泛的应用，在航空航天装备中的占比逐年提升。旋转超声加工技术在提高碳纤维复合材料去除效率、减小切削力和改善加工质量等方面具有显著优势，是当前难加工材料制造领域的研究热点。近年来，国内外学者在碳纤维复合材料的旋转超声钻削、铣削和磨削等方面开展了大量的研究工作并取得了丰硕的成果，然而不同加工方式下多种形式超声振动能量的摄入对其切削效果的影响机理存在显著差异，并且针对多种碳纤维复合材料表面完整性和使役性能研究的深度和广度仍存在较大的提升空间。为此，本文从材料去除机理、切削特性、表面质量研究及实际工程应用四个方面的国内外文献进行了总结和凝练，并展望了旋转超声加工碳纤维复合材料的发展趋势。

仿鸟扑翼飞行器关键技术综述

薛栋朱紫文宋笔锋 — 2024-02-07 00:00:00.0

仿鸟扑翼飞行器（BIFMAVs，Bird Inspired Flapping-wing Micro Aerial Vehicles）在飞行效率、隐身性和机动性上有巨大发展潜力，是一种具有较高研究价值和应用前景的微型飞行器。本文主要回顾了近20年来BIFMAVs的研究发展历程，对其总体设计方法、气动分析方法、驱动系统关键技术和飞行动力学与控制关键技术的研究现状进行了总结与分析，并指出了各项技术的特点、发展趋势和面临的挑战，最后提出了对BIFMAVs未来发展方向的展望。通过对仿鸟扑翼飞行器关键技术研究现状和发展方向的综合评述，可为后续从事该方面的研究人员提供参考和借鉴。

流-声-固耦合诱发结构振动及其抑制的实验研究

洪志亮薛力付怡磊陈凌峰 — 2024-02-07 00:00:00.0

流体诱发声共振引起叶片振动是压气机内部非同步振动问题的典型代表。现有研究多关注声共振中的涡声耦合，而对声共振引发的结构振动问题较少涉及。为了研究声共振中复杂的流-声-固三场耦合现象，本研究在低速风洞中开展了铝制平板的声共振实验，对平板尾缘脱落涡脉动速度、管道内声压以及平板振动进行了同步测量。实验结果捕获了频率锁定和幅值突跃现象，发现声共振引起的平板振动幅值可达流致共振幅值的一半，表明声共振诱发振动在工业应用中需引起重视。最后，研究了基于壁面非局域声衬的声共振抑制策略，实现了对管道内声压和平板振动的双重抑制。

考虑状态模糊性的结构非概率可靠性分析

姜峰李华聪符江锋刘显为 — 2024-02-02 00:00:00.0

在实际工程中，有时很难明确判断结构所处的状态是安全的还是失效的，基于传统二元状态假设进行的非概率可靠性分析忽略了这种模糊性的存在，过于理想化。针对这一问题，以椭球模型量化不确定变量，引入模糊状态假设代替二元状态假设，开展了考虑状态模糊性的结构非概率可靠性分析研究：根据模糊状态假设，对结构所处的状态进行模糊描述，在此基础上结合无差别原则，发展了非概率模糊可靠度作为考虑状态模糊性时结构非概率可靠性的度量，同时开发出相应的Monte Carlo模拟方法对所提非概率模糊可靠度进行求解；为了克服Monte Carlo方法求解效率低下的问题，提出了一种基于主动学习Kriging的求解算法，从而建立了一套高效的能够考虑状态模糊性的结构非概率可靠性分析方法，通过算例和工程实例验证了所提可靠性分析方法的工程实用性。

涡轮动叶气膜冷却结构的凹槽状叶顶气热性能不确定性量化研究（“航空发动机气动热不确定性研究”专栏）

黄明张垲垣李志刚李军 — 2024-02-02 00:00:00.0

本研究提出了基于遗传算法加速策略的高效燃气涡轮叶片气热性能不确定性分析系统。此外还发展了一种叶顶气热特性不确定性量数据分析算法。所提出的系统和算法被用于考虑工况波动和几何参数偏差的含气膜冷却结构凹槽状叶顶的气热性能不确定性量化研究。结果表明冷气的注入将显著增强第一级动叶的下游流场的非稳定倾向。在燃气轮机的实际运行中，设计阶段预测能够被冷气充分覆盖的区域的气膜冷却有效度将大大低于确定性计算所得到的数值。在不确定性输入的影响下，凹槽状叶顶的气膜冷却有效度满足高斯分布。其统计平均值相比设计值减少了20.06%，偏离设计值10%的概率高达81.84%。敏感分析的结果表明影响下游总压损失系数波动的主导参数是叶顶间隙偏差，方差指数高达87.21%。而进口总温波动是影响气膜冷却有效度不确定性的核心参数，方差指数为84.01%。

观测不确定性下的变分贝叶斯高效模型修正

陶言和郭勤涛周瑾马嘉倩李效法 — 2024-02-02 00:00:00.0

考虑试验观测数据不确定性，针对以随机响应为目标的复杂仿真模型不确定性修正问题，提出一种以自回归模型提取信号特征，马氏距离构造近似似然函数，并由变分贝叶斯-蒙特卡洛进行参数后验识别的模型修正方法。首先，对经过平稳性检验的随机信号进行自回归分析，得到模型特征向量实现信息降维；而后，考虑试验观测数据混合不确定性并用概率盒表征，以仿真计算数据与试验观测数据的特征向量之间的马氏距离构造近似对数似然；最后，基于变分贝叶斯-蒙特卡洛方法求解边际似然，经过很少的迭代次数即可收敛，最终识别出参数的后验分布。在螺栓连接结构仿真案例和某民用飞机机翼模型工程案例中，修正后的模型具有很高精度，且在一定的观测不确定性水平下依然具有良好的修正效果，验证了所提方法对工程结构不确定性模型修正问题的有效性。

基于场变换的非高斯随机过程快速算法

刘晋铭谭星陈卫婷何欢 — 2024-02-02 00:00:00.0

在非高斯平稳随机振动环境试验技术中，基于概率密度函数的试验技术更能精确地还原试验环境。但现有基于概率密度函数的随机信号仿真算法存在效率问题，难以在工程上应用。本文基于随机过程的场变换理论，提出了一种非高斯平稳随机过程仿真的快速算法。针对场变换理论中关键二重积分计算困难、计算速度慢的问题，对两个随机过程的相关系数函数进行级数展开，将一个含有隐式函数的复杂二重积分问题转换成一个简单的定积分问题，并利用Gauss-Hermite求积规则进行了快速求解。数值仿真验证了该方法能够在不影响仿真精度的前提下，提高非高斯平稳随机过程仿真的效率，满足了随机振动环境试验对于随机信号生成的实时性需求。

电磁发射Ma1.6近地多体分离气动干扰特性

李少伟宁昕罗星东侯自豪薄靖龙 — 2024-02-02 00:00:00.0

利用电磁助推将空天飞行器在地面加速至超声速发射，能够规避低速起飞阶段，对宽速域飞行提供了一种颇具潜力的解决方案。针对近地电磁发射中飞行器与电磁橇自由分离的场景，对超声速Ma1.6近地多体分离过程进行了数值模拟。结果表明，超声速近地分离过程可分为三阶段，依次是窄间隙壅塞流阶段、多体联动干扰阶段和独立地面效应干扰阶段。第一阶段以飞行器-电磁橇窄间隙内激波多重反射现象和局部壅塞效应为特征，第二阶段以飞行器与电磁橇快速联动下的干扰为特征，由双向干扰演变为飞行器对电磁橇单向干扰，在第三阶段飞行器与电磁橇均受独立的地面效应干扰。飞行器和电磁橇的气动载荷变化与分离流场所处阶段具有相关性。电磁橇前缘高压区由飞行器腹部掠过尾部导致飞行器气动阻力和升力陡然降低，力矩由低头力矩向抬头力矩转变剧烈。飞行器尾流膨胀区和尾激波相继扫掠电磁橇，导致其升力系数先增加至正升力后降低至负升力。整体上，飞行器飞离电磁橇的姿态较为平稳，两者在垂向和纵向上的间距持续增加。

空地无人集群自调节控制与动态路径规划方法

赵江张璇池沛王英勋 — 2024-02-02 00:00:00.0

针对异构感知条件下空地无人集群协同避障与导航问题，提出了集群队形自调节控制与动态路径规划方法。首先，考虑空地无人集群探测与通信约束，建立了无人机与地面机器人运动模型，设计了面向协同避障与导航的集群运动控制架构。其次，提出了机器人集群队形边界动态生成方法，分别设计了形状控制、个体避碰、编队控制与导航控制分量，实现了基于动态边界的集群队形自调节控制。结合机器人动态队形边界特性，提出了基于动态窗口优化的无人机路径规划方法。最后，设计了狭窄廊道协同避障与导航任务想定，通过仿真算例，分析了机器人集群队形边界缩放、变形和旋转控制性能，验证了空地无人集群队形自调节控制与动态路径规划方法的可行性。

基于固定时间收敛误差动力学的微分几何制导律设计

白显宗黎克波李昊键董伟 — 2024-02-02 00:00:00.0

提出了一种具有固定时间收敛特性的微分几何制导律设计方法。首先，提出一种新的固定时间收敛误差动力学方法的控制参数选择机制，将控制参数从4个缩减为3个，并给出更为准确的误差收敛时间上界。其次，针对固定目标打击制导问题，基于古典微分几何曲线原理，将固定时间收敛误差动力学方法拓展至弧长域，提出固定路程收敛微分几何制导律设计方法。然后，分别针对碰撞角控制制导和飞行路程控制制导问题，设计了相应的固定路程收敛微分几何制导律。最后通过数值仿真，对所提方法的有效性进行了验证。

面向领导跟随无人机蜂群的定向驱离攻击方法

李威高久安王乐黄渭清席建祥 — 2024-02-02 00:00:00.0

针对领导跟随结构的无人机蜂群，本文提出了一种基于欺骗信号的定向驱离攻击方法。首先，构建了虚假偏差信号和给定状态信号两种欺骗信号模型；其次，给出了两种欺骗信号攻击下实现无人机蜂群定向驱离的充分条件；最后，确定了无人机蜂群定向驱离后运动轨迹中心函数的显式表达式，分析了两种欺骗信号对定向驱离后无人机蜂群运动轨迹的影响，其中，虚假偏差信号攻击后无人机蜂群的运动轨迹受到所有虚假偏差信号平均值的影响，给定状态信号攻击后无人机蜂群的运动轨迹由攻击者预设的参考轨迹决定。仿真实验验证了所提理论成果的正确性。

自由单元法在湍流燃烧中的应用

丁金兴刘华雩高效伟 — 2024-02-02 00:00:00.0

采用稳态层流火焰面模型来描述湍流-火焰之间的相互作用，在某种程度上实现了流动和化学反应之间的解耦，能够以较少的计算量比较好地预测多种燃烧现象，非常适合在工程中推广应用。采用自由单元法来克服工程中的复杂几何模型划分网格的难题，自由单元法只需要在计算区域内布置一定数量的散点，用于离散控制方程。分别对层流对撞非预混火焰、二维非预混层流伴流火焰、湍流非预混对撞火焰、燃烧器湍流非预混燃烧进行了数值模拟。将计算结果与参考值进行了对比研究，验证了自由单元法模拟湍流燃烧过程的正确性与有效性。

基础随机振动和流体压力脉动激励下航空发动机L型管路动力学建模与验证

李晖谷建霏李济楠孙占彬孙凯华刘小川王鑫张秉杰张让威高东武王相平林君哲汪博郭旭民孙伟马辉 — 2024-02-02 00:00:00.0

从解析分析角度，创建了基础随机振动和流体压力脉动激励下受卡箍约束的航空发动机L型管路的动力学模型。基于Timoshenko梁理论和传递矩阵法，推导获得了管路系统分别在轴向、横向以及轴向扭转方向对应的振动平衡方程，实现了充液后该管路系统固有特性的求解。提出了频域倍频能量法构造流体压力脉动函数的激振力，在采用虚拟激励法模拟基础随机振动载荷后，将两种激励方式同时加入到平衡方程中，在上述复杂的多源激励条件下，成功求解获得管路的振动响应。最后，组建了多源激励下航空发动机管路振动测试系统，在不同的激励条件下开展了验证测试，证明了所提出的理论模型及其分析结果的有效性，其对于复杂激励载荷下航空航天多种管路系统的动态响应预报与减振设计具有重要参考价值。

共轴刚性旋翼桨毂流动控制减阻技术研究-“2023高速直升机关键技术”专刊

王畅何龙徐栋霞唐敏马率吴希明 — 2024-02-02 00:00:00.0

针对共轴刚性旋翼直升机在高速前飞时桨毂阻力在全机阻力中占比较大的问题，通过数值模拟和风洞试验对其流动机理进行了针对共轴刚性旋翼直升机在高速前飞时桨毂阻力在全机阻力中占比较大的问题，通过数值模拟和风洞试验对其流动特性进行了研究，并对中间轴整流罩外形进行了优化，获得了较优的减阻效果。同时，根据桨毂优化外形方案和流场分析结果，引入吹气式主动流动控制策略，通过风洞试验研究了不同开缝方式、缝隙尺寸、射流角度和射流动量系数等参数对桨毂减阻效果的影响，验证了吹气式主动流动控制技术在共轴双桨毂减阻方面的可行性。研究结果表明：(1)中间轴整流罩可显著减弱中间轴后部气流分离，实现减小共轴刚性旋翼桨毂阻力的目的，且HBF2构型较HBS构型，阻力面积可减小30.6%；(2)旋转状态下桨毂模型带桨根时的阻力面积比不带桨根情况下的阻力面积大；(3)吹气式主动流动控制技术能抑制中间轴整流罩后缘的气流分离，实现减阻功能，且斜线式射流方案的减阻效果优于直线式射流方案；(4)采用斜线射流控制方式，且缝隙为1mm，射流角度为30°，喷口动量系数为0.33时，桨毂阻力可在中间轴整流罩优化外形的基础再减小13%，减阻效果最佳。

考虑集群尾涡气动耦合效应飞行安全约束的协同制导技术

郑多初治辰林德福尉明军岳思怡 — 2024-01-24 00:00:00.0

集群飞行器协同打击能增加整体作战效能，然而飞行器密集飞行面临机翼尾涡导致的飞行安全问题。针对集群协同打击过程中尾涡气动耦合效应会引起邻机产生过大诱导滚转力矩导致的飞行安全问题，本文提出了一种机翼尾涡作用下能够满足飞行器集群飞行安全约束的协同打击策略。建立了飞行器集群密集飞行过程中机翼尾涡效应危险区域模型，并分析尾涡诱导速度及其导致的诱导滚转力矩规律，在此基础上设计了基于改进人工势场斥力函数的尾涡危险区域规避机动策略；基于预估攻击时间一致性误差变量，设计了分布式时间协同制导律，保证所有飞行器的打击时间能够在有限时间内达到一致，并基于李雅普诺夫稳定性理论对系统的攻击时间误差给出稳定性证明。仿真结果表明，研究提出的考虑尾涡效应飞行安全约束的协同打击策略能够有效降低飞行器密集飞行时受到尾涡干扰的影响，既保证了飞行器集群飞行安全，又确保了集群协同打击的时空一致性。

航发关重件形性协同滚抛工艺的研究进展

李秀红王兴富李文辉陈海滨杨胜强 — 2024-01-24 00:00:00.0

形性协同加工是实现航发关重件高寿命、高可靠性的重要途经，也是当前制造领域最具挑战的工程难题之一，其中形性协同滚抛（又称“滚磨光整加工”）工艺是解决这一难题极具潜力的手段之一。基于此，综合国内外文献资料，对形性协同滚抛工艺基本理论及航发关重件应用的研究现状进行分析，首先概述了形性协同滚抛工艺基本内涵和研究历程，其次从颗粒动力学行为、加工介质影响、材料去除机制及模型等方面阐述形性协同滚抛工艺基本理论的研究现状，接着从形性协同滚抛效应、喷丸-滚抛组合效应以及新方式新工艺等方面介绍了形性协同滚抛工艺在提高叶片、整体叶盘、机匣、轴承以及齿轮等航发关重件性能的应用现状，最后对形性协同滚抛工艺进行总结和展望，以期为航发关重件形性协同滚抛的进一步发展提供借鉴和参考。

考虑时间约束的解析再入滑翔制导

王培臣闫循良李新国王子安 — 2024-01-24 00:00:00.0

针对滑翔飞行器时间可控再入制导问题，提出了一种基于阻力加速度-能量剖面解析设计、在线自适应解析更新及鲁棒跟踪算法的时间可控再入制导方法。首先，设计了基于走廊边界双参数插值的多段光滑阻力加速度标准剖面，并给出了终端当地弹道倾角等多种约束的施加方法；推导了考虑地球自转影响的待飞时间、航程解析预测表达式，进而通过校正双剖面参数完成标准剖面的高精度解析设计。随后，设计了一种基于双/单参数顺序求解模式的阻力加速度剖面在线自适应更新策略，可根据实时态势进行两种剖面更新算法的自适应切换，完成待飞剖面的自适应解析更新，同时满足终端能量、当地弹道倾角、航程及飞行时间约束要求。在此基础上，设计了标准剖面跟踪算法和时间可控再入解析制导算法框架，实现了制导指令的在线快速生成。最终，以CAV-H再入滑翔为例进行仿真，验证了本文方法的有效性、快速性及多任务适用性；与现有基于解析预测校正的方法相比，所提方法具有较高的时间、航程及终端状态的控制精度；与现有基于标准剖面的方法相比，所提方法具有较高的计算效率和较大的时间可调范围。

考虑坠撞环境影响的民机应急撤离实验研究

彭浩轩刘小川惠旭龙白春玉李肖成安昊牟让科 — 2024-01-24 00:00:00.0

民机可生存坠撞事故中的环境因素对乘员撤离具有重要影响。本文基于典型民机可生存坠撞事故场景特点，提出了可模拟典型坠撞事故环境的乘员应急撤离实验方法，介绍了机体姿态、环境声/光、客舱障碍物、舷窗视效环境的模拟方法以及人员撤离轨迹的高精度测量方法，并通过志愿者实验分别研究了机体倾斜姿态、事故声/光环境、过道障碍物等坠撞环境因素对民机乘员应急撤离的影响规律。结果表明：本文提出的考虑坠撞环境影响的应急撤离实验方法和坠撞环境模拟方案可行，获得了有效的实验数据；当机体姿态在俯仰角±5°以内变化时，对多乘员撤离的撤离总时间和撤离效率无显著影响，人群在过道区域上坡和下坡速度的差异随着俯仰角的增大而增大；坠撞事故声音和光照环境对乘员应急撤离有一定影响，事故背景声效会使撤离总时间减少，应急照明会使撤离总时间增加；客舱过道中存在障碍物时所需的撤离总时间总体增加，障碍物越靠近出口，撤离效率越低，而且相较于可移动类型障碍物，固定类型的障碍物会导致更低的撤离效率。

基于合成双射流的翼型阵风载荷减缓研究

王浩罗振兵邓雄周岩张鉴源赵志杰 — 2024-01-24 00:00:00.0

为研究基于合成双射流的阵风减缓策略，针对NACA 0012翼型在其上表面阵列式布置合成双射流激励器，通过反向射流方式主动诱导流动分离，并详细研究分离涡的演化以及动态涡脱落过程，为开展基于零质量射流的载荷控制提供了新的理念。结果表明随着动量系数Cμ的增大，合成双射流对于阵风载荷控制能力逐渐提高且没有造成升力系数CL较大的脉动，当Cμ=0.033时，后缘分离区发展到翼型中部位置， CL,max响应幅值降低了47.9%。由于后缘处分离区较大，关闭射流激励器后分离涡在上翼面的卸载过程会对CL造成较大影响，在气流冲击分离涡的过程中，上下翼面压差迅速增大进而造成CL迅速降低，之后针对这一过程研究Cμ?阶梯递减控制，设置Cμ区间式变化，相较于持续施加恒定Cμ的情况，这一控制方法达到相同减缓的幅值的情况下付出的能耗更少，且翼型处于高载荷冲击的时间也更短。

强旋翼尾迹涡干扰对直升机空速测量的影响研究

刘永华徐国华史勇杰胡志远 — 2024-01-24 00:00:00.0

准确的空速测量对于直升机飞行安全至关重要。本文建立了基于非定常动量源理论的旋翼/机身气动干扰流场数值模拟方法，研究了旋翼尾迹涡干扰对直升机空速测量的影响。以某参考直升机为例，分析了不同旋翼拉力下，空速管布置区在全速度范围内空速值的变化特性。由于旋翼桨叶运动、机身阻滞等影响，不同位置空速管的静压相位和峰值存在差异，其中相位差异受到桨叶激励时刻影响、峰值差异受桨盘载荷与机身阻滞影响。研究也发现并解释了在特定速度段存在的由于旋翼桨尖涡通过空速管区域引起的“空速迟滞”现象。空速管的空速变化可分为下洗流主导区、迟滞区、来流主导区三个区域，对于常规构型直升机迟滞区仅在中低速度段。进一步的参数研究表明：空速管的位置越靠近机身前部、旋翼拉力越小，迟滞区的速度区间越靠前；当靠近机头时空速管并无明显的“迟滞”。最后，本文从气动干扰的角度给出了空速管的布置建议。

基于多层多向Transformer的红外弱小目标检测

王潇刘贞报 — 2024-01-24 00:00:00.0

针对基于卷积神经网络的红外图像弱小目标检测方法面临卷积神经网络的感受野有限，扩展感受野的下采样操作容易导致特征丢失，以及卷积网络对局部对比特征提取能力有限的问题，提出了一种基于多层多向Transformer的红外图像弱小目标检测算法。首先使用感受野较大，对比特征提取能力较强的Transformer网络作为基本单元，设计U型深度神经网络和多特征层融合网络融合局部特征以及全局特征；同时在解码网络设计双向注意力算子，利用自注意力计算机制分别计算空间方向和特征方向的注意力特征，进一步提高深度网络提取弱小目标和周边区域对比特征的能力；另外在主干网络最后添加数量约束网络，通过统计对比检测结果中目标的数量，减小误检目标的数目，提高目标检测的准确度。最后在多个实验数据集上和已有方法进行了对比实验，在各个评价参数上取得了最多35%的提升，证明所提红外弱小目标检测算法具有较高的准确性。

增材制造铝合金残余应力研究现状及展望

李坤左春林廖若冰吉辰蒋斌潘复生 — 2024-01-24 00:00:00.0

增材制造铝合金构件在制造过程中产生的残余应力已成为影响其性能的关键因素。全面了解导致残余应力形成的潜在机制，并制定有效的预测和控制策略，对于提高铝合金部件的结构性能至关重要。本文系统地阐述了增材制造铝合金残余应力领域的最新研究进展。首先,对残余应力在增材制造铝合金性能方面的影响进行了讨论，包括对缺陷、组织及机械性能的影响；其次，对残余应力的产生机制进行了分析，涉及复杂的热应力场与显微组织演变；同时，对影响残余应力的各种因素进行了审查,主要与构件结构和制造工艺有关；然后，对多种先进检测技术的应用情况进行了探讨，包括X射线衍射法，中子衍射法等；此外，综述了基于精确模型的预测方法及表面处理等调控策略对构件残余应力改善方面的显著效果。最后，总结并展望了增材制造铝合金残余应力的发展趋势和方向。

电动垂直起降飞行器的技术现状与发展-西工大总师专刊

邓景辉 — 2024-01-18 00:00:00.0

分布式推进系统的应用极大促进了电动垂直起降飞行器的发展。但同时使得推进-气动、推进-结构间的耦合/组合形式更加多样，带来了总体气动布局设计的极大改变。同时，更安静的设计要求使得升力系统设计较以往发生了较大改变，对低雷诺数的气动设计与降噪分析提出了新的要求。以纯电动力的电动垂直起降飞行器为研究对象，本文系统介绍了电动垂直起降飞行器的构型特点及总体气动设计技术、降噪技术、电推进技术、飞控技术及适航审定的技术现状，并对未来发展进行了展望。

粘性对液滴偏心撞击旋转壁面铺展特性的影响

杨文张鑫玺汪翔宇刘川扬张云波 — 2024-01-17 00:00:00.0

液滴撞击旋转壁面广泛存在于工程实践中，如在航空领域发生的发动机吸雨吸冰现象，这些现象会导致发动机性能下降甚至引发安全问题，因此研究液滴撞击旋转壁面具有重要意义。搭建并开展液滴撞击旋转圆盘实验并用高速相机采集图像，在保持液滴尺寸、撞击速度、表面张力和撞击位置不变情况下，研究了转速和粘性对液滴偏心撞击后铺展规律的影响。通过后处理液滴铺展动态图片，定量获取液滴沿径向和切向铺展数据。实验结果表明，液滴径向-切向铺展动态模式在旋转邦德数和旋转雷诺数下划分出四个区域：撞击惯性力-粘附力、撞击惯性力-粘附力/粘滞力过渡、撞击惯性力/离心力过渡-粘附力、撞击惯性力-粘滞力。径向上撞击惯性力主导模式下，最大径向铺展因子随奥内佐格数和旋转邦德数增大而减小，且在回缩阶段径向铺展因子与无量纲时间t/(Oh·T)满足-1/3幂次标度律。切向上粘附力主导模式下，液滴切向铺展速率与无量纲时间t/(Oh·T)满足2/3幂次标度律；切向上粘滞力主导模式下，切向铺展存在最大铺展因子。

战斗机进气道结构声疲劳设计方法

牟彬杰蒋劲松杨堃付焕兵孟德虹金伟 — 2024-01-17 00:00:00.0

先进战斗机S型进气道的内流场分离使进气道薄壁结构承受严重的振动噪声载荷，对进气道蒙皮及支撑结构的声疲劳寿命影响极大，增加了战斗机的维护维修成本。因此，S型进气道结构抗声疲劳动强度设计是新一代先进战斗机的设计难点。针对战斗机进气道结构声疲劳问题，从气动噪声预计、声振耦合动响应分析方法、进气道有限元快速建模方法以及结构声疲劳寿命预计等方向开展了系统的研究，建立了进气道抗声疲劳设计方法，并通过试验验证，分析结果与试验一致性良好。

磁流变起落架的开关控制落震载荷减缓实验

康在飞王乐姜澎伟杨智春 — 2024-01-17 00:00:00.0

起落架磁流变缓冲器是根据磁流变效应设计的一种半主动式缓冲器，可以通过调节励磁线圈电流来改变缓冲器的阻尼，从而减缓起落架的着陆载荷。本文设计了一款带开关控制的起落架磁流变缓冲器，对磁流变缓冲器的电路动态响应进行测试。针对电路响应时间延迟问题，提出并设计出带局部负反馈的开关控制器，通过调节磁流变缓冲器励磁线圈电流，以减缓着陆载荷，并通过落震实验验证了对着陆载荷的减缓效果。落震实验结果表明，使用带局部负反馈的开关控制方法，与磁流变缓冲器励磁线圈未通电时（即常规油-气式缓冲器）相比，落震载荷峰值降低10.3%。

氢能客机低温液氢储罐的装机环境适应性分析研究进展-氢能飞行器技术专刊

张永杰王鸿琛崔博周静飘 — 2024-01-15 00:00:00.0

近几十年来，零排放的氢能飞机再次成为备受关注的焦点，为解决全球变暖问题提供重要路径。目前，正在研发的中短程氢能窄体飞机通常采用圆柱形罐体储存液氢并将液氢储罐集成在飞机的后机身。这些储罐必须能够在其寿命周期内所遇到的各种环境条件下实现其所有预定的功能和性能。首先，本文对氢能飞机的发展历程进行了系统的文献综述，介绍未来氢能飞机的发展趋势。其次，重点梳理了后机身液氢储罐的装机环境适应性要求，以及在储罐设计阶段需要考虑的环境因素，同时提出了后机身非增压区域和储罐的安装结构在设计时需要特别注意的方面。最后，结合现有的氢燃料电池汽车的氢安全标准体系，探讨了未来氢能飞机的氢安全标准体系架构发展，同时总结并展望了储罐对后机身环境适应性和储罐安装结构的设计要求，为氢能客机液氢储氢系统的设计提供了技术支撑。

先进通用核心机派生发展的理念、方法及实践

尹泽勇李概奇石建成银越千 — 2024-01-15 00:00:00.0

概述了核心机派生发展发动机的历史背景和某些典型派生发展案例。阐明了先进通用核心机及其派生发展的理念及优势，给出了先进通用核心机派生发展的基本方法，包括通用核心机流量选择、热力循环参数选择、部件构型选择、部件高效稳定工作范围确定等。此外，本文从市场定位、先进性确定、核心机方案设计等方面介绍了某先进通用核心机的研发历程，并阐述了及由其派生发展的飞机用涡轴、涡桨、涡扇航空发动机以及车用燃气轮机产品的研制。通过实践表明了先进通用核心机派生发展的可能性及由此带来的降低风险、缩短周期、节约经费等方面的优势。

基于l1-TSXKF的航天器姿控系统状态偏差估计[23-29530]

陈雪芹杨伯毓吴凡岳程斐曹喜滨 — 2024-01-15 00:00:00.0

本文研究考虑非高斯噪声特性的航天器姿态控制系统状态与偏差估计问题。首先，建立含偏差的航天器姿控系统模型，并给出了非高斯特性噪声表达形式。然后，通过l1范数卡尔曼滤波算法(l1-KF)结合数学仿真，验证在卡尔曼滤波算法中引入l1范数，可以避免系统非高斯过程噪声影响，但l1-KF算法无法实现对状态和偏差的同时估计，且仅适用于姿态稳定控制过程中的估计。于是，在l1-KF的基础上，考虑系统转动惯量时变和偏差时变的复杂情况，结合时变转动惯量实时辨识，设计l1范数二阶外源性卡尔曼滤波算法(l1-TSXKF)，对航天器姿态机动过程中的状态和偏差进行同时估计。数学仿真结果表明，l1-TSXKF算法可以降低系统非高斯特性的影响，在航天器姿态机动过程中，快速得到高精度的姿态、未知偏差估计结果，有利于航天器在轨应用。

叶片多尺度表面对压气机气动性能影响及其高性能制造研究进展

张定华何智伟张学宝罗明 — 2024-01-15 00:00:00.0

叶片几何形状误差精细化控制、表面波纹度控制和布置合理的介微观仿生减阻结构是提升压气机叶片气动性能的有效手段，也是目前新一代航空发动机重点关注的方向之一。这类结构通常几何形状复杂，制造难度较大。本文首先综述了叶片几何形状误差、表面波纹度和介微观仿生减阻结构等不同尺度的表面特征对流场特性的改变以及不同尺度的表面结构特征对压气机气动性能的影响规律，分析了多尺度表面的制造工艺及其最新进展。其次，引出了对气动性能约束下的压气机叶片高性能制造中对几何形状公差范围、表面波纹度以及介微观仿生结构制造技术的要求。最后，结合多尺度表面高性能制造发展现状，对进一步提升压气机叶片气动性能的研究内容与发展方向进行了展望。

考虑规避与突防的高超声速飞行器智能容错制导控制一体化设计方法

武天才王宏伦任斌刘一恒吴星雨严国乘 — 2024-01-15 00:00:00.0

针对再入过程中的禁飞区规避和拦截弹躲避问题，本文提出一种考虑规避与突防的高超声速飞行器智能容错制导控制一体化设计方法。首先，在纵向制导中，为提升飞行器的制导性能，基于制导控制一体化设计思想，本文采用包含姿态容错控制系统在内的飞行器六自由度模型进行待飞航程的预测；针对随之产生的计算耗时问题，进一步采用深度网络进行预测环节的拟合，来提升算法的实时性；接着，在侧向制导中，为解决禁飞区规避和拦截弹躲避问题，引入扰动流体算法进行考虑威胁因素的飞行器期望航向角计算，并结合航向角误差走廊和倾侧角翻转逻辑进行侧向制导指令的求取，使飞行器具备规避与突防能力；然后，考虑到飞行环境的复杂性、飞行器再入段机动能力的差异性以及姿态容错控制系统动态特性对制导性能的影响，结合深度强化学习算法进行智能体训练，使其可根据飞行器实时状态进行扰动流体算法参数的在线决策，提升所提方法的有效性和适应能力。最后，由半物理对比仿真和蒙特卡洛仿真结果可得，所提方法可达到较强的规避、突防与制导性能。

一种基于领导-跟随策略的多无人机-多无人艇编队协同机制研究

王振威刘凯郭健刘晓鹏 — 2024-01-11 00:00:00.0

随着无人系统技术深入的发展，无人集群系统的海空跨域协同问题已成为当前的研究热点，本文针对海空协同下的多无人机-多无人艇执行协同任务的前端协同航行问题，基于层次结构式领导-跟随策略开展了多无人机-多无人艇编队协同机制研究。本文首先建立了无人系统跨域集群编队运动模型，以描述跨域集群系统内各运动体的领导跟随关系；针对领航机-领航艇协同航迹规划问题，本文基于所建立的双层栅格化地图模型，建立了多约束条件下的航迹代价函数，并利用改进遗传算法进行求解；针对跨域集群编队协同运动控制问题，基于层次结构式Leader-Follower编队策略，设计了领航机-领航艇异构编队控制器与同构编队运动控制器，并利用模糊控制器对同构编队运动控制器进行了参数整定研究。最后，本文通过仿真实验验证了所设计的多无人机-多无人艇跨域集群协同机制的有效性。

基于 DCGAN 的终端区激光雷达晴空湍流识别

庄子波张春辉陈星邵靖媛陈柏纬 — 2024-01-11 00:00:00.0

针对在飞行终端区采用激光雷达进行晴空湍流识别时湍流样本不充足、识别率低的问题，提出了一种改进的深度卷积生成对抗网络(DCGAN)算法。使用中川机场雷达实验平台九个月的径向风速数据构建涡流耗散率(EDR)图像，筛选存在晴空湍流的样本构建湍流样本集；通过扩充卷积层和转置卷积层改进了DCGAN结构，实现样本的扩充，并使用对抗训练后的判别器进行识别。结果表明：用原始样本集和增广样本集训练的对抗后判别器识别准确率均优于卷积神经网络(CNN)和对抗前判别器，分别提高了6.55%、8.25%和0.31%、1.9%；最后，用实测样本进行检验，识别准确率分别提高了3.33%、6.67%，验证了所提方法的可行性。

异型气膜孔对镍基单晶合金蠕变性能的影响

赵世成江荣龚浩翔张禄卢绪平查海勇宋迎东 — 2024-01-11 00:00:00.0

为满足航空发动机涡轮进口温度不断提升的要求，通常采用气膜冷却技术来有效降低叶片壁面温度。然而气膜孔的存在破坏了叶片结构的几何完整性，在离心载荷与热载荷的影响下易发生蠕变断裂。因此开展气膜孔对镍基单晶叶片蠕变性能的研究具有重要意义。在本文中，通过开展1000℃/300Mpa下圆柱型、簸箕型和燕尾型三种气膜孔试验件的蠕变实验和有限元仿真，结合微观表征手段研究了气膜孔孔型对DD6单晶高温合金蠕变损伤的影响机理。结果表明：圆柱孔和簸箕孔的平均蠕变寿命相似，较燕尾孔分别提升了17.4%和15.8%。从断口分析可知，含孔板件的蠕变断裂是由于孔边应力集中引起，裂纹主要萌生于孔边位置。结合SEM、EBSD和有限元仿真表明，塑性变形区与仿真高应力区相对应，且γ'相筏化形貌与应力分布有关，同时应力越高的地方氧化越显著；通过EDS对氧化物分析表明氧化物主要分为三层：外层为NiO和CoO，中间层为Cr,Ni和Ta的混合物，内层为Al2O3。氧化层附近存在γ'相溶解，孔边的塑性变形与γ'相溶解促进了再结晶的形成。

进气畸变条件下非轴对称风扇设计及扩稳机理研究

余军杨傅文广孙鹏张韬王春雪赵伟 — 2024-01-11 00:00:00.0

动力系统的进气畸变问题导致风扇性能下降、引发气动不稳定，从而对飞行器的安全构成潜在威胁，在军、民航空领域已受到广泛关注。为确保进气畸变条件下推进系统的可靠运行和飞行安全，本研究基于数值方法对某小涵道比涡扇发动机开展抗畸变风扇设计及扩稳研究。针对其畸变影响特征，采用非轴对称静子(NAS)布局来消除其不利影响，研究表明：NAS能够有效改善进气畸变条件下的风扇性能。相较于原型，在同流量工况下，绝热效率和总压比可分别相对增加1.37%和1.26%，稳定裕度可相对增加8.31%，实现了该NAS风扇的性能提升及扩稳目的；NAS设计直接作用于畸变区，有效改善了畸变区内的静叶冲角，抑制了静叶通道涡系结构的发展和迁移，较大程度减小静叶的扩压因子，从而有效消除了静叶的角区分离，使得静叶冲角周向分布相对均匀，有效改善风扇静叶内部流场，整体提高风扇的气动性能。此外，NAS设计还具有改善风扇后部内涵流场的潜力，使内涵出口的不均匀流场朝着周向均匀化方向发展，并且在有效减弱动态总压畸变强度、改善流场均匀性的同时，还兼具改善总温畸变的能力。

基于滚动时域策略的中继卫星多目标动态调度优化方法（原稿号23-29657）

李恒伟罗启章顾轶范才智伍国华 — 2024-01-11 00:00:00.0

为提高中继卫星系统应对突发状况的能力，本文提出了基于滚动时域策略的中继卫星动态调度方法，将复杂动态调度过程分解为数个静态调度子问题，同时根据中继卫星动态调度需求，设计了多目标优化算法对子问题进行求解。首先构建了以最大任务完成率和最小调度方案调整幅度为优化目标的中继卫星动态调度模型，然后基于动态调度特性提出了动态任务调度方法，该方法采用周期和事件驱动的混合重调度机制，将调度过程分成多个调度区间，在每个区间内利用自适应邻域搜索的多目标进化算法对窗口任务进行调度。为了验证所提出的动态调度模式及算法的有效性，开展了大量仿真实验。实验结果证明了本文所提出方法在解决中继卫星动态调度问题方面的优越性，与前沿的多目标优化方法NSGA-Ⅱ、MDSA-NSGA-Ⅱ和MODJA相比，本文设计的算法能生成更高质量的解。

基于马尔可夫决策的四轴飞行器自动着陆方法

顾兆军赵欢王家亮聂留阳 — 2024-01-11 00:00:00.0

针对仅使用民用GPS引导四轴飞行器自动着陆时偏差较大问题，基于马尔可夫决策设计一种能够有效提升自动着陆精度的引导方法。首先，设计一种基于改进人工势场算法的对准方法，使用AprilTag3识别算法快速识别着陆标签，对标签中心划定势场，飞行器在力学牵引下进行偏航对准与云台俯仰对准；其次，将飞行器的着陆过程建立为马尔可夫决策模型，设置动作集、状态集与奖励集之间的状态转移关系防止飞行器偏离预期状态；最后，结合飞行器自动着陆的问题环境，在传统马尔可夫决策模型的基础上增加信息集，利用飞行信息辅助转移关系的判定，提高状态与动作的决策准确性。通过安娜飞(ANAFI)四轴飞行器平台进行实际飞行验证，实验结果表明，基于马尔可夫决策模型的自动着陆引导方法能够有效抑制飞行器在着陆过程中的过度动作与误判断，着陆误差由米级缩小至约10厘米，满足四轴飞行器自动着陆的精度要求。

基于数据驱动的扭转度偏差影响压气机性能的不确定性量化（航空发动机气动热不确定性专栏）

姬田园楚武利张皓光郭正涛孟德君 — 2024-01-04 00:00:00.0

为研究引入扭转度偏差维数变化以及相关性变化对压气机性能量化结果的影响，以某压气机转子叶片扭转度偏差测量结果为基础，采用基于数据驱动的非嵌入式多项式混沌方法，量化研究了叶片扭转度偏差对单级轴流亚声速压气机气动性能的不确定性影响，并进行了敏感性分析。研究结果表明：各工况点处压气机性能标准差均随着引入扭转度偏差维数的增加而减小。通过量化对比发现，考虑叶顶和叶根两个截面上的扭转度偏差，足以保证压气机性能标准差以及性能概率分布形式的收敛性。而在敏感性分析中发现，引入的扭转度偏差维数越多，可以更准确的判别压气机性能最敏感的扭转度偏差区域。随着各截面上扭转度偏差之间相关性逐渐增强，各工况下压气机性能的波动程度也逐渐增强，压气机性能对各扭转度偏差的一阶敏感性指标的差距也逐渐减小，但压气机性能对各截面上扭转度偏差敏感程度的排序并没有改变。

基于BiGRU-Attention改进的航空设备故障知识图谱构建研究

陈勇刚刘康妮王帅 — 2024-01-04 00:00:00.0

针对航空设备故障数据量庞大且传统故障诊断方法低效的问题，利用知识图谱技术构建高性能图数据库来替代传统民机所用的关系数据库以提高故障诊断决策效率，并通过一种以注意力机制（Attention）结合双向门控循环神经网络（BiGRU）对知识抽取模型进行优化与改进。通过专家经验设计知识图谱的本体，在此基础上明确知识图谱中实体和关系类型。随后，利用BIO标注的故障文本语料训练BiGRU-Attention优化的知识抽取模型，以提高从非结构化文本中抽取实体和关系的效率。通过与经典知识抽取模型进行比较，发现BiGRU-Attention改进的知识抽取模型具有更优越的识别效果。最终，利用抽取出的实体和关系构建航空设备故障诊断知识图谱，有助于机务人员在航空设备故障维修中进行更准确的故障诊断。

航空发动机压气机旋转不稳定现象的研究进展(23-29672重投)

汪松柏郝玉扬吴亚东陈勇余华蔚杜林 — 2024-01-04 00:00:00.0

摘要：旋转不稳定现象是航空发动机压气机内一种复杂的流动不稳定现象，常常导致叶尖气动噪声增加或诱发叶片高幅值的流致振动问题。随着压气机气动负荷不断提高和整体叶盘叶片阻尼下降，国内外主要发动机公司在新型发动机研制过程中，都遭遇过旋转不稳定现象诱发的叶片流致振动问题，且预测在未来高性能航空发动机研制过程中必将面临更严峻的挑战。首先回顾了过去80年来压气机流动失稳研究的发展历程，随后，梳理和总结了国内外近30年压气机旋转不稳定现象的研究进展，对压气机旋转不稳定现象、数值模拟方法、实验测试技术、产生机制、影响因素和控制方法的研究进展进行了回顾，旨在扩展压气机旋转不稳定方面的基础理论认知。最后，对压气机旋转不稳定现象给出了作者的思考及未来研究展望。

振动试验控制传感器位置优化设计研究

罗清发喻琴李刚王栋 — 2024-01-04 00:00:00.0

在机械设备或结构关键零部件环境振动试验过程中，通常需要用多个控制传感器监测和调整施加到试件上的载荷谱，使之与参考激励谱保持一致。因此，控制传感器的布设位置至关重要。而不恰当地布置会导致对试件的过试验或欠试验现象，严重影响振动试验的效果。为解决此类问题，本文开展了振动试验控制传感器位置优化设计研究。首先，依据振动台随机振动试验多点控制原理，建立了振动试验控制传感器位置优化设计的数学模型。通过特征映射方法，利用周围节点的频响函数加权求和获得了控制点的频响函数，使得控制传感器位置在优化过程中可连续地变化。随后，利用基于敏度的优化策略，实现了对控制传感器位置的优化设计，使各控制传感器测得的响应谱均方根值误差明显减小，从而保证了振动试验的顺利进行。

基于深度学习的高速直升机旋翼翼型气动优化设计-“2023高速直升机关键技术”专刊

柳家齐陈荣钱楼锦华吴昊韩旭尤延铖 — 2024-01-04 00:00:00.0

针对高速直升机旋翼翼型的气动优化问题，建立了一种基于深度学习的翼型多目标气动优化框架。首先，搭建深度神经网络预测旋翼翼型气动力系数的代理模型。以SC1095旋翼翼型作为基准翼型，采用Class Function/Shape Function Transformation (CST)方法对翼型进行参数化表示，采用拉丁超立方采样方法生成用于深度神经网络训练的翼型数据集。接着，综合考虑直升机前飞、机动和悬停状态等多设计点的气动性能，开展了基于深度神经网络的代理模型结合多岛遗传算法的高速直升机旋翼翼型多目标气动优化设计。优化结果显示：相比于基准翼型，优化翼型在没有损失悬停和机动性能的前提下，显著改善了其前飞性能。最后，分别采用基准翼型和优化翼型建立共轴刚性旋翼，计算并分析前飞状态下基准旋翼和优化旋翼的气动性能，结果表明优化翼型可以显著地提升高速直升机旋翼的气动性能。

催化床结构对HAN基单组元发动机性能的影响

孙得川张国强姚天亮 — 2024-01-04 00:00:00.0

针对硝酸羟胺(HAN)基推进剂单组元发动机，研究催化床长度和空腔缺陷对发动机工作过程的影响。采用多孔介质假设、Volume of Fluid(VOF)模型，以及推进剂分解模型对300N发动机稳态工作状态和起动过程进行数值仿真。研究结果表明：增加前床长度有利于提高性能，将前床长度由30mm增加到40mm，真空比冲提高2.7%。但是，增大前床长度会使响应变慢，不仅使燃气充填阶段末的压强值和温度值分别减小7%和12.5%，而且使催化床升温引起的升压时间增加33.3%。空腔缺陷会显著降低发动机的性能，前床长度为40mm时，5mm的空腔就会使真空比冲降低15%。

空间目标偶数重连续覆盖星座设计方法

肖广瀚胡泽岩刘军虎王亮毛青堂 — 2024-01-04 00:00:00.0

为满足对空间目标的多重连续覆盖需求，提出一种基于大角度探测范围的偶数重连续覆盖星座设计方法。首先，由大角度探测范围确定圆环形探测区域，并依此给出覆盖带设计方法。然后，基于覆盖带拼接的方式提出了空间目标偶数重连续覆盖星座设计方法。所提出的星座设计方法具有两大优势：一是该方法对基于覆盖带拼接的星座设计方法引入了有约束条件的参数优化方法，能够用尽可能少的卫星快速设计出偶数重连续覆盖星座；二是传感器探测区域选为圆环形，可拓展所提星座设计方法的适用范围。当传感器指向天时，所设计星座可实现高、中、低轨空间目标偶数重连续覆盖。当传感器指向地时，所提星座设计方法适用于任意纬度地面目标偶数重连续覆盖问题。仿真表明，所提星座设计方法简单有效，可快速地用较少的卫星实现空间或地面目标偶数重连续覆盖。

考虑不确定性的太阳能无人机总体参数设计

姚远戴雨可徐一鸣 — 2023-12-29 00:00:00.0

与常规飞行器相比，超高空太阳能无人机平台在设计上需要同时满足昼夜能量平衡、高升阻比、超低翼载荷、超轻质结构等特殊要求。因此其总体参数取值与结构、能源、动力等分系统参数及全机性能参数密切相关，各分系统参数及全机性能参数的变化将直接影响到总体参数设计结果。本文基于能量平衡约束和重量平衡约束建立了超高空太阳能无人机的总体参数模型。在此基础上，以展弦比和光伏布板率作为优化设计变量，以飞机起飞重量和机翼面积作为优化目标，并通过引入关键参数的不确定性，在确定性总体参数优化模型的基础上提出了考虑不确定性影响的总体参数设计方法，克服了确定性总体参数设计方法的局限性，在提升总体参数性能的同时，确保了总体参数设计方案在参数摄动下的可行概率。

悬停时间约束下的多无人机中继连通性优化方法

潘武王翔吕娜任智源刘文亚 — 2023-12-29 00:00:00.0

无人机(Unmanned aerial vehicles, UAV)凭借其灵活且易于部署的独特优势，已广泛应用于诸多领域。为解决异构用户之间的通信连通问题，将中继和网关思想结合并提出异构多网中继概念，部署多个无人机为异构用户提供中继服务，构建可靠的中继连通链路。在源和目的用户节点之间建立中继连通链路的过程中，将其分解为中继覆盖划分和中继选择连接两个子问题进行求解。首先，考虑无人机的最大悬停时间约束，通过寻找与无人机关联的最优单元分区，基于公平资源分配方案，提出优化划分方法(Optimization Partitioning Method, OPM)使服务用户的数据量最大化。其次，在构建无人机之间的连通链路时，以中继链路吞吐量为优化目标设计中继选择策略(Relay Selection Strategy, RSS)，在相距较远的无人机之间选择中继无人机，使无人机之间均存在可达的通信链路。最后，通过实验对比分析得出，所提方法能为异构用户提供更加公平的中继服务，并且提升中继链路的吞吐量。

具备多模态运动能力的扑翼飞行器研究进展

王嘉鑫宣建林杨晓君郑睿 — 2023-12-29 00:00:00.0

飞行生物在不同的运动模式和栖息环境下通常会展现不同的运动特征，如自主起降、滑翔和快速机动等。这些多模态运动能力显著提升了它们对环境的适应力和生存能力，为当前扑翼飞行器设计提供了许多启示。本文回顾了昆虫和鸟类某些具有重要意义的多模态运动机理以及与扑翼飞行器工程设计相关的内容，综述了具备多模态运动能力的扑翼飞行器的设计特点，并对相关技术的发展水平和关键问题进行了分析和总结。最后，基于昆虫和鸟类的生物学机理与扑翼飞行器的发展现状，阐述了扑翼飞行器未来在多模态设计方面面临的关键难题，并展望了未来需要重点研究的方向。

300M钢静态保温过程微观组织演化的原位研究

赵明杰黄亮孙朝远刘秀良李建军郭正华 — 2023-12-26 00:00:00.0

采用热压缩和高温保温相结合的实验方法原位研究了不同工艺参数对300M钢静态保温过程微观组织演化的影响。结果表明，应变对静态保温过程晶粒尺寸的影响主要归因于微观组织演化的遗传继承关系，应变速率的影响主要归因于应变储存能的作用，保温温度的影响主要归因于静态再结晶机制的温度依赖性，而保温时间的影响主要归因于晶粒形核和吞并机制。基于工艺参数与静态保温过程晶粒尺寸演化的对应关系，提出了新的能够有效描述变形及静态保温参数影响的静态保温晶粒尺寸模型。上述研究为300M钢大型构件多道次热锻成形过程微观组织演化的准确预测及有效调控奠定了理论基础。

激光金属沉积成形过程几何形貌的紫外结构光三维测量方法

宋泽宇薛俊鹏徐志超卢文博王敏贾然于长志 — 2023-12-26 00:00:00.0

金属增材制造领域中的激光金属沉积技术具有强光、强辐射的应用环境，导致缺乏工件的实时几何形貌三维信息的获取手段。为观测金属分层离散堆积成形过程，提出一种面向激光金属沉积成形过程三维几何信息测量的紫外结构光实时测量方法。首先，通过对激光作用下金属粉末的辐射波长以及激光等环境干扰光进行光谱分析，优化设计了紫外可选波段的窄带无干扰光路和二值抖动条纹光栅，确保获得高质量的调制条纹图像；其次，由傅里叶变换法在频域实现物体面形调制基频信息的滤波，通过傅里叶逆变换获得包裹相位信息，结合洪水填充算法实现绝对相位计算；最后根据立体视觉原理，以相位为稠密匹配辅助信息实现高精度三维数据计算。在金属增材制造真实环境下，通过对标准件的测量验证了所提方法三维测量平均误差小于0.1mm。对金属件打印过程的观测实验证明该方法可用于观测增材制造成形过程的层内和层间几何信息变化，满足工件成形过程中0.2mm~1mm层厚堆积工艺的在线尺寸测量分析需求，为激光金属沉积技术的实时闭环反馈和内部缺陷机理分析提供详细的中间数据支持。

双油箱燃油热管理系统性能分析

魏宇豪葛玉雪赵倩裴扬 — 2023-12-26 00:00:00.0

摘要：随着飞机热载荷的增加，燃油热管理逐渐成为现代飞机设计和运行中的重要考虑因素。本文建立了考虑热损失的双油箱拓扑结构燃油热管理系统的动力学模型，给出了考虑热损失情况下的管理策略，并利用热续航时间、热沉利用效率和废热利用效率三个指标对该系统的性能进行评价。结合典型示例，对所推导的动力学模型进行了验证。与传统单油箱系统相比，双油箱拓扑结构燃油热管理系统可以提升系统的热续航时间。对于本文所研究的双油箱燃油热管理系统，其增幅可达36.8%。在此基础上，分析了热管理系统设计参数对运行效果的影响。结果显示总燃油质量流率的降低可以增强系统的热沉利用效率和废热利用效率。在油箱总容量不变的前提下，适当地缩小再循环油箱容量，则可以提高系统的热续航时间。对于本文算例，当总燃油质量流率为1 kg/s时，再循环油箱容量减少100 kg，热续航时间提高约109 s。上述研究可为飞机燃油热管理系统设计提供参考。

面向货运任务的混电垂直起降无人机能量管理策略和任务路径综合优化

何程童玉奇夏兴禄陈刚 — 2023-12-26 00:00:00.0

针对混电垂直起降无人机货运任务减小能耗和任务成本的需求，本文提出了混电垂直起降无人机能量管理策略和任务路径综合优化方法。综合考虑垂起、前飞和转换模态下的功率需求、电池充放电特性、发动机燃油特性搭建了垂直起降无人机混电推进系统能耗模型，提出了基于动态规划的垂直起降无人机混电系统能量管理策略，构建能量管理策略和任务路径综合优化模型以及基于最短路径解算器和动态规划解算器的二级效用评价体系。利用该方法，对两个案例进行了整体飞行路径及各架次的能量管理方案的优化。结果表明相较于最短路径优化，本方法能够综合考虑混电系统管理策略和运行路径对能耗的影响，在满足多种约束的前提下，规划出合理的运行路径及对应的能量管理方案，最低化任务成本。

基于惯性导航与数据链的飞机间相对定位方法

李坤布树辉贾旋董逸飞陈霖 — 2023-12-26 00:00:00.0

飞行器编队飞行成为当前一种新兴的飞行器工作模式，编队内飞行器间准确的相对定位是编队飞行的基本保障。全球卫星导航系统(GNSS)拒止环境下，飞行器失去全局定位信息，仅依靠局部定位信息难以获得飞行器间的相对定位信息。为了解决GNSS拒止环境下编队内飞机间的相对定位问题，本文提出了一种数据链与惯性导航相结合的相对定位方法。首先，采用惯性导航的方法实时解算出每一架飞行器的定位信息，并通过自身搭载的数据链将定位信息发送给其他飞行器；其次，每架飞行器基于其接收的其他飞行器的信息及数据链测量信息计算编队内飞行器间的相对位置；最后，基于飞行器连续时间序列的惯导信息及数据链测量信息，建立相对位姿优化因子图实时解算飞行器间的相对位姿。以两架飞行器编队为例进行了仿真与实验验证，结果表明该方法能够实时估计编队内飞行器的相对位置，将数据链测量精度提高76%，为编队飞行提供精准可靠的相对位置信息。

基于聚类和AdaBoost的ADS-B数据质量综合评估方法

张召悦阳颖 — 2023-12-26 00:00:00.0

为更好的发挥ADS-B数据应用价值，针对ADS-B数据质量评估过程中传统方法无法客观准确得到质量等级的问题，在分析行业应用、发射设备性能、数据安全等方面对ADS-B数据质量需求的基础上，构建了ADS-B数据质量评估指标体系，提出了基于集成学习自适应提升算法（AdaBoost）的新型数据质量评估方法。该方法通过K-Means聚类确定最佳质量等级类别，结合熵权法和双基点法（TOPSIS）打分确定数据标签，并采用AdaBoost算法对评估模型进行了训练和优化。以天津机场数据为例，实验得出：ADS-B数据质量的最佳等级划分为5级，得到的数据质量评估模型准确率高达98.5%，验证了该方法可以有效避免主观因素对评估结果的影响，并得到最优的质量等级划分，提高了评估结果的稳定性和精确度。

近零应力等效温度场驱动的CFRP复杂构件固化变形控制方法

曹关关许可 — 2023-12-21 00:00:00.0

碳纤维树脂基复合材料（CFRP）构件的固化变形（Cure-induced Distortion ,CID）直接影响构件装配后的力学性能及服役寿命。现阶段采用的修模、结构优化等固化变形控制方法存在工艺周期长，迭代成本高等问题。微波加热和自阻电热等选择性加热方法有潜力实现固化温度场的精准调控，进而通过构造不均匀温度场产生热应力来对冲原有的固化变形。本文针对如何构造不均匀温度场这一典型反问题，推导并定义出近“零应力”等效温度场，原理上可对冲构件脱模前的残余应力场实现近“零应力”固化，从而抑制脱模后的固化变形。针对实际固化温度工艺约束，设计了自适应压缩分割算法对理论等效温度场进行近似分区。本方法在典型双曲面零件和回转体零件上进行了初步验证，相比于传统的等温固化工艺，固化变形和残余应力均减少了近50%；相比于仅考虑固化变形的温度工艺优化方法，本方法产生的固化变形和残余应力均减少了近15%。

圆顶形层联机织预制体参数化几何建模

张长龙陈利王静岳万里史晓平 — 2023-12-21 00:00:00.0

通过一体化仿形织造技术制备的圆顶形层联机织预制体(Dome-shaped Multi-layer Interlock Woven Preform, DIWP)具有可设计性好，结构稳定以及承载能力强等特点。探究DIWP微细观结构并构建其参数化几何模型，对于预测DIWP力学性能并指导其工艺设计十分重要。本文基于预制体宏观结构特征和织造工艺参数对DIWP参数化模型构造方法进行了全面地研究，并使用SolidWorks软件建立了实体几何模型。结果表明：通过引入纬斜角可以描述DIWP纱线的空间坐标和运动路径之间的关系；一元二次函数形式的抛物线凸透镜形纱线截面假设适用于DIWP；讨论三种不同细观结构的DIWP参数化模型，进一步得到了具有系统性、可靠性以及普适性研究价值的DIWP的参数化模型构造理论；模型解析式全部由MATLAB软件推导得出，可求解且唯一；参数化模型能够计算DIWP的厚度特征和纤维体积含量。所得结论为DIWP的仿真模拟提供了理论依据，并对其实际制备工艺的设计具有指导意义。

不同冷却条件下钛铝合金切削加工材料去除机理和加工表面完整性研究

王相宇王锦辉仇文豪牛金涛付秀丽乔阳 — 2023-12-21 00:00:00.0

钛铝合金具有密度小、强度高、抗高温蠕变与抗氧化等优势，在航天航空工业的应用前景广阔。但由于材料导热性能差、加工硬化严重、低温脆性，在切削加工中过高的切削温度导致加工效率低、刀具寿命低和表面完整性差等问题，限制了材料的应用范围。本文针对钛铝合金切削温度高的问题，基于其力学性能对温度敏感的特性，在钛铝合金Ti-48Al-2Cr-2Nb材料力学性能、材料去除机理和切削加工表面完整性等方面开展了研究工作。通过霍普金森冲击剪切试验研究了材料在不同温度下的动态失效行为和断裂机理；通过有限元仿真模拟了不同冷却环境和切削参数下的切屑形貌及其形态演化；对材料进行了三种冷却环境下的端面切削试验，分析了表面粗糙度的变化规律；结合材料的断裂机理和片层组织断裂形式，揭示了微凹坑与微裂纹的形成原因；结合切削力与切削热分析了加工硬化程度与硬化层深度，揭示了硬度的变化规律。

高马赫燃烧室离散孔燃料膜热防护和减阻特性研究（航天推进专刊）

韦鼎元章思龙韦健飞左婧滢李欣鲍文 — 2023-12-21 00:00:00.0

为了探究碳氢燃料化学反应对离散孔气膜冷却特性和减阻特性的影响，选择四种离散气膜孔构型：圆柱型孔(CH)、交错叉排孔(MH)、交叉射流孔(DJH)、收缩扩张孔(CEH)，开展高马赫数燃烧室内离散孔气膜数值研究，分析对比了碳氢燃料化学反应对不同离散孔气膜冷却特性和减阻特性的影响。研究结果表明，碳氢燃料化学反应使得近壁面区域冷却射流动量降低，冷却射流形成涡旋结构强度减弱。碳氢燃料化学反应通过裂解吸热反应提高了离散孔气膜冷却效率，扩展离散孔气膜冷却的展向覆盖范围。其中，交叉射流孔和收缩扩张孔射流展向速度分量大进而冷却覆盖范围较大。边界层内碳氢燃料燃烧减阻作用进一步降低壁面剪切应力，燃烧导致涡结构耗散减少以涡结构主导的掺混过程，掺混程度降低促使燃烧减阻性能减弱，交错叉排孔和收缩扩张孔分别有27.4%和18%的减阻效果。

超低轨卫星气动阻力计算与减阻设计研究进展

张俊蒋亦凡陈松李帅辉 — 2023-12-18 00:00:00.0

超低地球轨道（VLEO）卫星相较于传统卫星，在对地观测分辨率、数据传输速度和通信容量等方面具有显著优势，近年来成为空间技术领域的研究热点。在超低轨道环境下，大气分子与卫星表面之间碰撞所引起的大气阻力不可忽略，成为影响卫星姿态控制、轨道预测和使用寿命的关键因素。本文从卫星气动阻力的基本原理出发，给出了决定气动阻力的几个主要因素，重点关注阻力系数的计算分析。超低地球轨道环境下的气体流动属于自由分子流，气体分子之间的碰撞可以忽略不计，气体分子与卫星表面之间的气固相互作用模型对阻力系数的评估至关重要。本文重点综述了几种典型的气固相互作用模型，随后对自由分子流的几种常用计算方法进行了介绍和评估。基于超低轨卫星气动阻力特性的计算分析，着重从增大长细比、外形优化和侧面光滑三个方面对卫星减阻构型设计的研究进展进行了综述和分析。最后，对该领域未来需重点关注的几个关键问题进行了展望。

仅使用距离量测的多无人机协同环绕未知目标

黄山吕永玺朱奇李珂澄史静平 — 2023-12-18 00:00:00.0

针对GPS拒止环境下多架无人机对未知目标的协同环绕导航控制问题，本文提出了一种仅使用距离量测的分布式控制器。与现有的多数算法不同，该控制器不需要无人机及目标的位置信息。首先假设实际距离和距离变化率可用的情况下，设计了一种制导控制算法驱动单架无人机环绕目标运动。其次利用二阶滑模观测器在有限时间内完成距离变化率的估计来代替实际距离变化率。观测器的设计使用实际距离量测信息，使得无人机仅利用距离量测即可完成环绕任务。然后在距离环绕控制器的基础上，利用有限时间观测器和距离量测信息完成相对位置估计，进而设计速度协调算法来实现多架无人机对目标的均匀环绕。最后，通过数字仿真和半实物实验验证了方法的有效性。

航发数字孪生驱动的高精度摩擦电轴承传感器

高帅韩勤锴褚福磊 — 2023-12-18 00:00:00.0

航发轴承打滑损伤问题和保持架运行稳定性是制约自主航发装备可靠服役的瓶颈问题。为实现航发数字孪生体多物理参数采集，开发了一种基于摩擦电的高精度轴承保持架传感器。针对航发轴承整体式保持架，利用固定在保持架侧表面上的含阵列式凸起的介电环和安装在轴承座上的叉指电极板来构成非接触式独立自由层摩擦发电机。在滚道驱动滚动体，滚动体驱动保持架的作用下，介电环扫掠电极输出交流电信号。电信号的频率特征可作为评估轴承打滑与保持架转动稳定性的指标。研究了轴向载荷、内圈转速等工况对轴承打滑的影响，以及介电环材料、发电机内部间隙等结构参数对保持架传感器输出的影响。试验结果表明，在高转速工况下，轴向载荷增大，轴承打滑率降低的幅度更大。聚四氟乙烯材料的介电环输出性能较其他高分子材料提高了50%以上。所提出的轴承保持架传感器应用在了双转子航空发动机试验台主轴承上，实现了高转速下(5900 r/min)的打滑监测。结果为滚动轴承智能化设计提供了技术参考，并阐述了在未来航发数字孪生技术中的优化思路。

石墨烯掺杂聚合物复合材料介电性能建模研究

方子唯何晶靖林京 — 2023-12-18 00:00:00.0

本文基于界面极化理论提出了一个石墨烯掺杂聚合物复合材料的介电模型，描述了石墨烯对复合材料有效介电常数的影响。该模型解释了石墨烯纳米片与聚合物基体在界面层的相互作用，计算了界面层的局部介电常数和局部电场强度,并通过控制变量方式对模型内材料参数的影响进行了分析。与传统经验模型相比，提出的模型明确了分离上限距离、势垒高度、基体层电导率、石墨烯纳米片层尺寸等因素对有效介电常数的的影响机制。研究对多类二元、三元介电复合材料体系的有效介电常数进行了预测，并与实验样品实测值、文献值进行对比，验证了所提出模型的有效性。

天基单视线测量目标轨道可观性分析及确定方法

李佳兴袁利张聪 — 2023-12-18 00:00:00.0

针对利用天基单视线测量信息确定空间目标轨道问题，定义了一种新的可观性指标，分析了高阶摄动项对系统可观性的影响，并给出了单视线测量轨道确定算法。首先，采用李导数推导了系统可观性矩阵，根据系统局部弱可观条件得到了可观性指标，并推导了高阶摄动项可观性的近似计算公式。然后，在近圆轨道假设下建立了空间目标和观测平台轨道参数与可观性指标间的关系。之后，提出了适用于单视线测量的迭代最小二乘轨道确定算法，并推导了轨道确定误差协方差矩阵。数字仿真结果表明：空间目标和观测平台的轨道倾角差是影响系统可观性的主要因素，高阶摄动项通过增加矢量异面度来提高系统可观性；观测平台远离其升交点可保证系统可观性；可观性指标越大，目标轨道确定精度越高；位置估计误差标准差受系统可观性和观测时长影响。

LDACS技术发展现状与挑战

朱衍波王志鹏郭凯淡志强 — 2023-12-18 00:00:00.0

L波段数字航空通信系统（LDACS）具有大带宽、高速率、低延迟、高安全等优势，是未来通信基础设施（FCI）框架中重要的地空宽带通信数据链，也是国际民航组织（ICAO）认证的第一个真正实现通信、导航和监视（CNS）一体化的系统。本文首先分析了民航地空通信系统的发展需求，梳理了LDACS的发展现状，包括LDACS技术的提出、LDACS国际标准化的推进进程以及典型的应用场景。其次，介绍了LDACS的关键技术，包括频谱资源受限下空地宽带通信技术、L波段同频段信号电磁兼容技术、通导融合技术、基于航空电信网互联网协议簇（ATN/IPS）的移动性管理与多链路接入技术、数据安全传输技术等。最后，总结了中国民航LDACS的发展现状与面临的挑战。

真比例导引律对任意机动目标的捕获区域(第七届全国集群智能与协同控制大会推荐)

胡宇龙黎克波包磊刘海波 — 2023-12-13 00:00:00.0

真比例导引（TPN）是大气层外动能拦截器广泛采用的制导律。主动机动突防技术的快速发展给大气层外拦截带来了严重挑战，需要重新深入研究TPN对机动目标的捕获区域。首先假设目标机动加速度有界且垂直于弹目视线，推导比例导引系数的合理选择范围，以使指令加速度在制导过程中总小于拦截器的饱和过载；其次基于不等式分析方法，在不考虑拦截器过载饱和约束时，推导TPN对任意机动目标的捕获区域；然后再结合拦截器的饱和过载限制，推导TPN对任意机动目标的捕获区域；最后通过数值仿真算例，验证所得理论结果的正确性。

GH4169高温合金孔结构的多级凸包旋转冷扩孔挤压强化工艺参数优化研究

李洪伟雷学林张成成汤超宗康胜龙陈亚龙程吕一张显程 — 2023-12-13 00:00:00.0

本文提出了一种高温合金含孔结构的新型冷挤压强化工艺，即多级凸包旋转冷挤压工艺（Multi-annular Convex hull Rotat-ing Cold Expansion Process, MCR-CEP），以提升镍基高温合金孔结构件疲劳寿命。为了最大程度的提升MCR-CEP工艺的强化效果，本文通过多次挤压强化试验，探究了凸包间距、主轴转速和挤压量三类工艺参量对强化后孔内壁表面完整性的影响规律。试验结果表明：凸包间距和主轴转速越大时，加工过程的挤压力越小；较大的挤压量易造成孔内壁粗糙度增加和残余应力饱和。综合考虑加工过程挤压力、显微硬度、表面粗糙度和残余应力情况，初步确定最优挤压参数为挤压工具凸包间距为0.8 mm，主轴转速为100 r/min，挤压量为0.2 mm。随后，本文通过疲劳试验对优化工艺的强化效果进行验证。结果显示：与未强化孔结构相比，MCR-CEP强化试样的平均疲劳寿命提升至少118%，最优工艺参数加工的试样疲劳寿命提升达173%。

流量调节器管路系统自激振荡及稳定性研究(航天推进专刊)

董蒙谭永华邢理想徐浩海 — 2023-12-13 00:00:00.0

流量调节器管路系统是液氧煤油发动机中的重要模块，通过探究该系统的稳定性特征，为减小参数振荡的改进措施提供方向。通过非线性与小偏差线性方法，揭示自激振荡机理，获得系统分岔特性和稳定边界。研究发现：平衡点不稳定是自激振荡的形成条件，系统从线性项为主导的78.81Hz发散振荡，逐步发展为非线性主导的70.01Hz等幅振荡。随着压差增加，系统发生了Hopf超临界分岔，稳定区域随之减小；随着节流面积增加，系统出现了Hopf亚临界分岔，稳定区域随之增加。减小管长与增加管径均减弱了不稳定的幅值条件，皆有利于系统稳定。调节器阻尼孔对稳定边界影响不大，减小该孔径可明显减小自激振荡幅值。调节器矩形槽高度增加可使稳定区域增大，在高度为4.5mm和2.5mm时分别出现了复杂的稳定边界分支和分岔曲线拐点。流量边界下的系统稳定性取决于静态负载曲线的差率，当工作在负差率区，系统不稳定，且流量边界下系统稳定域比压力边界更大。

金属激光增材+X复合制造技术综述

李毅王振忠肖宇航张鹏飞 — 2023-12-13 00:00:00.0

激光增材制造技术(Laser additive manufacturing, LAM)为航空航天复杂金属零件提供了极高的设计自由度和制造灵活性，但目前主流LAM技术存在监测与控制难度大、热应力变形与缺陷难处理等关键问题。“增材+X”复合制造技术提供了多尺度解决方案，结合各辅助制造工艺的优点以改善增材成形材料的精度与性能。增材+机械场/磁场/声场/热场等能场可实现调控熔池流动、改善微观组织、控制晶粒尺寸方向、释放残余应力以及改善表面质量等有益效果的协同优化。简要回顾了LAM技术特点及其在航空航天业的典型应用，总结了增减材、增等材制造技术的主要工艺与技术内涵，重点评述了非接触式的磁、声、热辅助场对增材熔池动力学、微观组织发展、表面质量、热梯度的作用机理以及模拟仿真研究。最后总结了各能量场辅助增材制造技术的优势与局限性，展望了金属激光“增材+X”复合制造技术的发展趋势。

支板/凹腔燃烧室混合与燃烧性能研究进展

赵子健刘朝阳黄伟 — 2023-12-07 00:00:00.0

在高超声速飞行条件下，燃料在超燃冲压发动机燃烧室内的驻留时间非常短，燃料与氧化剂的充分混合、点火和维持稳定的燃烧是高超声速推进的关键。为了提高燃烧室中燃料的混合与燃烧性能，国内外研究人员将诸如支板、斜坡、凹腔、后向台阶等增混稳燃装置引入燃烧室，取得了一定成果。在以往的研究中，支板和凹腔在流场中形成的回流区能达到较好增混稳燃效果，受到了广泛的关注与拓展。本文综述了近年来支板、凹腔及支板-凹腔组合构型的国内外研究进展，并对相关研究的未来发展方向做出了展望。

有人/无人机协同作战：概念、技术与挑战

张宏宏李文华郑家毅刘宏斌张鹏高鹏甘旭升 — 2023-12-07 00:00:00.0

针对未来战场面临的环境高复杂性、博弈强对抗性、响应高实时性、信息不完整性、边界不确定性等现状，有人/无人机协同作战系统能够凭借效能叠加释放、作战短板互补与行动协同高效的优势，成为制胜未来空天战场的核心关键。本文围绕有人/无人协同作战这一难度高、发展前景广阔、多学科交叉的作战新方向，从系统概念、关键技术、面临挑战3个角度综述了有人/无人机协同作战的研究现状，重点对系统作战定义、制胜机理与作战运用流程，以及探测与态势感知、任务规划、指挥决策、编队控制、效能评估等关键技术进行阐述，最后分析了有人/无人机协同作战面对未来战场需要解决的挑战，为未来智能作战技术提供新的发展思路。

马赫6飞行条件圆截面超燃冲压发动机流动燃烧特征分析

于江飞汤涛闫博汪洪波杨揖心熊大鹏孙明波 — 2023-12-07 00:00:00.0

本文基于RANS方法对马赫6飞行条件下的乙烯燃料圆截面超燃冲压发动机燃烧流场开展了数值研究，计算中采用了压力相关的火焰面/进度变量模型，得到的数值结果与试验吻合，并据此分析了高低当量比工况的火焰结构和燃烧特征。计算表明，高当量比工况释热强度高，在流场中形成了热壅塞，并且预混燃烧和扩散燃烧共同主导了整体的释热。而低当量比工况流道中心仍是超声速状态，扩散火焰主导了整体的释热。两个工况中，射流背风区和轴对称凹腔都是重要的反应区，其中射流背风区释热强度高，而凹腔起到了增强混合和提高燃烧效率的重要作用。

选区激光熔化制备难熔高熵合金的研究现状与展望

郭正华陈正曾一达郭义乾牛振华杨子睿李智勇万骏武 — 2023-12-07 00:00:00.0

难熔高熵合金(Refractory high-entropy alloys, RHEAs)因具备高熔点、高硬度及高温相结构稳定性成为航空航天、海洋船舶和核能工业等领域的重要材料。本文对选区激光熔化(Selective laser melting, SLM)技术制备的不同体系RHEAs进行梳理，并对其微观组织、力学性能、残余应力和耐腐蚀性能进行分析。结果表明，SLM制备的RHEAs未改变其固有相(BCC相)，且枝晶形貌为树枝晶、等轴晶、胞状晶等，晶粒尺寸较电弧熔炼平均减少80 %~90 %；晶粒细化作用引起的细晶强化和固溶强化等强化机制有效提升了材料的力学性能；SLM技术在制备RHEAs时，热源的局部加热和冷却造成的残余应力积累，可通过工艺参数优化、母材预热等方法降低热应力；SLM可实现难熔元素均匀分布，并且细化后的晶粒可提高晶界密度，降低晶间腐蚀从而增强合金的耐蚀性能。

电磁不连续和缺陷结构的表面波散射特性研究

余龙舟黄江涛钟世东陈宪陈诚 — 2023-12-07 00:00:00.0

对于隐身飞行器设计，当镜面和腔体等主要散射源被抑制后，表面波在电磁不连续和缺陷结构处产生的回波散射和空间散射成为重要的散射源。为研究电磁不连续和缺陷结构的表面波散射行为，通过平板波导激励，建立起表面波传输模型。基于该表面波传输模型，从飞行器表面结构出发，建立了曲面，二面倾角，缝隙、台阶三类电磁不连续或缺陷结构，并开展仿真研究，获得了关键结构参数与回波散射强度和空间散射效率的定量关系。研究表明：凸面不连续结构的表面波在传输过程中不断向空间散射而衰减，当凸面半径超过10倍波导波长时，衰减系数接近0，凹面不连续结构的表面波在传输过程中不衰减；二面倾角结构的倾角在30°范围内时，能够有效抑制表面波的空间散射效率在10%以内，且回波散射较弱；缝隙和台阶的表面波散射与结构尺寸之间存在半波谐振关系，且回波散射和空间散射抑制难以兼顾。研究结果可为隐身飞行器外形结构的表面波散射抑制设计提供指导。

液体火箭发动机高频燃烧不稳定问题研究综述（航天推进专刊）

汪广旭李斌杨宝娥谭永华高玉闪 — 2023-12-07 00:00:00.0

摘要：高频燃烧不稳定仍是目前高性能液体火箭发动机研制急需攻克的关键问题，这是一种典型的多物理场耦合问题，涉及学科领域众多，机理复杂，工程治理难度大，对发动机可靠性构成严重威胁。提高对此类问题的认识有助于系统性地开展研究工作，从而能够缩短工程治理周期和成本。在过去的几十年里，国内外围绕液体火箭发动机高频燃烧不稳定基本理论、预测及分析方法、燃烧子过程响应机理、燃烧室声学特性、工程治理措施等方面取得了许多重要的进展。本文对此进行了系统梳理，重点讨论了燃烧速率控制过程响应机理研究的重要意义，总结了不同研究方向所面临的挑战和主要发展方向，为实际发动机中此类问题的研究和解决提供参考。

深空通信长无模糊距离高精度再生测距码设计

奚雅楠党小宇李赛 — 2023-12-07 00:00:00.0

深空测距面临的挑战是在低信噪比环境中及极远测距范围内获得高精度距离测量量。再生测距系统通过在航天器中将测距码再生，将下行链路信噪比提升约30dB，从而解决低信噪比问题，但是已知测距码的无模糊测距距离难以满足未来深空测距需要。首先对复合函数与测距误差的关系进行系统分析，提出通过改变复合函数降低测距误差的方法，并用m序列及新复合函数设计新测距码。共设计8个新测距码，测距误差方差比已知测距码降低0.28~3.78dB，无模糊测距距离从7.5万公里提升至117~17884万公里，扩展15~2384倍。其中包含一种直流分量为0的完全均衡的测距码。仿真结果证明新测距码能为未来深空通信及深空探测提供更远距离内更高精度的距离测量支撑。

基于视觉图像的空对空多无人机目标跟踪

褚昭晨宋韬金忍林德福 — 2023-12-07 00:00:00.0

基于视觉的空对空多目标跟踪技术是对无人机目标态势感知的关键技术，目前的研究局限于单目标无人机跟踪和通用多目标跟踪算法的迁移运用。本文针对空对空条件下现有算法对多无人机目标跟踪不准确的问题，提出一种基于分块特征增强提取与局部几何信息关联的级联多目标跟踪算法，将无人机图像按照机身机臂特点分块处理，提取目标细粒度形态特征，利用连续时间内目标间相对几何关系变化微小的特性，构建局部区域目标相对几何关系向量，综合上述技术组件设计级联关联算法，提高算法对无人机目标检索能力与关联成功率，从而提高算法跟踪性能。实验表明，在测试集中，算法相比于目前最先进的多目标跟踪算法OC-SORT算法IDF1提升了5.6%，相比于在通用多目标跟踪领域较优的ByteTrack算法MOTA提升2.7%，实现对多无人机目标跟踪的最优性能。同时，算法提出的技术可应用于SORT，BYTE等数据关联算法中，共同提高算法性能。

悬停状态共轴刚性旋翼机身气动干扰特性研究-2023高速直升机关键技术专刊

孙朋朋刘平安樊枫曾伟 — 2023-12-07 00:00:00.0

对共轴刚性旋翼/机身气动干扰开展试验和计算研究,分析了悬停状态下机身气动干扰对双旋翼气动特性以及机身表面压力分布的影响。结果表明，机身气动干扰使上、下旋翼桨叶尖部高升力区域范围增加，同拉力系数下的旋翼功率系数降低，旋翼最大悬停效率增大约4.6%；受旋翼下洗流的影响，机身会产生垂直向下载荷，大小约为旋翼拉力的7%，扣除机身垂向力旋翼最大悬停效率相比孤立旋翼状态降低约6%；在旋翼气动干扰下，机身产生抬头力矩，大小与旋翼拉力系数成正比；机身表面压力呈4倍旋转频率的非定常变化。

反压对撞击式喷嘴雾化特性影响实验研究（“航天推进”专刊）

吴慧博杨岸龙张锋杨宝娥连俊恺汤成龙 — 2023-12-07 00:00:00.0

本文针对反压条件下雾化数据缺乏、雾化机理不清问题，采用直流自击喷嘴，在反压雾化实验仓中开展了0.1~4.1MPa环境条件下的雾化特性宏观及微观实验研究。基于高速阴影成像方法获得了不同反压下自击喷嘴的喷雾宏观形貌并提取出雾化角、雾化场液滴速度分布等数据，进一步通过相位多普勒粒子分析（PDPA）激光测量手段获得了不同反压下液滴直径概率密度分布及索特平均直径SMD等微观特性参数。实验结果表明，高反压会导致喷雾总体发展受到压缩，雾化角减小，且雾化液滴的数量密度更为稠密；液滴速度随着反压增加，衰减更为显著；但液滴SMD随反压增加呈现非单调演化规律，且演化规律与沿喷孔出口的竖直距离有关，即当反压小于1.1MPa时，液滴SMD随反压的增加而减小，在H=20mm处，当反压从1.1MPa增加到3.1MPa，SMD基本保持不变，而进一步增加反压时，SMD逐渐增大。在H=30mm处，当反压大于1.1MPa时，SMD逐渐增大。分析认为，反压增加导致更高的液滴数量密度，提升了液滴碰撞并聚合的概率，是使得高反压下液滴SMD增大的原因。

一种弯曲激波诱导爆震起爆的新方式

熊皓晨邱若凡韩信闫浩张涛尤延铖 — 2023-12-01 00:00:00.0

斜楔起爆是斜爆震最典型的起爆方式，增大斜楔角度虽有利于加速起爆，但会增大爆震波过驱度和燃烧室阻力。为兼顾爆震波的快速起爆和燃烧性能，本文充分利用弯曲激波系统的灵活性，提出了S型壁面起爆方式。既利用内凹壁面压缩来流促进起爆，又利用外凸壁面膨胀来流降低爆震波过驱度。由于膨胀波作用于起爆区时可能使爆震波熄爆，故S型壁面起爆方式的转折点设置十分重要，需参考爆震波的起爆位置。因此本文基于弯曲特征线法提出了一种弯曲爆震起爆位置的计算方法，用于合理设置S型弯曲壁面的转折点。结果表明，优化后的S型壁面起爆方案较原方案平均推力势增益提高了16.5%，平均总压恢复系数提高了8.3%。

基于EWMA控制图抗差估计的欺骗干扰检测算法

钟伦珑岳文静李雪艳 — 2023-12-01 00:00:00.0

诱导式欺骗干扰会使机载接收机偏离真实位置且不易被检测到，对民航飞行安全造成威胁。传统的新息序列检测算法存在欺骗检测延迟、无法及时检测欺骗结束时间的问题。针对这一问题，提出了基于指数加权移动平均（Exponentially Weight Moving Average，EWMA）控制图抗差估计的欺骗干扰检测算法。该算法将紧组合导航系统输出的新息序列作为EWMA控制图的检测样本，利用历史时刻的统计量和当前时刻的新息加权构造服从高斯分布的检验统计量来检测欺骗干扰，并识别受欺骗卫星。同时，利用抗差估计动态调整卡尔曼滤波的增益矩阵，以减小欺骗干扰对新息序列的影响，并通过改变等价权函数的参数加快算法欺骗检测的速度。仿真结果表明，与传统新息序列检测算法相比，所提算法明显缩短了对微小突变式欺骗干扰和缓变式欺骗干扰的检测时间，且能及时检测到欺骗结束时间。

薄壁零件工艺过程残余应力演化机理及变形控制方法(“航空发动机高性能制造”专栏)

张仲玺王帅钦赵慧娟张定华汪龙皓 — 2023-12-01 00:00:00.0

变形是难加工材料薄壁零件切削加工所面临的最主要挑战之一，整个工艺过程，零件残余应力随材料的去除不断演化，导致最终零件的精度很难保证。针对薄壁零件切削加工变形问题，提出一种考虑工艺过程残余应力演化的薄壁零件变形控制方法。首先，通过微元切片法建立了薄壁零件工艺过程简化模型，分析了零件夹紧点的载荷分布，建立了零件夹紧点等效载荷平衡方程；并基于变形叠加原理和微小变形理论，建立了零件夹紧点的变形几何平衡方程；分析了工艺过程不同时刻零件的载荷分布情况，揭示了薄壁零件残余应力及其等效载荷演化机理。在此基础上，建立了工序间零件变形精确调控模型，实现了薄壁零件残余应力演化与最终变形的控制。最后，设计了三组切削加工实验，分别采用不同加工工艺加工相同的薄板零件，实验结果表明，采用所提出的变形控制方法最大可降低加工变形82.2%。

高速直升机机身干扰对推力桨气动与噪声源特性影响研究-“2023直升机关键技术”专刊

孙大智陈希卞威鲍为成招启军 — 2023-12-01 00:00:00.0

为研究高速直升机前飞时机身/后置推力桨的气动干扰对其气动与噪声源特性的影响，首先，构建了一套适用于机身/推力桨流场模拟的高鲁棒性网格系统，其中，贴体网格采用机身非结构/桨叶结构的混合网格，各贴体网格分别与背景网格建立嵌套关系，并提出了网格外边界自适应实体物面的边界识别方法以规避贴体网格计算域与实体的重合问题。基于URANS方程构建了一套高速直升机机身/推力桨干扰流场的模拟方法，并基于FW-H方程进一步建立了机身/推力桨噪声预估方法。通过与ROBIN机身/旋翼干扰试验数据、AH-1G旋翼噪声试验数据的对比，验证了分析方法的有效性。然后，开展了高速飞行状态下机身/推力桨干扰流场的高精度数值模拟，重点分析了机身/推力桨流场的干扰机理，综合对比了有无机身干扰的推力桨气动噪声源特性，获得了一些有意义的结论。结果表明：在机身干扰下，推力桨整体推力会出现小幅度的波动，波动幅度约5%。与孤立推力桨比较，受干扰的推力桨在中/高桨盘夹角方向上的噪声声压级大幅增加，且增加幅值与前进比呈正相关。此外，机身表面压力的波动会诱发载荷噪声，进一步改变了总噪声的频域特性。

局部非线性结构的自由界面子模态综合法

谭星陈卫婷王陶何欢 — 2023-11-22 00:00:00.0

提出了一种针对具有局部非线性的般粘阻尼系统自由界面子结构模态综合法。首先将整体按照提出了一种针对具有局部非线性的般粘阻尼系统自由界面子结构模态综合法。首先将整体按照非线性的位置划分为各个子结构。然后利用一种不需要考虑是否有刚体模态剩余集造方式，出用于降阶的缩减模态集。在过程中，通忽略与高相关的阻尼力和惯性，建立了物理位移与模态及非线性界面力之间的近似关系式。基于此，将非及其对时一阶不定积分作为额外变量放入状态空间，并利用界面协调关系进行了子结构降阶模型综合。最后通过一个含立方非线性弹簧与阻尼连接的质量块统和一个双转子系统对本文方法的有效性进行了验证。

基于TransUNet的机动微弱目标智能检测前跟踪算法

武星蕊彭锐晖孙殿星谭顺成张一泓韦文斌 — 2023-11-22 00:00:00.0

摘要：隐身技术的发展和运用给雷达目标探测带来了极大的挑战，检测前跟踪(TBD)技术作为微弱目标探测的重要技术方向之一，常被用于雷达探测中，但传统的检测前跟踪算法计算量大、受目标运动模型限制，难以有效检测各种不同运动状态的机动目标。针对该问题，提出基于TransUNet的微弱目标智能检测前跟踪算法,算法不受任何运动模型限制，可以有效识别各种运动状态的机动目标。首先，利用目标运动轨迹的空-时相关性特征，基于TransUNet模型设计了一种适用于不同运动状态的机动微弱目标粗检测算法，实现微弱机动目标的初步检测；然后，利用初步检测结果对目标量测进行区域搜索，实现微弱机动目标点迹的回溯；最后，针对低信噪比情况下初步回溯点迹的漏检问题，利用部分成功检测点迹的辅助信息，结合最佳抛物线(OP)值函数实现目标点迹的精细检测和航迹的完整回溯。仿真试验验证了本方法能够对多种运动状态的微弱机动目标实现有效检测。

并行独立控制策略下消振电力作动器系统研究

郝振洋张凤婷杨健曹鑫 — 2023-11-22 00:00:00.0

传统消振电力作动器采用交叉耦合控制策略实现输出力伺服控制，但该控制策略存在耦合控制项，影响输出力响应的快速性、准确性，降低了作动器的减振效率；同时在直流母线侧产生不满足国军标要求的冲击电压，直接威胁了直升机的飞行安全。基于此，本文提出了并行独立控制策略下的消振电力作动器伺服控制系统，首先对系统的给定输出力进行解耦设计，以实现系统多电机并行独立运行。其次，利用主导极点法和最大灵敏度法分别从时域和频域角度设计系统的动稳态特性及鲁棒性。最后，搭建实验平台进行控制策略对比，标幺化实验数据表明，系统在变方向时响应精度提升3.6%，响应时间减少40%；在变相位时响应精度提升1.5%，响应时间减少31%；直流母线侧的电压冲击值减少了8V，进而验证了并行独立控制策略的有效性及其优势。

基于极性转换的航空交直流共地整流电源

刘海春李阳谢少军 — 2023-11-22 00:00:00.0

在航空交直流共地混合供电系统中，对飞机交流发电机产生的三相交流电进行整流可得到高压直流电。针对目前航空领域中常用的多脉冲变压整流器和高频隔离整流器存在功率密度较低和可靠性较差等问题，提出了一种非隔离型整流器方案，该方案由非隔离的自耦多脉冲整流器和非隔离型双极-单极直流变换器构成。分析了新型整流方案的结构特点，提出了一种非隔离型双极-单极转换软开关直流变换器拓扑及协同控制策略。通过仿真和实验验证了该变换器可实现高功率因数整流，且具有良好的输出特性。相比现有航空大功率整流器，该变换器具有更高的工作可靠性及功率密度。

载荷数据和对日导引律修正星敏安装矩阵算法

陈炳龙王磊刘帮周衡 — 2023-11-22 00:00:00.0

先进天基太阳天文台卫星(Advanced space-based solar observatory satellite, ASO-S)主要任务是对日观测。为实现高精度高稳定度需求，卫星采用星敏感器(Star tracker, STR)和光纤陀螺的扩展卡尔曼滤波算法进行姿态确定。在轨因受到地气光影响，卫星装配的3台STR交替有效。为了减弱装配测量偏差引起定姿使用星敏切换时的姿态指向控制误差，需统一3台STR的测量基准。同时，修正STR相对载荷测量基准的偏差，提高卫星对日指向控制精度。ASO-S载荷之一的白光太阳望远镜(White-light solar telescope, WST)入轨后即可开机测量太阳全日面图像，经图像处理后得到太阳中心二维指向偏差角。同时，另一载荷太阳导行镜(Sun guide telescope, SGT)可直接测量太阳中心二维指向偏差角。结合载荷对日观测数据和卫星对日指向控制导引律，提出一种星载STR安装矩阵在轨修正算法。通过数学仿真，验证了STR安装矩阵修正算法的正确性，与仿真中星敏模型的安装矩阵相比较，使用10幅WST全日面图像计算STR安装矩阵的精度优于3″；利用300s SGT数据计算STR安装矩阵的精度优于0.2″。以ASO-S在轨遥测数据进行算法验证，卫星对日指向控制偏差与SGT测量太阳中心偏差角间的偏差值优于15″，将STR相对SGT的装配测量精度提高了1.5倍。

基于增强现实的航空发动机机匣数字孪生测调系统

梅英杰王大伟孙传智袁腊梅王晓明刘永猛 — 2023-11-22 00:00:00.0

为了提高航空发动机机匣装配精度和效率，本文提出了一个基于增强现实的航空发动机机匣数字孪生测调系统。利用增强现实设备的高保真交互特性，对航空发动机多级机匣装配进行实时可视化引导装配。建立航空发动机多级机匣装配数学模型，实现多级机匣装配同轴度精准预测。将装配数学模型和可视化模型相结合，实现航空发动机机匣数字孪生模型映射。本文基于模拟的航空发动机多级机匣进行数字孪生装配实验，实验结果表明，本文提出的数字孪生装配系统的同轴度预测误差为0.6μm，增强现实可视化交互的平均延时为11ms，平均帧率为45fps，装配消耗时间减少了5个工作小时，有效提高航空发动机机匣装配精度和效率。

薄层碳纤维/不锈钢极薄带FMLs高速冲击性能

魏士博舒洪基张晓琼赵婷婷王涛王志华黄庆学 — 2023-11-22 00:00:00.0

为了增加碳纤维复合材料的韧性并提升其高速冲击性能，提出一种组分材料分别为30 μm厚薄层碳纤维预浸料和50 μm厚不锈钢极薄带的新型纤维金属层板——薄层碳纤维/不锈钢极薄带纤维金属层板（CUSFML, Carbon Fiber/Ultra-thin Stain-less-steel strips Fiber Metal Laminates）。在金属体积含量（MVF, Metal Volume Fraction）为0.25~0.625的范围内，制备了三类薄层CUSFML。利用空气炮在45 m/s~120 m/s速度范围内对纯碳纤维层板和三类薄层CUSFML开展了高速冲击实验研究，并结合修正后的三维Hashin失效准则在ABAQUS/Explicit中对薄层CUSFML的高速冲击响应进行了数值仿真。系统分析了高速冲击下MVF数值变化对薄层CUSFML的动态响应特征和能量吸收的影响规律。研究结果表明：薄层CUSFML在高速冲击下较传统碳纤维复合材料的高速冲击性能有着显著的提升。经实验数据分析及数值计算，所制备的薄层CUSFML的比吸能最高可达8.51 J·m2/kg，较纯碳纤维层板提升19.2%；冲击承载最高可达6713 N，约为纯碳纤维层板的2.5倍。提升薄层CUSFML中的不锈钢极薄带的体积含量在一定范围内可增强金属层塑性变形和断裂在能量吸收中的主导作用，提升层板的高速冲击性能。但随着MVF数值的持续增加，薄层CUSFML的比吸能会出现小幅下降。对比各类层板的动态响应特征后发现薄层CUSFML在MVF=0.455的附近抗冲击性能及吸能性能最为优异。

燃料电池燃气涡轮航空混合推进系统总体性能及匹配分析

姬志行王占学程莉雯秦江刘禾 — 2023-11-22 00:00:00.0

为大幅减小发动机耗油率，降低碳排放，提升飞机续航能力，提出了基于碳氢燃料的燃料电池燃气涡轮航空混合推进系统，通过预重整和高温燃料电池实现碳氢燃料的电化学利用并避免传统氢燃料电池飞机储氢困难、体积能量密度小的问题，另一方面，利用燃气涡轮增加燃料电池功率密度，减小其体积和质量。以MQ-1无人机为匹配对象，通过建立推进系统质量和热力学性能模型，对混合系统进行了部件参数匹配分析。随着燃料利用率减小，燃料电池极化减小，换热器平均换热温差增加，因而混合推进系统质量急剧下降，耗油率大幅上升，该航空混合系统质量与总效率的优化方向相反。随压比增加，燃料电池功率和质量增加幅度较大，导致飞机载油量降低，但在燃料电池电流密度为常数时，对燃料电池和混合系统效率影响较小。设计条件下，混合系统中燃料电池和换热器占据混合系统质量的主要部分，超过70%。相比原型内燃机动力，混合推进系统质量约增加40%，但热效率可提高约111%。此外，混合推进系统可满足飞机在爬升阶段和巡航阶段的功率需求，装备该动力的无人机续航可提高97%。

热塑性环氧树脂合成及增韧低温复合材料研究

刘新尹文轩陈铎侯永博张露武湛君 — 2023-11-16 00:00:00.0

碳纤维/环氧树脂(CF/EP)复合材料由于具有优异的性能，在航空航天、船舶、汽车等领域得到了广泛的应用。但由于热固性树脂的交联密度高、脆性大，导致其复合材料的层间断裂韧性相对较低，低温下使用更容易发生分层损伤破坏。针对此问题，本文首先对热固性环氧树脂进行了改性，制备并表征了同体系的热塑性环氧树脂(TPE)颗粒，并将其应用于碳纤维/环氧树脂复合材料层间进行增韧研究，同时与常用的聚酰胺66(PA66)粒子和聚醚砜(PES)粒子的增韧效果进行对比，研究了三种粒子对复合材料的常温和低温增韧效果。试验结果表明，三种热塑性树脂粒子均能起到显著的增韧效果，但添加粒子后的成型工艺性和对复合材料基本性能的影响有较大差异。其中，复合材料层间加入聚酰胺66(PA66)粒子和聚醚砜(PES)粒子后，虽然复合材料韧性有一定提高，但由于树脂基体和增韧颗粒的体系差异，造成了复合材料层间增厚和基本力学性能的下降。而层间添加TPE粒子的复合材料层间断裂韧性显著提高，其室温下的Ⅱ型层间断裂韧性（GIIC）达到1126J/m2，提高了88%，-183℃下的GIIC达到1368J/m2，提高了109.2%，同时，TPE粒子的加入对复合材料层合板的厚度、常温与低温下的层间剪切强度和弯曲强度影响不大，这是由于TPE颗粒与预浸料中热固性环氧树脂属于同系材料，相互可以充分的融合流动，生成了更加独特的层间结构。因此，本文提出的同体系的热塑性环氧树脂颗粒可以更综合有效地对复合材料进行常温和低温层间增韧。

跨介质航行体出水问题研究现状与展望

姚熊亮赵斌马贵辉 — 2023-11-16 00:00:00.0

跨介质航行体凭借水-空两种工作模式切换实现了高隐蔽、强机动和快突防等特性，已成为航天-船舶交叉领域的研究热点，海-空介质跨越涉及多相流掺混、空泡非定常演化以及载荷环境恶劣等问题，威胁航行体运动稳定性、出水姿态及结构强度。本文针对航行体跨介质出水过程中肩部通/排气空泡流动演化特性、尾空泡演化特性、跨水-气介质空泡溃灭与载荷特性等问题，阐述了近年来航天-船舶交叉领域对跨介质航行体水下航行及出水过程肩/尾空泡流动机理的研究现状，总结了跨海-空介质过程空泡溃灭与载荷特性的研究，列举了涉及不同发射环境的跨域出水问题。最后总结并展望了跨介质航行体跨域出水有待解决的问题与未来在航天-船舶交叉领域内的发展趋势。

液体火箭发动机高频纵向燃烧不稳定现象的随机性探讨（航天推进专刊）

汪广旭杨宝娥谭永华李斌高玉闪 — 2023-11-16 00:00:00.0

围绕自燃推进剂液体火箭发动机燃烧室高频纵向燃烧不稳定现象的随机性进行了深入探讨，分析了结构振动数据在表征燃烧室压力振荡方面的有效性，对比了理论声模态和实测振型，基于蒸发过程作为速率控制的假设，对该燃烧室的稳定性进行了分析，并提出了造成不同供应系统下稳定性差异的两种假设模型。研究表明：1）由结构振动传感器测得的是燃烧室结构对燃气压力振荡场的响应结果，后者存在一定的频率选择性和非线性；2）实测突频幅值分布与该频率下的理论声模态基本吻合，确定该燃烧室发生了高频一阶纵向燃烧不稳定现象；3）线性模型结果表明，该燃烧室具有一定的稳定性裕度，但不能解释系统2条件下燃烧不稳定现象随机出现这一现象；4）系统2条件下该燃烧室的稳定性恶化或不同工况间的稳定性波动幅值增加，造成部分工况点落入非线性不稳定性区间，成为潜在的不稳定工况。

基于机器学习的航天器规避目标威胁博弈决策

张鸿林罗建军马卫华 — 2023-11-16 00:00:00.0

针对航天器规避空间目标抵近威胁的决策问题，提出了一种智能决策框架和基于深度强化学习的自主决策方法。考虑到空间目标的机动特性和威胁规避的博弈性，基于“感知-判断-决策-执行”(OODA)环决策思想和机器学习方法，提出了一种航天器威胁规避智能博弈决策框架。基于该框架和对空间目标运动意图的推理，为了使航天器决策控制具备博弈应对能力，设计了基于深度强化学习的航天器机动决策算法和训练环境，实现了对空间目标典型运动意图的规避应对；进一步地，采用自我博弈学习训练提升航天器自主机动决策算法的泛化性和应对目标不确定机动的适应能力。最后，通过算例仿真及分析，验证了所提方法的有效性。

面向物联网数据收集的无人机自主路径规划

张薇何若俊 — 2023-11-16 00:00:00.0

路径规划旨在为无人机提供安全可靠的行进路径，而实际环境的动态性极大地增加了路径规划的难度。本文针对物联网节点处的数据收集问题，构建了一个复杂的3D动态环境，在多评论家深度确定性梯度算法(MCDDPG)的基础上提出一种基于无人机电量约束、路径长度最小化(MCDDPG-EPM)算法。算法考虑无人机自身电量约束及其在物联网节点间的调度问题，确保无人机在电量供应安全的前提下以较短的路径长度完成数据采集工作。特别地，为了应对动态环境下突发障碍物移动问题，提出信息增强的概念，以降低移动障碍物带来的路径不确定性。仿真结果表明，当物联网节点数为20时，所提算法相较于双延迟深度确定性策略梯度算法(TD3)、传统A*算法和蚁群算法(ACO)分别节省了11.8%、13.2%和15.1%的电量消耗。

浮空器蒙皮的力学行为分析及本构建模

夏云超邓健王增贤刘强卢天健 — 2023-11-09 00:00:00.0

为了满足承载及特殊的环境适应性需求，在临近空间服役的浮空器囊体蒙皮由高性能纤维织物、阻氦层、耐候层、粘接层等构成。由于囊体充压水平直接决定了浮空器的承载能力，因此有必要建立能够对蒙皮等效力学行为进行准确预测的本构模型，为浮空器强度和寿命设计奠定基础。考虑到蒙皮由多组分材料构成，通过试验分析了纤维织物和功能层对蒙皮等效力学性能的协同影响。根据试验研究结果，发展了能够描述蒙皮各向异性、非线性力学行为的等效本构模型，预测了蒙皮在正轴和偏轴拉伸过程中其宏观应力、纱线剪切角、试样截面收缩率的变化规律。浮空器蒙皮的本构模拟与试验结果取得了较好的吻合，二者相结合揭示了蒙皮宏观力学响应与微结构变形之间的联系。

TLP扩散焊接工艺参数对GH5188高温合金接头微观组织及力学性能的影响

滕俊飞李家豪周惠焱伍大为徐海涛林铁松黄永德 — 2023-11-09 00:00:00.0

采用自主设计的KCo8钴基中间层对GH5188高温合金进行TLP扩散连接，借助扫描电子显微镜(SEM)、能谱仪(EDS)及电子探针(EPMA)分析评估了TLP扩散焊接工艺参数对接头微观结构的影响，并采用电子万能试验机检测接头的力学性能，探究了焊接工艺对接头的影响机理。结果表明，典型的接头主要由三种区域构成：GH5188合金(母材)、M5B3、M3B2等析出相存在的扩散区(DAZ)、钴基固溶体构成的等温凝固区(ISZ)。其中DAZ区的扩散行为与焊接工艺有关，随着焊接温度的升高或保温时间的延长，DAZ区析出相的密集程度逐渐减小。最佳工艺参数为焊接温度1180 ℃，保温60 min，接头平均抗拉强度为1033.3 MPa，达到母材性能的96.5%，且断裂于母材。研究GH5188合金接头的微观结构与机械性能所建立的关系将为高温合金TLP接头的应用提供重要指导。

新一代飞行器导航制导与控制技术发展趋势

杨卫平 — 2023-11-07 00:00:00.0

本文系统梳理了航空导航制导与控制技术的国内外发展现状，通过在需求牵引、原理机理、产品实现、应用服务等几个方面的对比，分析了存在的差距并剖析了原因。在航空飞行器支撑体系化协同作战的大背景下，将网络化、体系化、智能化要求作为技术发展目标，在支撑新质作战概念、高精度自主导航、多体协同飞行器控制、新一代核心器件研发、下一代飞行器控制管理统一架构五个方面提出了导航制导与控制技术未来的发展重点和方案路线，最终在技术和管理两个层面提出行动建议，为引导我国优势创新资源有效联合，面向未来装备发展需要推进国防科技迈向高质量发展道路提供了重要参考。

航空发动机叶片损伤及其修复技术研究与展望

李鹏涛左洪福肖文郭泽中袁哲恂 — 2023-11-07 00:00:00.0

叶片作为航空发动机的重要组成部分，其损伤与维修对飞机运行安全、运营成本具有重要影响。为提高维修质量、效率，国内外学者对叶片维修进行了诸多理论和工艺方法研究。为进一步分析损伤叶片的维修过程，总结了风扇叶片、压气机叶片、涡轮叶片、整体叶盘叶片的损伤类型与原因，详细分析了相应的维修技术路线。原位维修研究薄弱，重点说明了原位维修相关技术与装备，及相关的优化方法、新技术的应用。最后，对航空发动机叶片维修领域的研究发展方向进行了展望，为后续从事该方面研究人员提供参考及借鉴。

面向航空发动机高性能制造的激光选区熔化技术研究进展

周运龙马毅管迎春 — 2023-11-07 00:00:00.0

为了确保航空发动机在极端工况下(如高温、高压、高速旋转)的稳定运行，通常采用复杂结构设计和高强材料制造等方法，以提升发动机零部件的耐磨、耐高温、耐腐蚀等综合性能。增材制造是实现新型航空发动机设计研发的有效手段之一，其中激光选区熔化(Selective Laser Melting，SLM)技术不仅可以实现复杂几何形状和结构的一体化设计制造，还能显著提高疲劳寿命和耐久性等重要指标。本文基于航空发动机增材制造中的SLM技术，重点介绍了SLM技术在实际需求中发展出来的大幅面多光束技术、能场辅助技术、质量在线监测技术和智能化机器学习调控这四个热门方向的研究进展，接着综述了三种常见的航空金属材料及其复合材料的SLM研究现状，最后，从以上五个角度对SLM相关研究和发展前景进行了总结与展望。

基于深度学习及模糊层次分析的毁伤评估算法（29178重投“深空光电测量与智能感知技术”专刊）

孔祥锡秦闻远苏飘逸化永朝董希旺王丽苏盈吕坤 — 2023-11-07 00:00:00.0

针对军事目标的毁伤检测和毁伤评估问题，提出一种基于深度学习及模糊层次分析法的双阶段毁伤评估方法。首先在带有坐标注意力机制的Yolov5双层目标检测子系统中，通过关键区域提取机制，利用基于交并比和匈牙利线性匹配和决策树相结合的毁伤部件分类器，进行毁伤部件的分类和毁伤程度的量化处理。而后在基于三角模糊层次分析的毁伤评估子系统中，通过设计多种毁伤评估权重体系和毁伤树判据，对前一阶段提取到的毁伤特征和类别进行综合考虑，实现对目标的在线实时毁伤评估，实验结果表明，在多种干扰因素的仿真数据集下，带有注意力机制的Yolov5双层目标检测子系统相较于经典目标细粒度识别算法多种部件和毁伤的平均检测准确率提升了3.6%以上，在目标关键区域提取、毁伤分类和评估表现出了更好的性能，为目标毁伤评估和军事作战决策提供了有力的支持和参考。

空天飞行器可调进气系统关键问题研究进展（航天推进专刊）

王子运于航张悦谭慧俊金毅李鑫 — 2023-11-07 00:00:00.0

空天飞行器未来在军民诸多领域均能够扮演极其重要的角色，其关键技术之一便是能够在大气层内提供动力的吸气式组合循环发动机。进气道作为吸气式组合循环发动机的关键部件，迫切需要解决几何/气动大范围调节需求、宽域内流的精细化组织和预测需求和发动机多模态间的平稳转换需求。为回应上述三大需求，可调进气系统需要在定几何/变几何调节技术、激波主导流动机理及控制技术、模态转换中流场动态演化特性这三个方面加深研究。就研究现状而言，转动是二元进气道的主要调节方式；平动是轴对称进气道的主要调节实现方式；变形调节对于二元和轴对称可调进气道均具有重要的补充和辅助价值。国内外研究人员对于激波/边界层干扰机理、进气道喘振机理、不起动/再起动迟滞机理等均建立了较为深刻的认识，在不起动/再起动边界的建模与预测方面也取得了相当大的进展，边界层放气依然是对激波主导流动中各种不利现象的有效控制措施。在模态转化方面，外并联组合进气道流道间的耦合干扰较弱，内并联组合进气道则表现出较为明显的流道间耦合干扰。未来，还应重点发展高效轻质的进气道调节技术，努力建立面向宽域可调进气道的快速设计体系，加强模态转换过程中进气道复杂内流机理研究，并积极与发动机控制学科交叉，突破智能化进气道调控技术，支撑我国空天飞行器的研制迈上新的台阶。

面向运维的HPT叶片寿命数字孪生建模方法

李春华孙见忠陆纪龙 — 2023-11-07 00:00:00.0

高压涡轮（High-Pressure Turbine，HPT）叶片是典型的高温、高负荷、结构复杂的热端部件，其寿命不仅取决于设计、制造和工艺水平，还与发动机的实际运行环境、使用条件以及维修等密切相关。因此，如何融合服役阶段多模态运维数据以提高HPT叶片寿命预测精度、降低寿命预测不确定性是一个重要问题。本文在基于使用的寿命管理(Usage-Based Life，UBL)方法基础上，结合数字孪生技术，提出了数据和模型融合驱动的服役HPT叶片寿命数字孪生(Life Digital Twin，LDT)建模方法，基于多模态运维数据表征和跟踪HPT叶片在实际服役条件下的寿命消耗及特定使用条件下的服役寿命预测。另外，文章还提出了LDT中涉及到的不确定性量化与管理的方法。本文所提出的方法在某HPT叶片上得到了验证，结果表明本文提出的LDT及不确定性量化与管理方法可以有效融合多模态运维数据，降低了叶片服役载荷及寿命预测的不确定性，有效提高了HPT叶片寿命数字孪生模型的保真度，为基于数字孪生的发动机单机寿命管理及智能运维提供了基础方法支撑。

引入混合超网络改进MADDPG的双机编队空战自主机动决策-2024高性能无人机专刊

李文韬方峰王振亚朱奕超彭冬亮 — 2023-11-01 00:00:00.0

针对局部信息可观测的双机编队空战协同奖励难以量化设计、智能体协同效率低、机动决策效果欠佳的问题，提出了一种引入混合超网络改进多智能体深度确定性策略梯度(MADDPG)的空战机动决策方法。采用集中式训练-分布式执行架构，满足单机智能体在局部观测数据下对于全局最优机动决策的训练需求。在为各单机设计兼顾局部快速引导和全局打击优势的奖励函数基础上，引入混合超网络将各单机估计的Q值进行单调非线性混合得到双机协同的全局策略Q值，指导分布式Actor网络更新参数，解决多智能体深度强化学习中信度分配难的问题。大量仿真结果表明，相较于典型的MADDPG方法，该方法能够更好地引导各单机做出符合全局协同最优的机动决策指令，且拥有更高的对抗胜率。

基于强化学习与种群博弈的近距空战决策研究

王宝来高显忠谢涛侯中喜 — 2023-11-01 00:00:00.0

随着人工智能与无人机技术的发展，近距空战智能决策引起了世界各国的广泛关注。针对传统强化学习在解决近距空战智能决策问题时存在过拟合与策略循环等问题，提出了一种基于种群博弈的空战智能决策模型训练范式。通过构建由多个无人机智能体组成的种群，并为每个智能体赋予不同奖励权重系数，实现了无人机智能体多样化的风险偏好。种群中不同风险偏好的智能体模型相互进行对抗训练，能够有效避免过拟合和策略循环问题。在训练过程中，每个无人机智能体根据与不同对手策略的对抗结果自适应地优化奖励权重系数。在数值仿真实验中，种群博弈训练中的智能体5与智能体3分别以88%和85%的胜率击败了专家系统对抗训练和自博弈训练得到的智能决策模型，算法性能得到有效验证。此外，通过进一步实验表明了种群博弈训练范式中权重系数动态调整的必要性，并在异构机型上验证了所提训练范式的通用性。

基于事件驱动的航天器星下点轨迹维持控制

宁铠吴宝林 — 2023-11-01 00:00:00.0

针对超低轨航天器高精度自主轨道维持问题，考虑通讯受限和大气阻力摄动的影响，提出基于事件驱动机制的模糊自适应控制方法。首先建立基于相对平均轨道根数航天器的轨道动力学模型，采用模糊自适应控制方法估计大气阻力带来的扰动项。然后在控制器细胞卫星一侧采用事件驱动机制，减少控制器细胞卫星和电推力器细胞卫星之间的通信负担和计算量，并且保证在一定时间内控制推力保持不变，以延长电推力器细胞卫星寿命。随后提出基于事件驱动的模糊自适应轨道控制算法维持星下点轨迹。最后，通过仿真验证了提出算法的有效性。

γ-TiAl与Ti2AlNb线性摩擦焊接头微观组织

杜随更胡弘毅丁珂 — 2023-11-01 00:00:00.0

为促进γ-TiAl叶片与Ti2AlNb轮盘异种材料整体叶盘线性摩擦焊接制造技术的发展，进行了全片层γ-TiAl与Ti2AlNb的线性摩擦焊接，采用扫描电镜、EBSD及拉伸试验方法对焊态及焊后热处理态焊接接头的微观组织及力学性能进行了分析。结果表明，焊合区及近区的相构成自TiAl侧至Ti2AlNb)侧在焊态下为γ相-α2相-B2相；经过800℃2h/AC焊后热处理后转变为γ相-α2相+B2相-O+B2相；γ-TiAl侧热力影响区（TMAZ）发生了片层弯折变形，Ti2AlNb侧TMAZ发生了晶粒细化及再结晶。经焊后热处理接头室温及650℃高温拉伸强度分别达到γ-TiAl母材的69%和95%。

基于磷光测温技术的智能热障涂层研究进展

尚勇杨惠君冯阳张长帧裴延玲宫声凯 — 2023-11-01 00:00:00.0

获得缺乏涡轮叶片涂层表面温度分布数据是当前航空发动机材料设计面临的关键问题，数据缺乏严重限制了我国先进飞行器的性能提升。热障涂层（涡轮叶片用）添加少量稀土发光元素后可成为一种新型智能材料——智能热障涂层，是目前实现发动机服役叶片涂层温度分布测定最有潜力的方法。本文详细介绍了智能热障涂层在线（热障传感涂层）/离线（热历史涂层）测温的原理和方法。基于不同智能涂层的制备工艺，阐述了近年来利用智能热障涂层技术对航空发动机热端部件的表面温度分布以及界面温度梯度检测的研究进展。基于航空发动机不同热端部件的测温需求，总结了目前国内外智能热障涂层测温技术的实际工业应用。并且基于现有稀土元素掺杂对热障涂层本征性能的影响，说明了智能热障涂层实际应用的可行性。最后指出了该技术实际应用于航空发动机热端部件测温仍需解决的问题，并对其发展方向进行展望。

多步法冰晶积冰数值模拟研究

卜雪琴黄平林贵平楼燕霞 — 2023-11-01 00:00:00.0

近年来，冰晶结冰问题正逐渐成为飞机\发动机防除冰领域研究的热点和难点。为了实现对冰晶积冰过程的准确预测，本文建立了冰晶结冰计算模型，包括考虑了不规则形状的冰晶运动轨迹模型、冰晶结冰质量动量守恒模型、黏附模型以及侵蚀模型。采用时间多步法模拟积冰过程，在每个时间步长内更新空气流场、冰晶粒子运动轨迹和结冰热力学计算结果，并利用动网格技术更新冰形的几何边界。研究结果表明，利用时间多步法进行计算，能够实现稳定冰形的模拟。稳定冰形形成的原因是积冰一方面减少了表面冰晶的黏附量，另一方面增加了对已形成积冰的侵蚀量，最终黏附积冰过程与侵蚀过程形成动态平衡。本文中的模型和计算方法适用于低融化率情况，对于高融化率情况还需要考虑积冰向下游流走的情况。本文研究内容能够为后续三维结构冰晶结冰的数值模拟提供基础。

基于误差分布图的五轴在机测量路径优化方法

郭彦亨万能庄其鑫刘博李欣欣王道 — 2023-11-01 00:00:00.0

五轴在机测量中，测量路径规划同时决定标定效率、测量效率和机床定位误差影响下的测量精度。为了获得兼顾测量精度与效率的最优测量工艺，本文提出了一种基于误差分布图的在机测量路径优化方法。首先，根据干涉检查结果构建各待测点的测量可行图。接着，利用定位误差影响模型预测可行图内的测量误差分布。为满足在机测量精度和效率最优，以测量误差作为精度优化目标，结合测量路径长度和标定点数量构建效率优化目标，建立多目标优化模型。基于NSGA-Ⅱ求解模型，优化测量路径。最后，以离心式叶轮为例进行验证，采用此方法不仅能减少红宝石触碰点和测量路径长度以提高效率，同时还能精确补偿预行程误差并减少引入的机床定位误差影响以提升测量精度，实验结果表明该优化方法使标定时间减少55.28%，测量时间减少10.2%，同时平均测量误差减少26.7%，说明该方法具有良好的可行性。

共轴刚性旋翼高速直升机前飞性能的操纵策略影响分析-“2023直升机关键技术”专刊

崔壮壮原昕赵国庆井思梦招启军 — 2023-11-01 00:00:00.0

应用前行桨叶概念的共轴刚性旋翼高速直升机具有较高的最大飞行速度，但共轴刚性旋翼与推力桨的配合带来了操纵冗余问题，本文以提升高速直升机飞行性能为目标，开展了旋翼/推力桨操纵策略影响分析。首先，建立了一套用于共轴刚性旋翼、推力桨与机身气动力预测的高精度计算流体力学(CFD)方法；其次，提出了计算流体力学(CFD)-代理模型(SM)-遗传算法(GA)结合的共轴刚性旋翼/推力桨冗余操纵鲁棒配平方法。在此基础上，开展了旋翼/推力桨前向拉力分配、旋翼升力偏置量和机身姿态等操纵策略对高速直升机飞行性能的影响分析，获得了能够有效提升高速直升机最大前飞速度、实用升限的操纵策略。结果表明，固定机身俯仰角前飞时，旋翼分配小部分前向拉力可以提升高速直升机最大平飞速度，最大可提升10.78%；在海平面飞行时，旋翼升力偏置量为0.3，直升机具有最大前飞速度，升力偏置量为0.2，直升机实用升限最大；机身俯仰角为-1°时，高速直升具有最大前飞速度和实用升限，俯仰角过大或过小都会降低前飞性能。

分布式动力翼-诱导翼面的推进-气动耦合模型

赵清风周洲李明浩徐德 — 2023-11-01 00:00:00.0

针对分布式动力垂直起降飞行器，提出了综合理论模型和工程经验假设的分布式动力翼-诱导翼面布局的推进-气动耦合模型，实现了对垂起-过渡-巡航全飞行包线内分布式动力翼-诱导翼面气动性能的实时快速计算。结合涵道流场模型和涵道推力增强系数发展了涵道喷流速度的快速计算方法，针对有/无动力输入状态完成了基于动量理论的推进-气动耦合模型推导，进行了推进-气动耦合模型特性分析，并开展了典型飞行工况下的CFD仿真校验与分析。结果表明，本文所建立的分布式动力翼-诱导翼面的推进-气动耦合模型具有较高精度，计算速度很快，能够满足动力学系统分析和飞行控制系统设计时的实时计算需求。

S弯喷管正后向红外辐射特征快速预测模型(23-29312,退后重投)

是介周莉史经纬王占学 — 2023-10-24 00:00:00.0

为了在航空发动机排气系统红外隐身设计初期快速计算不同遮挡特性S弯喷管正后向的红外辐射特征，发展了基于图像法和一维流场模型的S弯喷管红外辐射特征快速预测模型。该模型采用图像法将S弯喷管的几何遮挡关系转化为多层二维图像的像素运算，根据可压缩管流和射流理论建立S弯喷管一维流场模型，基于统计窄谱带模型计算燃气吸收发射特征，结合燃气可见区域长度和容积的拟合函数考虑遮挡特性对燃气辐射的影响。通过与离散传递法对比验证了模型的计算效率和准确性。结果表明快速预测模型可将S弯喷管正后向红外辐射特征计算时长由数小时缩短至秒级，其计算结果与离散传递法在趋势和数值上均吻合较好，针对不同遮挡特性S弯喷管和不同喷管工况时总红外辐射强度最大相对误差仅为6.5%，壁面和燃气辐射的最大相对误差分别为4.1%和5.2%。快速预测模型针对轴对称和二元喷管也具有良好的泛用性。

基于Liutex的数据驱动湍流模型修正

龙家俊刘陈飘秦飞张加乐徐圣冠高宜胜 — 2023-10-24 00:00:00.0

现有广泛应用的湍流模型对于大分离流动问题的计算结果往往与实验结果存在着较大偏差，这主要是由于大分离流动中存在的强逆压梯度导致湍流模型的基本假设不再成立。为了提高大分离流动问题的计算精度，需要对湍流模型进行修正。采用流场反演和数据驱动相结合的方法，提出了基于Liutex的Spalart-Allmaras (S-A)一方程模型生成项的神经网络修正方法。首先采用基于离散伴随的流场反演获得S-A一方程模型生成项的修正系数；由机器学习特征选择方法表明Liutex对于S-A一方程模型生成项修正系数具有最高的相关性，适合作为神经网络输入；再将Liutex等变量作为输入构造神经网络近似S-A模型生成项修正系数，建立生成项修正系数的神经网络结构，通过S809和S814翼型分离流动结果验证了该修正方法能够有效改善大分离流动的计算精度。

基于ESWO的敏捷对地观测卫星任务调度算法（23-29203）

李海李勇军刘元皓赵卫虎李信赵尚弘 — 2023-10-24 00:00:00.0

具备灵活姿态机动能力的敏捷对地观测卫星极大地提高了对地观测能力，但大幅增长的可见时间窗口数量和长度给敏捷卫星观测调度问题的求解带来了巨大的挑战，同时敏捷卫星特有的时间依赖转换时间使观测调度问题进一步复杂化，因此，敏捷卫星观测调度问题受到了广泛的关注和研究。针对敏捷对地观测卫星任务调度问题，以观测收益最大化为目标，建立了考虑时间依赖转换时间特性的混合整数非线性规划数学模型，基于具有大邻域导向搜索能力的演化吱呀轮优化算法（Evolutionary Squeaky Wheel Optimization algorithm，ESWO）框架提出一种启发式敏捷对地观测卫星任务调度算法（ESASS）。该算法结合敏捷卫星观测调度问题的特征设计了ESWO算法的五个核心操作算子即分析器、选择操作、变异操作、优先级排序器和构造器，并且借鉴模拟退火算法的思想设计了一个自适应更新策略来提高算法的求解速度和性能。为了验证ESASS算法的有效性，将该算法与自适应大邻域搜索算法（ALNS）、启发式插入算法和基于遗传算法的观测调度算法（GA）进行仿真比较。仿真实验结果表明，与现有算法相比，提出的ESASS算法用较短的计算运行时间可获得在观测收益和观测任务数量上性能最好的调度方案，ESASS算法适用于求解具有时间依赖转换时间特性的敏捷卫星观测调度问题。

飞翼布局高低速一体化气动优化设计研究

赵轲邓俊黄江涛陈树生高正红 — 2023-10-24 00:00:00.0

飞翼布局由于在气动、隐身和结构等方面的综合优势，是未来最有潜力的飞行器气动布局形式。关于飞翼布局的气动设计研究，学术界开展了大量的设计分析，研究发现低速起降性能和操控是飞翼布局性能和安全的主要难点。对于飞翼布局无人机和作战飞机，由于隐身设计的影响，使得其低速性能和操控更加严苛，以往的研究主要集中在高速巡航的设计，关于低速设计研究很少，因此本文基于高性能离散伴随优化设计平台，开展了某飞翼布局无人机的高低速综合设计研究，分析对比了不同低速设计模型对飞机低速特性的影响，最后，建立了高低综合设计模型，经过设计，飞机的高低速性能得到了全面的提升，经过对结果的分析，总结了高低速一体化设计的要点和规律，为飞翼布局的气动设计提供了有力的设计模型和设计参考。

针对高阶间断伽辽金数值格式的Gibbs现象智能去噪方法

刘嘉文王明振欧阳文轩虞建刘学军吕宏强 — 2023-10-24 00:00:00.0

在使用高阶间断伽辽金方法进行高速可压缩流场计算时，激波附近会出现影响数值精度甚至导致计算失败的非物理数值振荡，这类似于图像处理领域不断堆积的Gibbs噪声。如何抑制激波振荡或消除该Gibbs现象并且确保计算过程稳定，已经成为了高阶间断伽辽金方法方法领域的一个挑战。针对这一问题，本文利用机器学习技术，提出了一种由图注意力机制和图卷积网络构成的Gibbs现象智能去噪模型，该模型能够抑制间断伽辽金方法计算中激波附近的振荡，在确保间断伽辽金方法计算顺利进行的同时提升捕捉激波的效果。模型使用间断伽辽金方法计算中产生的Gibbs噪声数据构造训练数据集，在图卷积滤波器的指导下进行图神经网络训练。对跨音速和超音速来流条件的NACA0012翼型进行数值模拟，在间断伽辽金方法计算过程中嵌入本文构建的Gibbs现象智能去噪模型，能够消除Gibbs现象，有效抑制激波振荡。

地面颤振模拟试验技术的研究进展

张桂玮刘召庆朱镭张衡田玮李伟光杨智春 — 2023-10-24 00:00:00.0

颤振问题是飞行器在飞行过程中应竭力避免，且可能导致灾难性后果的一种气动弹性动力学稳定性问题。作为一种新兴的颤振试验研究方法，地面颤振模拟试验是指直接采用飞行器原型结构或模型结构作为试验对象，利用激振器等气动力模拟加载装置模拟分布的气动力载荷，在地面获得飞行器结构颤振特性的一种半物理仿真试验技术。本文从非定常气动力降阶实时重构、非定常气动力模拟加载以及地面颤振模拟试验的实施三个方面，分析了地面颤振模拟试验技术的研究现状，最后展望了地面颤振模拟试验技术未来的发展方向。

基于端壁L形凹槽的扩压叶栅角区分离控制研究

王博吴艳辉黄令举王子胥 — 2023-10-24 00:00:00.0

为了解决用于控制压气机角区分离的旋涡发生器技术存在的不足，以高速扩压叶栅为研究对象，深入探究了利用端壁L形凹槽结构产生的流向涡抑制压气机角区分离的流动控制策略。首先，通过引入标准造型空间和函数叠合思想，为端壁L形凹槽结构发展了一种便捷且通用的参数化建模方法，并基于该方法开展了端壁L形凹槽的优化设计。通过比较原型叶栅和最优方案的流场仿真结果发现：端壁L形凹槽可以通过其产生的槽道分离涡来有效阻挡横向二次流，切断端壁低能流体向角区的供应，从而显著缓解角区反流、阻止角区分离伴生旋涡的形成，能够在宽广的攻角范围内显著改善叶栅的气动性能。对比不同Pareto最优方案的计算结果发现：槽道分离涡的旋涡强度决定了凹槽对横向二次流的控制效果以及引入附加流动损失和堵塞效应的严重程度，是影响流动控制效果的关键因素。然后，将基于Sobol指标法的灵敏度分析方法与控制变量法相结合分析了设计参数对端壁L形凹槽流动控制效果的影响。结果表明：凹槽切向位置、凹槽深度、上游凹槽宽度和上游凹槽长度对凹槽的流动控制效果影响较为显著；其中凹槽切向位置主要影响槽道分离涡距离吸力面角区的远近，而后三者则主要影响槽道分离涡的旋涡强度。最后，基于以上分析，总结了端壁L形凹槽的设计参数选取原则。

共轴高速直升机增益自适应多模式切换控制-“2023高速直升机关键技术”专刊

郑峰婴沈志敏李雅琴徐楷钊王新华 — 2023-10-24 00:00:00.0

针对共轴双旋翼高速直升机非线性强耦合多模式切换稳定控制问题，提出一种基于增益自适应的平均驻留时间切换控制策略。该策略根据共轴高速直升机动力学模型，分析其舵面操纵特性，构建多模式增益自适应切换控制结构，提出非仿射非线性小增益高频滤波自适应律，快速补偿多模式切换的不确定性并降低高频噪声以保证系统的稳态和暂态性能。随之，建立包含不确定项的切换子模型集，结合自适应增益设计平均驻留时间切换控制律，基于小增益定理和Lyapunov稳定性理论证明该闭环系统的控制稳定性，保证共轴高速直升机从低速-过渡-高速全模式的稳定切换控制。最后，通过与现有控制方法的比较，验证所提出控制策略的可行性和有效性。

未来空战全域火力场研究

谢岚风陈军焦璐李函之王鹏陈双 — 2023-10-13 00:00:00.0

本文分析了未来穿透性制空（PCA）空战的发展趋势和制胜关键，针对PCA全平台隐身和分布式杀伤两大显著特征，首先，基于“以目标为中心”和“以载机为中心”两种全向攻击火控模式的有机融合和优势互补，在贯穿导弹射前、射后，覆盖多机、多弹、多目标的全时空域框架下，提出了从全局多层次视角反映协同空战多火力节点的动态和综合杀伤性能的穿透性制空全域火力场概念和设计原理，重新定义了基于截获概率及其全概率公式的空空导弹时变杀伤性能模型，并依此建立了单机火力场模型和双机火力场聚合模型；其次，通过引入场理论的“梯度、散度和旋度”三个度量指标，分别建立了火力场的空间分布、作用范围和偏转变化特性表征模型，并进行了相应的火力场仿真与特性分析；最后，初步探索了将全域火力场应用于全向攻击OODA（观察-定位-决策-行动）闭环的火控瞄准与操纵、单机隐身穿透掠袭式和双机编组协同攻击两种典型空战战术等场景的情况，证明了这一新质火控原理具备很好的技术优势和应用潜力。上述研究工作对于充分发挥新式武器装备性能，有效提高载机自由攻击和自由脱离能力，提升空战效能具有重要的作用；同时，可为将来空战分布式杀伤网的敏捷构建、杀伤链的动态组合和新型战术战法的分析等问题研究提供理论支撑和技术参考。

自燃推进剂直流互击式喷嘴高压燃烧试验研究（航天推进专刊）

张锋孙毅尚帅杨宝娥 — 2023-10-13 00:00:00.0

为指导高室压液体姿轨控发动机推力室喷注器设计，采用铬青铜热沉燃烧室开展了四氧化二氮/一甲基肼直流互击式喷嘴高压燃烧试验研究，获得了混合比、孔径比、鲁泊数、撞击角、燃烧室压力等参数对特征速度和燃烧效率的影响规律。试验结果表明，随着混合比、孔径比、鲁泊数或撞击角的增大，实际特征速度和燃烧效率均呈现出先增大再基本保持不变最后减小的趋势；随着燃烧室压力的提高，实际特征速度和燃烧效率先明显增大后基本保持不变。当混合比在1.71~2.31、孔径比在1.2~1.4、鲁泊数在0.68~1.28、撞击角在70°~80°及燃烧室压力高于3 MPa时，燃烧效率可达0.97~0.98的较高水平。

基于空间嵌套径向基函数的高效并行网格变形方法

路宽宋文萍郭恒博叶坤王跃韩忠华 — 2023-10-13 00:00:00.0

高效的网格变形方法可以大幅提高CFD/CSD耦合数值模拟、基于高精度CFD分析的气动外形优化设计等问题的计算效率。常规的基于径向基函数(RBF，Radial Basis Function)的网格变形方法在变形控制点增多时，会引起网格变形计算量激增，而采用减少变形控制点的方法减小计算量，会带来拟合精度的损失。针对已有RBF网格变形方法计算效率与计算精度不能两全的现状，提出了一种空间嵌套径向基函数模型(SN-RBF，Spatially-Nested Radial Basis Functions)，发展了基于SN-RBF模型的高效网格变形方法，在保证网格变形精度的同时大幅度提高了网格变形效率。发展的SN-RBF模型采用多个物理空间相互重叠的子模型代替样本点较多的径向基函数模型，大幅度缩短了径向基函数法网格变形的建模时间。鉴于其便于并行的优良特性，还发展了基于该网格变形方法的并行建模方法与并行网格变形方法，使得网格变形效率得到了进一步提升。测试算例表明，建模样本点越多，网格变形效率提升越显著。其中CRM翼身组合体算例，建模效率提升高达16947倍，网格变形效率提升高达5218倍。

基于DFPMM的位置传感器故障诊断与容错控制研究

李洁黄文新蔡一鸣王思远高宇飞蒋雪峰 — 2023-10-13 00:00:00.0

摘要：双绕组永磁容错电机驱动系统因其高可靠性和强容错性等优点前景广阔。位置传感器在面对复杂环境时可能出现断线、卡死和偏移故障，将会导致系统的调速性能下降，电机运行异常等问题。针对传统三相永磁电机系统故障诊断时常采用单一位置估计参考值比较判断的方法，在观测器估计的位置参考值出现偏差时，容易存在误判断问题，从而严重影响系统的稳定性。本文结合双绕组永磁容错电机的特点，基于滑模观测器通过两套绕组数据，提出一种新的基于滑模观测器的双绕组永磁容错电机位置传感器故障诊断与容错控制方法，通过理论、仿真和实验层层递进，表明该故障诊断与容错控制方法解决了传统方法因单一估计参考值比较易引起误判断的问题，能对系统位置传感器的断线、卡死和偏移故障进行有效诊断与容错运行，提升了系统的可靠性。

某十字型柔性控制面气动控制力风洞实验验证

韩译辉胡俊于勇于剑桥 — 2023-10-13 00:00:00.0

现代战争中，战场环境复杂多变，需要弹箭具备快速大角度机动转弯能力。然而，传统的气动舵无法满足弹箭类飞行器超90°的高机动转弯需求。本文创新性地提出了一种新型柔性控制机构——大尺度可展开可变构型的十字型柔性控制面，用于产生超量气动控制力，实现弹箭的迅捷机动转弯；同时本文对一个缩比1:5的可变构型十字形柔性控制面所产生的气动控制力进行了风洞实验研究。实验结果显示，通过在不同挂载点位收缩控制绳的方式下，相比于没有构型改变的对称构型十字型柔性控制面，改变构型的十字形柔性控制面可以基本稳定在收缩控制绳的挂载点位一侧，不再出现旋转和摆动，这一结果说明改变构型的十字型柔性控制面可以产生较稳定的径向控制力；对变构型的十字型柔性控制面的气动控制力测量值进行定量分析，进一步确认了柔性面气动控制力的指向性；在来流Re=230375，控制绳收缩比为0.9的情况下，产生了气动力系数大约为0.29~0.34的可用径向控制力。本文的研究确认了变构形十字型柔性面控制力的可用性，为进一步研究柔性控制力的气动特性和变构型控制策略设计提供了基础。

柔性变形后缘的翼型阵风减缓及气动噪声分析

张育鸣戴玉婷黄广靖杨超 — 2023-10-13 00:00:00.0

柔性变形后缘以无缝、光滑的气动外形不仅在气动方面相比传统铰链舵面有显著优势，在提升噪声性能方面也具有较大潜力。在大涡模拟模型和基于Lighthill声比拟方法的FW-H方程基础上，利用CFD数值仿真研究了有缝后缘和无缝后缘的气动噪声特性对比。更进一步，在遭遇阵风时，通过无缝后缘柔性动态变形进行载荷减缓，并与无缝后缘刚性偏转进行载荷减缓效率和气动噪声特性对比。研究表明，在4°迎角下，无缝后缘相比有缝后缘纯音噪声峰值降低20.2dB；在4°-20°等效迎角的正弦阵风下，基于无缝柔性变形后缘的翼型载荷减缓效率均在60%以上，比刚性偏转后缘的载荷减缓效率高出10%-30%；且在12°等效迎角的正弦阵风下，无缝后缘柔性变形纯音噪声峰值相比刚性偏转最高可降低7.2dB。最后从动态特性和流场演化角度分析了无缝后缘两种偏转方式对阵风载荷减缓效率和气动噪声特性的影响机理。

弯曲/倾斜静叶对涡轮单音噪声影响的数值分析

向康深陈伟杰连健欣乔渭阳 — 2023-10-08 00:00:00.0

以GE E3低压涡轮末级为研究对象，采用经过实验验证的流场/声场混合模型研究了弯曲静叶(-30°~30°)、倾斜静叶(-15°~15°)和部分角度下弯曲/倾斜组合静叶对涡轮气动性能和尾迹干涉单音噪声及位势干涉单音噪声的影响规律。同时，从流场和声场角度初步分析了倾斜/倾斜静叶的降噪机制。结果表明：（1）孤立的大弯曲和大倾斜静叶有利于提高涡轮级效率，两者组合静叶甚至可能出现“1+1>2”的效率收益，而相对于尾迹干涉单音噪声，位势干涉单音噪声受静叶弯曲或倾斜的影响更大，取得的降噪收益也更明显；（2）相对于孤立的弯曲或倾斜静叶，弯曲/倾斜组合静叶可以同时实现效率和噪声的双收益，最佳方案为弯曲20°/倾斜10°组合静叶，气动效率提升0.16%，同时获得1.84dB的降噪收益；（3）弯曲/倾斜静叶对效率的影响主要与二次流和叶型损失相关，而对噪声的影响主要与干涉强度和相位变化有关。总的来说，尽管弯曲/倾斜静叶不是新型设计方案，但是弯曲或倾斜静叶具备实现涡轮高效率和低噪声设计的潜力，其物理机制和降噪规律仍然值得开展大量研究，为未来工程应用提供理论支撑。

基于数据驱动的纤维增强复合材料自动铺放速度预测与规划

杨倩王彦哲杨迪李泽众曲巍崴 — 2023-10-08 00:00:00.0

复合材料自动铺放过程中，铺放速度的突变极易引起丝束翻折、褶皱、滑移等缺陷，从而降低铺放质量和铺放效率。基于铺放速度的预测结果进行优化调整，是提高铺放速度稳定性、保障铺放质量的重要途径。为此，本文提出一种基于数据驱动的铺丝机速度预测及规划方法。首先，基于随机森林方法，建立了以铺丝机运动轴为子树的铺放速度预测模型，提出以关节标称速度、加速度、关节轨迹夹角为输入特征，以关节实际速度为输出特征的随机森林模型特征参数定义方法；进一步，基于铺放速度预测结果分析，提出了指令速度的分段匀速规划方法；最后，给出了参考指令速度的制造周期预估方法。采用六自由度卧式机床的进气道铺放试验对上述方法进行验证。结果表明，该方法对同训练角度铺层铺放速度的预测准确度达到91%，随着学习数据增加，各角度铺层路径的速度预测精度均有提升。采用基于铺放速度预测结果的指令速度分段规划方法，可显著降低速度突变，有效提升铺放质量。在计算成本方面，通过与神经网络方法相比，证明了随机森林方法具备高效的铺放速度预测水平。

节流式燃/氧分离发动机准一维内弹道数值研究

王革王志邦王富祺关奔王立民宁浩然 — 2023-10-08 00:00:00.0

针对节流式燃/氧分离发动机建立准一维内弹道数值模型和性能调控机理关系式以对发动机推力调控过程进行预示。数值模型考虑燃烧室中的燃气注入、壁面摩擦和推进剂燃面退移，采用有限速率化学反应模型描述化学非平衡过程。利用该数值模型，计算得到了节流式燃/氧分离发动机的调控性能参数及内部流动参数分布情况。结果显示，当流量调节阀喉口半径由2.89 mm调节至1.65 mm时，发动机推力可由105.09 N增至432.18 N，推力提升至调节前推力的411.25%，验证了节流式燃/氧分离发动机的推力调控能力。发动机在流量调节阀作动过程中出现负调现象，调节阀作动速度越大，负调量越大，但性能参数的响应时间越短。发动机性能调控影响因素分析表明，推进剂压力指数增大和喷管喉口半径减小均有助于节流式燃/氧分离发动机性能调控能力的提升，从而提出了喷管可调的节流式燃/氧分离发动机方案。其工作过程仿真的结果表明，在特定的推力调节比要求下，减小喷管喉口半径能够有效降低富燃燃烧室承压水平，为发动机性能调控提供更多可行方案。

高速直升机关键技术与发展

邓景辉 — 2023-10-08 00:00:00.0

常规直升机由于构型影响，限制了其飞行速度、航程等主要性能指标，高速化已经成为未来直升机发展的重要趋势之一，欧美等国家已争先投入大量的资源研发高速直升机，且取得了阶段性的突破。本文首先分析了限制常规直升机速度的本质因素以及可实现速度提升的不同构型型式；然后重点针对四种具有较大发展潜力的高速构型：共轴刚性旋翼高速直升机、倾转旋翼飞行器、双推力复合式高速直升机、多桨倾转旋翼电驱动高速直升机进行分析，系统梳理了不同类别高速直升机研制过程中因构型差异衍生出的特有关键技术，并对各项关键技术展开技术途径分析，指出其中的难点与发展方向。最后，给出了一些高速直升机的发展思路。

液体火箭发动机工程研制中的结构强度研究进展-航天推进专刊

穆朋刚李斌潮王珺宋少伟时寒阳 — 2023-10-08 00:00:00.0

液体火箭发动机为我国天地运输系统的主动力，承担绝大部分航天器的发射任务。发动机在高压、高温、高转速、强振动等极端恶劣的条件下工作，所面临结构强度问题非常突出。发动机结构强度问题起始于方案论证阶段，贯穿于产品整个寿命周期直至发射任务完成，而发动机在结构设计、载荷与使用环境、材料、制造过程、试验及强度评估等诸多方面存在不确定性和尚未解决的深层次问题，使结构强度成为影响发动机安全性和可靠性的一项重要因素。以发动机工程研制中的结构强度为出发点，总结探讨了发动机在结构强度设计及验证过程中若干个重要方面，涵盖载荷与使用环境、安全系数、材料、试验测试、损伤检测、验证及评估等，为发动机结构强度设计体系探索及新型发动机预研提供研究思路。

一种新型水空跨域多模态无人机的设计与验证-跨域飞行器关键技术专刊

王琛张帆 — 2023-10-08 00:00:00.0

同时具备空中和水中运行模式的水空两栖无人机（AquaUAVs）可应用于民用和军事领域，如海洋环境调查、岛礁巡逻监测等，其具备着广阔发展空间。为了实现从水下运载平台的装载和发射，本文提出了一种两栖无人机——代号为ABDragon，它拥有三种工作模式：浅海海底潜伏、水面漂浮和空中飞行。首先，在总体设计方面，ABDragon采用了共轴动力以及大长细比旋成体布局以及模块化舱室设计；通过设置一个深度控制舱从而调整重力与浮力之间的关系，进而实现水中的下潜、上浮；通过合理布局舱室位置进而获得系统的水动力学稳定性，进而保证水中下潜、漂浮全过程中的姿态稳定性。其次，完成了飞行动力学的建模和水中稳定性的分析，并且基于L1自适应控制方法设计了飞行控制律。最终，制造一个原理样机并进行了包括下潜-上浮、空中飞行、跨介质等多模态验证，试验验证了ABDragon可以在2秒内完成跨域运行过程，其飞行高度控制精度为8cm，角度控制精度为，并且在水中运行全过程中均能保持稳定竖直的姿态，验证了设计的有效性。

发动机外涵道机匣加筋布局轻量化设计研究-航天推进专刊

孟亮张靖王亚栋于洋张帆朱继宏张卫红 — 2023-10-08 00:00:00.0

针对某型发动机外涵道机匣的极致轻量化设计需求，本文首先以结构刚度最大化为目标，开展了薄壁机匣结构复杂热力耦合工况下的加筋布局拓扑优化设计；进一步考虑机匣服役工况下的屈曲稳定性要求，系统性研究了工程常见四种加筋构型与结构抗屈曲性能的关联关系；最后，考虑制造工艺约束，建立了外涵道机匣的周期性加筋参数化模型，综合结构刚强度和稳定性要求构建了基于加筋应力水平和结构抗屈曲性能等的综合优化设计目标，并开展了加筋尺寸优化设计。优化后的外涵道机匣薄壁加筋设计方案，较原始设计模型减重近40%，且与1.3mm等壁厚结构相比，不仅满足结构刚度与强度设计要求，同时实现了结构外压临界屈曲载荷212.9%的提升，有效保障了发动机机匣严酷载荷工况下的服役稳定性。

面向海上目标打击的无人编组弹性运动规划（原稿号29045）

李博宸牛双诚丁璐王成罡宋磊晋玉强 — 2023-09-27 00:00:00.0

冷喷涂Ti涂层的颗粒变形行为及孔隙分布研究

周愁庭马玉娥李文亚黄春杰 — 2023-09-27 00:00:00.0

在冷喷涂（Cold Spraying, CS）的沉积过程中，颗粒间结合强度较弱，涂层内普遍存在孔隙和颗粒间边界等缺陷。为研究这些缺陷的形成机制，在不同预热温度下，制备了三种不同粒度分布的Ti金属涂层；根据试验参数，建立随机多颗粒沉积的Coupled Euler-Lagrange（CEL）模型，计算获得了颗粒沉积后的变形情况及涂层内部的孔隙分布规律。结果表明，数值模拟和试验结果吻合良好。碰撞作用导致颗粒的累积呈现方向性，随着速度提高，颗粒的变形增大，且下层颗粒受速度影响比上层颗粒更大。在相同参数下，大粒径颗粒沉积获得孔隙尺寸更大，孔隙率更高。在低速情况下，涂层内部的孔隙会相互连通形成孔簇，随着速度提高，孔隙尺寸减小，孔隙率降低。

机理—数据混合驱动的叶片加工变形预测方法-航空发动机高性能制造专栏

董立卓张思琪张钊吴宝海 — 2023-09-27 00:00:00.0

航空发动机叶片作为一种典型的薄壁类零件，在铣削加工过程中易发生弹性变形与加工残余应力变形，影响其加工精度与质量。针对叶片复杂加工过程的变形机理建模问题和依赖于有限采集样本的数据驱动模型预测问题，建立了机理引导的SSA-ELM的薄壁叶片加工变形预测模型。首先，建立了综合考虑弹性变形、加工残余应力变形的薄壁叶片加工变形机理模型。其次，设计极限学习机神经网络（ELMNN），并采用麻雀搜索算法（SSA）优化ELMNN隐含层网络参数。然后，构建了数据驱动模型的数据集，并利用蒙特卡洛模拟对加工变形数据样本进行增强，建立了数据驱动模型。最后，采用机理引导的SSA-ELM预测薄壁叶片加工变形值，以加工变形均方根误差与相关系数作为模型精度评价指标，结果表明机理引导和SSA优化后的加工变形预测模型的均方根误差分别减小了77.25%和30.5%，证明模型有良好的预测性能。

激光武器反无人机集群作战运用及关键技术（原稿号：23-29041）

刘伟张琳王代强孟宪良张搏 — 2023-09-21 00:00:00.0

激光武器具有作战成本低、转移火力快、杀伤可控等显著优势，被认为是目前反无人机集群作战中最具技术可行性的定向能武器。随着激光武器逐步从试验验证进入作战运用阶段，激光武器反无人机集群作战运用关键技术研究迫在眉睫。通过梳理激光武器毁伤作用机理及发展现状，分析激光武器反无人机集群作战运用关键问题，并总结归纳激光武器-集群目标分配技术、激光毁伤效能评估技术的研究进展，最后对激光武器反无人机集群作战运用关键技术研究方向进行展望，以期为激光武器尽早投入作战运用提供借鉴和参考。

碳氢燃料超燃冲压发动机热非平衡效应研究（航天推进专刊）

吴忧陈兵杨庆春徐旭 — 2023-09-21 00:00:00.0

高超声速流动往往伴随着热化学非平衡效应，而热化学非平衡效应会对高超声速推进系统内的流动、燃烧带来一系列影响。本文采用双温度热化学非平衡模型以及热力学平衡模型，对飞行条件为Mach 10、高度29 km的煤油燃料超燃冲压发动机进行数值模拟，研究了热非平衡效应对发动机流动、燃烧及性能的影响。结果表明，热非平衡效应可以通过改变斜激波角度进而影响发动机内的流场结构和掺混效率。尽管热非平衡态下燃烧室前部的平衡温度较高，可以促进凹腔上游的燃烧，但对于凹腔后部的燃烧，热非平衡效应降低了热释放率峰值及燃烧效率。振动非平衡还可以使尾喷管内的压力降低。总的来说，热非平衡效应降低了Mach 10煤油燃料发动机的性能。

基于高精度回归共振的掩星观测轨道设计

张依宁温昶煊庞博朱天昊何嘉欣金紫涵 — 2023-09-21 00:00:00.0

基于遥感卫星的掩星观测技术被广泛用于地球大气中的温室气体浓度监测。与传统光学观测不同，掩星观测需由“信源星”和“观测星”协作、在满足严格观测几何约束下才能完成，这使得掩星观测的轨道设计问题更加困难。为提升掩星观测能力，论文提出一种基于高精度回归共振的掩星观测轨道设计方法。首先，将掩星观测几何约束从切点高度约束等价转化为地心夹角约束，实现对任意轨道构型下连续掩星观测弧段和覆盖能力的快速评估。然后，利用回归和共振轨道特性，建立了大样本的“信源-观测”轨道构型库，为掩星观测轨道设计提供基础解集。最后，以对主要碳排放区域的覆盖能力作为主要性能指标进行寻优，并利用微分修正构造J2摄动下的高精度回归共振观测构型，完成掩星观测信源星和观测星的轨道设计。结果表明，所给高精度回归共振掩星观测轨道构型，不仅保证了周期性长弧段的掩星观测，还实现了观测几何的长期稳定保持。所提方法成功用于第8届中国研究生未来飞行器创新大赛“碳卫星大气观测轨道设计与优化”挑战赛，并摘得了该赛事的冠军。

硬式空中加油接头力传感器设计（稿号:22-28032）

石荣武白新玉谭义峰赵哲 — 2023-09-21 00:00:00.0

硬式空中加油装置是硬式加油飞机的重要发展方向之一，加油接头力传感器是其自动卸荷系统消除对接应力实现闭环控制的重要设备，但目前国内尚无该类设备满足实际装机使用要求。通过对硬式空中加油接头力传感器进行总体设计研究，解决电路与燃油通道隔离及电磁屏蔽，尽量消除俯仰与滚转测量的交叉干扰等问题，将弹性体设计为管状结构，确定合理的应变敏感位置；在小外廓尺寸前提下实现其内径同伸缩管及硬式空中加油接头的内径一致，保证加油系统结构的最优设计，并提高了测量精度；通过输出灵敏度等设计、分析与测试验证，实现了对接应力的安全可靠和准确测量，为该机载设备研制提供了支撑。

肼基单组元火箭发动机的动态响应研究(稿号23-28824重投“跨域飞行器关键技术”专刊)

蒋耀东徐全勇马玉林程瑶 — 2023-09-21 00:00:00.0

单组元火箭发动机是航天器姿态调整和轨道控制的重要元件。针对肼基单组元火箭发动机对入口流量变化形式的动态响应，建立发动机推力室内推进剂的流动、分解和传热仿真模型，并利用这些模型对发动机进行了三种不同供油方式(稳态式供油、线性式供油和脉冲式供油)的数值模拟与计算分析。计算结果得出:发动机各点的温度会因位置差异而对入口流量的响应变化存在不同。压强、速度和推力对入口流量变化的相应非常迅速，三者在总体上的变化趋势与入口流量的变化趋势保持同步。速度和推力在稳态式供油和脉冲式供油中都存在高于启动阶段稳定值的尖峰，在稳态式供油中，速度和推力尖峰分别高出启动阶段稳定值的8.6%和4.7%，在脉冲式供油中，第一次脉冲阶段，速度和推力尖峰分别高出启动阶段稳定值的6.2%和3.0%，第二次脉冲阶段，速度和推力尖峰分别高出启动阶段稳定值的9.3%和5.2%。

基于相关证据推理规则的激光惯组健康评估

唐帅文曹友张朋姜江 — 2023-09-20 00:00:00.0

激光惯组是复杂装备系统的重要导航单机，其良好的健康状态对于确保系统安全稳定工作具有重要意义。针对激光惯组健康评估中面临的评估指标体系不健全、评估框架不一致、评估指标不独立和评估模型参数不确定问题，在激光惯组工作机理分析的基础上，构建健康评估指标体系，提出基于相关证据推理规则的激光惯组健康评估方法。首先，提出转换矩阵的概念，实现了不同评估框架的统一转换。其次，采用变异系数法确定证据权重，采用基于距离的方法确定证据可靠度。然后，基于证据可靠度提出证据融合顺序确定机制，提出基于相对总体相关系数的证据相关性分析方法，并在证据推理规则的基础上提出了相关证据推理规则。再者，构建参数优化模型以确定最优评估参数，提高评估精度，进一步对评估算法进行了总结。最后，通过某型激光惯组健康评估案例和对比研究，验证了所提方法的有效性。

热约束下近空间飞行器预设性能抗噪控制(2023增刊2)

马悦萌刘明杨丁杨明张敏刚葛亚杰 — 2023-09-13 00:00:00.0

近空间高速飞行器再入过程中，巨大的飞行速度将使其面对复杂气动、高温及噪声等严酷的载荷环境。为缓解高速飞行器的热防护结构设计压力，确保再入过程中飞行器的结构与材料安全，从弹道与控制系统设计角度出发，给出近空间高速再入飞行器攻角约束下的高性能自适应非线性预设性能控制方案，对飞行器进行主动的力热载荷安全管理。首先根据飞行器大面积热流工程模型解算全弹道飞行的攻角约束，结合指数型预设性能函数基于状态受限控制理论对攻角的动态响应过程进行设计, 并使用新型前馈sigmoid非线性跟踪微分器来处理反演控制中的微分爆炸问题；之后引入基于级联的新型扩张状态观测器以抑制传统高增益观测器的峰值现象，通过非线性增益调节机制提高其抗噪能力；并对上述控制系统进行了Lyapunov稳定性证明，从理论上确保了飞行器再入过程中热防护结构强度的安全性。最后给出了本文的控制方案与鲁棒-自抗扰控制系统的仿真对比结果，仿真结果表明本文的控制方案能够确保攻角在预设的性能边界内以满足飞行器的力热载荷约束，且在工程噪声环境下具有更稳妥的鲁棒安全保障与更优的指令跟踪性能。

高超声速强预冷发动机热力循环研究进展（跨域飞行器关键技术专刊）

王一帆邹正平陈懋章 — 2023-09-13 00:00:00.0

先进动力系统是水平起降、可重复使用高超声速飞行器的核心支撑，其中，高超声速强预冷发动机是一种极具潜力的动力方案，近年来受到广泛关注。深入研究强预冷发动机的热力循环，掌握发动机热力循环工作特性对发动机的方案设计至关重要。本文对近年来国内外在高超声速强预冷发动机热力循环方面的研究进展进行了综述，主要包括发动机热力循环建模分析方法、性能分析手段、典型强预冷发动机热力循环方案研究等。其中，基于热力循环方案的显著区别分别介绍了开式直接预冷循环及中间介质闭式预冷热力循环。已有研究表明，对于开式直接预冷循环，燃料类型是决定其性能的根本，提升燃料的热沉是提升发动机性能的重要途径。对于中间介质闭式预冷热力循环，发动机的比冲、单位推力等性能与闭式循环系统的复杂性存在一定的矛盾。整体来看，需继续开展高超声速强预冷发动机核心部件的研究，提炼更加准确的部件性能模型，完善部件尺寸、重量等估算模型，实现对于发动机比冲、单位推力、推重比等整机性能参数的准确评估，支撑高可行性的高超声速强预冷发动机热力方案设计。

多段翼构型结冰计算方法及结冰影响研究

任靖豪王强陈宁立刘宇易贤 — 2023-09-13 00:00:00.0

为了揭示不同来流条件下多段翼构型表面结冰特性，针对30P30N增升构型开展了结冰数值模拟研究。在计算方法方面，通过引入最小壁面距离，实现了鲁棒高效的拉格朗日液滴收集率计算。采用局部网格拓扑重构技术改善了复杂冰形下网格重构稳健性差的问题，实现了更加鲁棒的多时间步结冰过程自动化计算能力。基于上述算法，开展了结冰特性及带冰后气动特性模拟，计算结果显示，多段翼结冰区域主要分布在前缘缝翼迎风面，主翼段及襟翼下翼面。在上游部件尾迹的影响下，多段翼表面水滴收集特性呈现显著的动态分布特性。前缘缝翼表面形成的冰角结构及其缝道附近发生的积冰堵塞是导致多段翼构型气动性能退化的主要因素，相比之下襟翼表面结冰对气动特性的影响程度较小。

基于分块复合注意力的无人机小目标检测算法

于傲泽魏维伟王平张金强柯文雄 — 2023-09-13 00:00:00.0

针对常规目标检测算法在无人机小目标检测任务上特征提取难度大而导致检测精度低的问题，提出一种基于分块复合注意力的无人机小目标检测算法。首先，提出一种即插即用的分块复合注意力模块（PWCA），输入特征在空间维度切分成局部特征块，在局部特征块上提取通道注意力权重，加强通道信息在局部空间特征上的区分度，提高网络细粒度以适应小目标检测场景，然后融合输入特征与聚焦后的特征，并进一步挖掘空间注意力，关注网络中有效特征信息；其次，抛弃基线网络基于跨步卷积的下采样形式，结合PWCA提出自适应交错下采样模块（AID），根据重要程度自适应地分配下采样后的特征权重，减少下采样过程中小目标的信息损失；最后，对主干及特征融合网络进行轻量化设计，减少计算量并新增针对小目标的大尺寸特征图检测分支，优化了特征图的流动方向，丰富不同尺度特征图的语义信息，增强特征的表达能力，并保证实时性。针对性地采用Soft-NMS算法解决目标遮挡重叠时的漏检问题，提升检测效果。在公开数据集VisDrone2019上验证改进的有效性，与YOLOv5s目标检测算法相比，改进后算法最终的mAP0.5比YOLOv5s基线算法提升了11.81%，mAP0.5:0.95提升了10.91%，模型参数减少59%，网络在无人机小目标检测任务上能够较好地兼顾检测精度与推理速度，具有较高的实用意义。

来流含不凝性气体的诱导轮空化流动实验研究（“航天推进”专刊）

林荣浩陈晖项乐屈念冲 — 2023-09-13 00:00:00.0

为了研究来流含有的不凝性气体对液体火箭发动机诱导轮空化流动的影响，基于诱导轮泵注气空化流动可视化实验台进行了一系列实验，得到了不同入口不凝性气体含气率下诱导轮泵的外特性、空化区发展形态以及相应的空化不稳定特性。结果表明：随着入口不凝性气体含气率的增加，诱导轮的扬程断裂空化数上升；随着来流不凝性气体含气率的上升，不凝性气体被泄漏涡以及回流涡卷吸，导致泄漏涡空化以及回流涡空化长度显著延长；不凝性气体在小空化数(Φ=0.083，σ=0.090,Φ=0.071，σ=0.068)下显著增加了空穴的可压缩性，降低了空化喘振的压力脉动幅值与频率。

高速共轴刚性旋翼非定常流动高精度数值模拟-2023高速直升机关键技术”专刊

韩少强宋文萍韩忠华许建华 — 2023-09-13 00:00:00.0

高速共轴刚性旋翼在前飞状态下会产生复杂的非定常涡干扰流动结构及较强的激波，对高速直升机的气动、噪声及振动特性有着重要的影响，这些流动现象的高分辨率捕捉是高速直升机CFD研究中的难点之一。发展了可在大规模并行计算中实现负载均衡的运动嵌套网格系统，提出了能够在人工边界处保持高阶精度的高效嵌套关系辨识及插值方法，并在嵌套网格上应用所发展的谱特性自适应优化的五阶WENO-K格式和改进的延迟脱体涡模拟（IDDES）方法，来提高对非定常多尺度结构的空间数值分辨率及时间保持能力。针对简单四桨共轴旋翼及X-2验证机的八桨共轴旋翼，进行了非定常涡流场高精度数值模拟，研究了高速共轴刚性旋翼桨尖涡结构的生成、发展、演化过程及涡干扰机理。计算结果表明，高阶格式结合IDDES方法能够显著降低数值耗散并提高多尺度湍流结构的分辨率，捕捉到了桨尖涡的高速发展演化过程及桨-涡干扰现象，并能够分辨出桨叶后缘生成的马蹄状的精细涡面结构，有利于高速共轴旋翼涡流场干扰机理及气动噪声的深入研究。

固体火箭发动机三维装药的逆向设计与形状优化（航天推进专刊）

李文韬何允钦李文博张艺仪梁国柱 — 2023-09-06 00:00:00.0

固体火箭发动机装药逆向设计是指寻求最优的装药形状以匹配给定的内弹道性能曲线，可用于指导新型装药的设计。装药逆向设计正从尺寸优化阶段迈向形状优化与拓扑优化阶段。形状优化问题往往自由度大且高度非线性，这就对燃面退移的计算效率提出了极高的要求，而现有的椭圆算法难以满足需要。为此有必要开发燃面退移的高效椭圆算法，并将其应用于三维装药的逆向设计。首先，将程函方程线性化，推导出亥姆霍兹方程和泊松方程，形成了一系列求解燃面退移的快速热传导（Fast Heat Conduction, FHC）方法。其中f-FHC方法通过空腔体积分数分布描述不规则装药，使用LDL分解法求解线性方程组，实现了“一次分解，处处回代”，显著提高计算效率。然后，系统地分析了三维装药逆向设计的关键问题，包括目标函数的选取、待优化自变量的取值范围、孤立孔洞识别、浇铸工艺性要求等。运用进化神经网络方法开发实现了装药逆向智能设计（Grain Reverse and Intelligent Design，GRID）系统。计算结果表明，f-FHC方法可以将三维装药燃面退移的计算时间缩短至一秒以内。以双推力装药的燃面变化规律或内弹道性能曲线为目标，GRID系统成功设计出含有复杂三维内孔的新型装药。所得装药符合浇铸工艺条件，芯模可采用3D打印工艺制造。本文提出的算法和开发的软件系统可以为新型装药的设计提供支撑。

高速飞行复合式直升机旋翼受上洗时驱转特性研究- “高速直升机关键技术”专刊

曾怡兰韩东刘壮壮周鑫 — 2023-09-06 00:00:00.0

为研究高速飞行时复合式直升机旋翼受上洗时的驱转特性，在已有的直升机飞行性能模型基础上建立复合式直升机配平模型。以X3直升机为样例，探讨在旋翼受上洗流作用的驱转状态下升力分配和旋翼变转速对旋翼和直升机飞行性能的影响。研究表明：旋翼受上洗流作用时，从气流中吸收的能量随速度增加而增多，旋翼阻力功率增大。上洗流作用下的桨盘叶素扭矩分布与低速时的不同，产生驱转扭矩的区域明显增加，阻转扭矩较高的区域由后行侧变为前行侧。减小机翼安装角会降低机翼的升力占比，导致旋翼阻力功率增加，对旋翼吸收气流能量有利，提升受上洗流作用时旋翼和直升机的性能。速度为400 km/h时，机翼安装角为8°的旋翼阻力功率比10°时高11.2%，旋翼和直升机升阻比增加了35.7%和2.6%。中高速飞行时，过度降低旋翼转速会导致机体抬头，旋翼吸收的气流能量增加。速度大于340 km/h后，机体保持水平，旋翼阻力功率减少，降旋翼转速不利于气流提供能量。然而，高速飞行时复合式直升机旋翼降转速有利于减少旋翼功率消耗、提升其飞行性能。

二元共载系统退化相关的两阶段退化模型及可靠性分析

张帆程伯晗王鹏董磊 — 2023-09-06 00:00:00.0

针对高复杂机载系统中二元共载组件退化受退化进程相互作用与负载分担影响的问题，提出了一种考虑退化率相互作用的两阶段退化模型。首先，研究基于退化速率相互作用的双组件退化依赖性表征方法，建立不考虑负载分担影响的双组件退化相关性模型。其次，考虑负载分担对退化速率的影响，以某一组件失效为变点，将系统退化进程分为两个阶段，构建考虑负载分担影响的双组件退化相关性模型。模型的参数采用极大似然估计法进行估计，并构建系统的可靠性模型与剩余寿命模型。最后，以一航空部件为例进行二元退化相关的共载系统可靠性计算，所提方法为复杂系统二元共载组件退化失效的可靠性分析问题提供支持。

基于实例迁移学习的跨工况刀具剩余寿命预测-“航空发动机高性能制造”专栏

强碧瑶史恺宁任军学史耀耀 — 2023-09-06 00:00:00.0

精确可靠的刀具剩余寿命预测可以减少加工过程中刀具过度使用和未充分使用的比率，从而最大限度地提高加工可靠性并降低生产成本。传统机器学习方法在预测刀具剩余寿命时依赖于训练数据和测试数据遵循相同分布的假设，以及广泛的离线测量数据。然而在实际加工过程中，由于加工条件的变化和有限的刀具磨损数据，致使传统方法在跨工况预测刀具剩余寿命时精度较差。针对该问题，本文提出了一种基于实例迁移学习(Instance-based Transfer Learning, ITL)的刀具剩余寿命预测方法，以达到准确预测跨工况条件下刀具剩余寿命的目的。首先，利用迁移学习算法动态调整多个源域中所有实例的权重，充分利用与目标数据高度相关的源域信息来改善模型的泛化能力，从而利用少量目标域数据预测目标工况下的刀具剩余寿命。其次，为了提升迁移学习算法的时间序列预测能力，开发了递归高斯过程回归模型作为基学习器，通过延迟反馈对相邻时刻的刀具剩余寿命进行约束，与此同时还减少了特征准备工作并降低了模型复杂度。结果表明，该方法可以有效提升跨工况下刀具剩余寿命的预测精度，预测效果也证实了方法的稳定性和可靠性。

数字孪生驱动的机械工艺系统研究进展

戚浩李晓月 — 2023-09-06 00:00:00.0

数字孪生技术以数字化方式创建物体虚拟模型，基于数据模拟物体现实中的行为，借助虚实反馈、数据融合分析、决策迭代优化等方式，达到缩短产品研发周期、降低成本的目的。针对机械工艺系统中产品生产效率和加工质量低的问题，将数字孪生的理念引入到机械工艺系统设计过程中。本文根据数字孪生在机械工艺系统中的发展现状和特点，总结了数字孪生的概念及其在机械工艺系统中应用的研究进展。从技术路线和核心技术两方面梳理了数字孪生驱动的机械工艺系统的关键技术。从产品设计阶段、产品制造阶段、产品服务阶段三个阶段探究了机械工艺系统数字孪生在产品全生命周期各阶段的具体应用。从引入新兴使能技术角度讨论了数字孪生驱动的机械工艺系统面临的机遇和挑战。最后从体系化、智能化、规范化三方面展望了数字孪生驱动的机械工艺系统的未来前景和趋势，为后续数字孪生在机械工艺系统的深入研究应用提供了参考。

基于PRSEUS结构的翼身融合民机中央机体球亏面框优化设计方法研究

张永杰周静飘石磊李栋张彬乾 — 2023-09-01 00:00:00.0

翼身融合布局（BWB）是一种非常规亚音速运输机布局形式。针对该布局下民机后压力框的设计问题，本文基于NASA提出的拉挤杆缝合一体化（PRSEUS）结构，开展了中央机体球亏面框优化设计工作。本文分别建立某型BWB民机铝合金平面框及PRSEUS球亏面框有限元模型，开展数值模拟后对比发现，PRSEUS球亏面框具有更好的承载性能和更低的结构重量。在此基础上，本文对PRSEUS球亏面框开展进一步的敏度分析，对其静强度和稳定性的影响参数进行了梳理，对影响规律进行了归纳。通过分析关键参数在协同优化过程中的影响，筛选得到了一种基于代理模型的协同优化策略，该协同优化策略适用性强、优化效率高。利用该协同优化方法，本文对PRSEUS球亏面框的尺寸参数进行了优化。通过对优化结果的最优性分析，获得了兼顾静强度和稳定性的优化方案，优化后的PRSEUS球亏面框重量减轻了10.6%。本文所设计的PRSEUS球亏面框承载效率高、稳定性较好，可为相关领域设计与研究人员提供参考。

智能变形飞行器发展需求及难点分析（跨域飞行器关键技术专刊）

张旭辉解春雷刘思佳闫溟邢思远 — 2023-09-01 00:00:00.0

随着智能技术向军事领域的渗透与发展，未来的智能化战争将呈现“认知与决策更加复杂、变化与演进更加迅速、进入与拒止全域全维”三个方面的特征，下一代飞行器将以按需飞行为本，以人工智能为核，以灵活变化为要，因此，与未来作战需求相匹配的智能变形飞行器将是重要的发展趋势与方向。智变飞行器将不同飞行剖面有效组合，使多种飞行能力有效融合，突破现有飞行边界，实现时空拓展、高效飞行，提高跨域作战能力，是飞行器性能提升的新途径，具有重大的研究意义与突出的发展潜力。然而，智变飞行器技术难度高，变形在系统复杂度提升等方面带来的代价，对气动设计、飞行控制、结构实现均提出诸多难题，其核心问题是在工程多学科约束下实现每个形态的最优设计。当前国内在变构型方向已具备较好的技术基础，但智能变形飞行器未来的发展研究，需要多学科共同推动，使其系统融合“智能”与“变形”技术，整体发挥“算法极速升级”与“硬件极度灵活”的双重优势，形成新型飞行模式与新质作战能力。

多体分离中初始扰动发展模式的理论分析研究

魏斌斌高永卫孙博张亚龙胡淑玲郝礼书 — 2023-09-01 00:00:00.0

研究多体分离系统的初始扰动对分离安全的影响具有重要意义。本文以载机-无人机分离系统为研究对象，基于六自由度运动方程，首次建立了初始扰动发展理论分析模型，得到了扰动幅值发展的显式表达，并首次给出了扰动分布的发展模式。研究表明：在对建立的理论分析模型进行求解时，对加速度/角加速度在初始时刻进行三阶Taylor展开即可对扰动发展模式进行准确描述。扰动幅值在速度扰动方向上以线性增长模式为主导，增长率为速度初始扰动的标准差；扰动幅值在其他方向上呈非线性增长模式。扰动施加方向上的分布发展基本模式是初始分布；在其他方向上，加速度/角加速度在初始时刻的Taylor展开零阶项与初始分布一致，但高阶项显著偏离初始分布，随着时间的推进，高阶项逐渐主导整体的扰动分布，并致其逐渐偏离初始分布。本文工作对人们认清多体分离初始条件扰动对分离轨迹的影响机制有重要帮助。

切换拓扑下异构集群的强化学习时变编队控制

杨加秀李新凯张宏立王昊 — 2023-09-01 00:00:00.0

针对系统模型动态不确定的高阶异构无人集群系统在切换通信拓扑下的时变编队控制问题，提出一种基于积分强化学习的最优分布式分层编队控制方法。结合时变编队切换向量构建多四旋翼无人机系统与多无人车系统的增广系统，将异构集群系统的时变编队控制问题转化为镇定问题。引入带折扣因子的价值函数，将异构集群系统的镇定问题转化为最优控制问题。在不破坏一致性分布式编队控制协议基础上，仅替换反馈增益参数并对其进行取平均操作，以得到整个异构集群的最优时变编队切换控制协议。利用单网络“动作网络-评价网络”结构，结合积分强化学习算法和分布式控制方法，在线实时更新分布式时变编队切换控制器的反馈增益。通过理论证明和仿真实验验证了所设计控制方案的有效性和优越性。

基于 MatchNet 和多点匹配约束的可见光-SAR图像匹配

叶熠彬李璋于起峰滕锡超 — 2023-09-01 00:00:00.0

基于可见光和SAR成像的异源图像匹配是实现复杂场景下飞行器视觉导航的关键。由于成像机理的差异，可见光-SAR图像匹配需要面对成像几何特性差异、非线性辐射失真以及噪声干扰等挑战。近年来，基于深度学习的图像匹配方法表现出比传统方法更优的场景适应性，但现有深度学习方法仍未完全解决上述几个挑战，还无法完全满足视觉导航中的高精度匹配需求。本文基于经典的MatchNet匹配框架，针对其单个模板匹配精度不足的问题，提出一种多点匹配约束（Multi-point Matching Constraint）的匹配方法（MMC-MatchNet）。方法主要分为两步：第一步生成子模板并利用MatchNet进行匹配，第二步基于多点几何约束剔除误匹配子模板并优化匹配结果。该方法在保持MatchNet输入尺寸不变的同时提升了网络对多尺寸可见光-SAR图像的匹配精度。此外，本文还提出了一种多级数据集构建方法来训练MatchNet。与随机采样构建负样本的方式相比，本文方法更关注于匹配任务中的困难样本，是一种适用于图像匹配的数据增强手段。我们对MMC-MatchNet在两种可见光-SAR图像匹配数据上进行了测试，取得了比NCC，NMI、HOPC以及单模板MatchNet方法更好的匹配结果，在与HOPC匹配精度相似的前提下，MMC-MatchNet可大幅提高匹配正确率（CMR）。同时，多点匹配约束和多级数据构建方法还适用于其他基于patch的图像匹配模型。

激光熔覆修复GH4169合金各向异性拉伸性能-航空科学技术大会推荐

樊哲铭杨未柱曾延赵哲南李磊 — 2023-09-01 00:00:00.0

激光熔覆修复GH4169合金的拉伸性能具备各向异性，拉伸性能与受载方向和修复界面之间的夹角（界面角度）显著相关，研究修复后合金的拉伸各向异性可为GH4169合金构件的高性能修复奠定基础。本文基于DIC(Digital Image Correlation，数字图像相关法)技术，开展了不同界面角度下的修复后合金拉伸试验，结合OM、SEM、EDS等手段进行了界面区域微观组织及断口形貌观测分析，对激光熔覆修复GH4169合金各向异性拉伸力学性能开展了研究。结果表明修复后合金的拉伸性能与拉伸载荷方向和枝晶生长方向的夹角呈现负相关；拉伸试样的断裂主要是由Laves/ γ 相界面在拉伸载荷下分离引发裂纹成核和扩展造成的。当枝晶取向与拉伸载荷的夹角较小时，枝晶间较大尺寸不规则Laves相破碎成小颗粒并随着基体 γ 相一同移动，断裂后韧窝较深，抗拉强度和屈服强度较高；当夹角较大时，枝晶间Laves/ γ 相界面剥离导致裂纹形核，而后快速扩展，断口呈现大量阶梯状的枝晶沿晶断裂形貌，拉伸性能较差。本研究通过阐明不同界面角度对修复后合金拉伸性能的影响机理，为激光熔覆修复GH4169高温合金构件拉伸性能的综合评估提供基础。

基于PCA降维的气动外形参数化方法研究

余婧蒋安林刘亮吴晓军桂业伟刘深深 — 2023-09-01 00:00:00.0

几何参数化建模是气动布局设计的关键技术之一，简洁、高效、准确的几何表征对于提高飞行器设计效率和质量有着至关重要的作用。基于主成分分析（Principal Component Analysis，PCA）的特征提取降维，可以在满足几何表征精度的条件下，进一步降低现有参数化方法的维度，更好的服务于气动布局设计。本文首先介绍了基于PCA的翼型参数建模方法，随后分析了采样空间设计、样本数量、采样参数、几何重构方式等各个因素对PCA建模过程中降维能力、基模态特性以及几何表征能力的影响。最后通过CFD仿真分析，进一步探究PCA建模方法在气动性能表征方面的能力。仿真分析指出：（1）基于PCA的翼型参数化方法，可以在满足几何外形表征精度的条件下降低现有方法参数维度，且其设计参数与几何特性有对应关系，利于在布局设计中加入工程经验；（2）基于同一类采样方式的PCA建模，其模态特性、降维能力和几何外形拟合能力受采样空间、样本数量的影响很小，但对采样方法的参数配置较为敏感；（3）本文所研究的建模方法，可在保证几何表征精度的同时满足气动力表征精度，其在气动布局设计优化中，具有一定的指导意义。

面向反制无人机集群的多目标连续鲁棒跟踪算法

王传云苏阳王琳霖王田王静静高骞 — 2023-09-01 00:00:00.0

无人机集群作战正朝着智能化、实战化迅猛发展，将在未来战场上造成巨大威胁，面向反制无人机集群的探测与跟踪研究势在必行。针对在复杂场景及远距离探测条件下无人机集群目标之间相互遮挡、无人机为弱小目标等原因造成的检测精度降低和跟踪精度降低问题，本文提出的UAVS-MOT多目标连续鲁棒跟踪算法可以有效解决。UAVS-MOT模型基于FairMOT模型的多分支无锚框预测结构，将坐标注意力模块与DLA-34网络相结合，构建了全新的主干特征提取网络以提升特征信息的表达能力。此外，引入全新的ArcFace Loss损失函数进行训练以提高模型的收敛速度，并利用BYTE数据关联方法以降低目标漏检率和提高轨迹的连贯性。实验表明，本文提出的UAVS-MOT多目标跟踪算法在UAVSwarm Dataset上的MOTA和IDF1分别为73.4%与76.1%，相比原有FairMOT算法分别提升5.7%与2.9%，可以解决目标的漏检、误检和跟踪精度低的问题，鲁棒性好。

波浪情况下民机水上迫降性能数值分析

李勐陈星伊陈吉昌吴彬童明波 — 2023-09-01 00:00:00.0

为了研究波浪情况下民机水上迫降性能，选用计算流体力学的有限体积法求解非定常不可压缩RANS方程，基于VOF法、整体动网格法、斯托克斯五阶波浪模型和自适应网格技术，以空客A320-200为研究对象，按照适航规章相关要求与建议，构建了民机水上迫降数值仿真模型。首先，对比分析了静水面和波浪水面下飞机水上迫降过程。结果表明：相同初始飞行参数下，波浪水面下最大水平过载为2.42G，是静水面的1.09倍；最大垂向过载为4.82G，是静水面的2.82倍。两种情况下，空气垫效应和潜水现象明显，碰撞初段，飞机均受到吸力作用；波浪情况下，跳跃现象出现，但并未对飞机的运动过程产生剧烈影响。其次，研究了波浪参数对水上迫降性能的影响。分析结果表明：同一波峰撞击阶段内，波高越高，则最大水平过载和最大垂向过载越大；波长越长，则最大垂向过载越小。波高越高，波长越长，则最大下沉速度越大。

用于快速优化薄板中各向异性材料分布的等效变形模量算法

许敉毛泽钡王博李桐 — 2023-08-24 00:00:00.0

各向异性材料广泛存在于各种机械设备的承重构件中。与各向同性材料不同，各向异性材料中不同材料相的分布和方向，可以根据载荷条件调整承重构件的力学性能。本文提出了一种各向异性材料分布的优化方法，即等效变形模量(EDM)算法，以有效地优化各向异性薄板的承载能力。该算法实现了对薄板抗弯能力的多模态协同优化，解决了传统优化算法中特征值重叠的问题，在航空领域中将起到重要作用。以短纤维增强聚合物薄板的纤维取向优化为例，在不改变薄板质量和形状的前提下，与传统优化算法相比，EDM算法可以将临界屈曲载荷提高28.9%，将计算成本降低98.1%。此外，EDM算法还被应用于机身中形状不规则的承重构件设计中，并使其临界屈曲载荷提高27.2%~30.8%。

旋转爆轰燃烧室与涡轮导向器集成特性数值研究（稿号：23-29006，修改后重投）

孟博威马虎夏镇娟周长省 — 2023-08-24 00:00:00.0

为了研究叶栅稠度对旋转爆轰燃烧室-涡轮导向器流场分布和工作特性的影响，以便进一步优化旋转爆轰燃烧室与涡轮导向器的相关设计，基于SST k-ω粘性湍流模型求解二维非定常雷诺平均Navier-Stokes控制方程，并结合间歇因子转捩模型，爆轰燃烧机理采用正癸烷-空气单步反应，通过在初始流场施加高温高压区诱发爆轰波，分别对具有6种不同叶栅稠度导向器和不具备导向器的旋转爆轰燃烧室开展数值计算，对瞬态流场演变和波系结构进行了讨论分析，评估了不同叶栅稠度下导向器的工作特性。研究结果表明：导向器上下游均形成了动态的耙式激波包络面，其结构和强度受叶栅稠度影响，爆轰流场特性保证了叶栅通道自起动能力。导向器抑制了上游压力峰值，峰值衰减率最高可达60.87%。爆轰燃烧的总压增益得到提高，导向器出口增压比最高为1.24，出口增压比频率与叶栅稠度大小呈正相关，最高可达143.33 kHz。叶栅通道对爆轰产物具有一定流动调节能力，时均落后角最小为1.84 °，出口时均马赫数最高为1.38，此外出口气流角均匀性显著提高。研究结果揭示了导向器对提高连续旋转爆轰涡轮发动机性能的潜在价值，对该种发动机的设计优化以及工程化应用提供了一定指导。

地效环境下悬停状态直升机旋翼桨/涡干扰噪声特性分析

王伟琪陈希招启军 — 2023-08-24 00:00:00.0

为掌握直升机贴地飞行时旋翼噪声辐射特性，首先基于可压缩雷诺平均Navier-Stokes方程和Ffowcs Williams-Hawkings方程发展了一套适用于地效状态旋翼/机身干扰的气动与噪声分析方法，通过Lynx尾桨地面效应试验及NASA旋翼/机身干扰试验与计算结果的对比，验证了所建立方法的可靠性。然后，开展了机身和桨毂对旋翼流场的影响研究，发现机身改变了旋翼的气动载荷分布并提高中等阶次（8~12阶次）的噪声辐射水平；桨毂会削弱桨叶中段（r=0.4~0.7R，R为旋翼半径）的噪声贡献。最后，研究了不同离地高度时旋翼的气动与噪声特性，发现存在一个出现桨/涡干扰噪声（BVI）的“临界离地高度”。结果表明：旋翼拉力和机身升力随离地高度(h)增大而减小；当h>1.8R时地面效应的影响可以忽略；当h=0.6R时地面和机身的双重阻塞作用会改变旋翼入流情况，尤其在桨尖区域诱发剧烈的载荷波动，并在特征观测点接收到明显的桨/涡干扰噪声；根据时/频特性给出了本文的“临界离地高度”约为0.7R，为直升机贴地飞行时抑制噪声提供了参考。

面向结构静力试验监测的高精度数字孪生方法

田阔孙志勇李增聪 — 2023-08-24 00:00:00.0

试验验证和数值仿真是评估结构强度的两种典型方法，然而基于离散传感器的试验验证方法难以保证结构应力监测覆盖度，数值仿真方法又因为对物理实体的简化和理想化处理而导致应力结果精度不足，如何综合利用两种强度评估方法的优势并进行数据融合以实现结构应力场监测是一个具有挑战性的问题。本研究提出了一种面向结构静力试验监测的数字孪生（Digital Twin for Structural Static Test Monitoring, DT-SSTM）方法，可获得高精度的结构静力试验数字孪生模型，以实现结构应力场的实时监测与强度评估。DT-SSTM方法包括离线、在线两个阶段。离线阶段，采用梯度提升树（Gradient Boosting Decision Tree, GBDT）算法对仿真数据进行训练，建立预训练模型。在线阶段，基于集成学习理论，采用Stacking算法对试验数据响应值与预训练模型响应值之间的残差进行训练并建立残差模型。通过叠加预训练模型与残差模型实现多源数据融合，建立高精度的数字孪生模型。最后，开展了开口矩形壁板轴向拉伸试验来验证DT-SSTM方法的有效性。结果表明，DT-SSTM方法能够建立高精度的结构静力试验数字孪生模型，且相比同类数据融合方法具有更高的全局、局部预测精度以及融合效率，为结构应力场实时监测提供了一种新颖的解决方案。

基于贝叶斯框架的旋翼气动力数据融合研究

杨华陈树生高正红姜权峰张伟 — 2023-08-24 00:00:00.0

旋翼在气动评估中由于气动环境的复杂性，存在较多不确定性且对旋翼性能影响较大。当前旋翼气动评估方法不能考虑气动数据不确定性，本文将数据融合技术应用于旋翼气动预测以在记及某些不确定因素影响的条件下，获得具有更高可信度的气动力分布及置信区间，为进一步开展旋翼气动数据的不确定度分析及工程应用奠定基础。基于不同来源的气动力数据均为正态分布的独立随机变量这一假设，将分布气动数据和测量值之间的关系作为融合准则，以实现最佳匹配测量值为目标，采用贝叶斯估计求解融合数据的最大后验概率分布，从而构建一种基于贝叶斯框架的气动数据融合方法。以UH-60A旋翼及Caradonna-Tung旋翼等为例，采用所提方法进行不同来源气动数据的融合，对融合结果的估计方差与预测误差进行对比分析。结果表明，首先，所提方法对于输入数据的来源无特殊要求，能够给出融合结果的置信区间并降低不同来源数据的估计方差，基于此结果后续可进行不确定度分析与研究；其次，融合所得结果并不局限于不同来源数据之间，扩大了数据覆盖范围；最后，融合所得结果相比于单一数据来源更符合物理规律。

2D编织C/SiC开孔致密化结构多尺度混合模型与拉伸性能研究-航空发动机高性能制造专栏

姜卓群黄盛王占学 — 2023-08-24 00:00:00.0

针对一种开孔 2D 编织 C/ SiC复合材料在化学气相浸渗(Chemical Vapor Infiltration，CVI)过程中出现的孔边致密化结构，提出了一种表征孔边致密化结构的建模方法。考虑孔隙的随机分布，建立了纤维束尺度代表体积元(Representative Volume Element，RVE)模型，实现了 2D 编织 C/SiC 复合材料等效弹性模量的计算。在此基础上，建立了具孔边致密化结构的 2D 编织 C/SiC复合材料宏-细观组合模型。基于 3D hashin 失效准则与修正的Von Mises失效准则，建立了 2D 编织 C/SiC 复合材料的渐进损伤模型，模拟了其单轴拉伸应力-应变行为。通过与实验数据的对比分析，验证了模型的有效性。计算不同孔隙率、致密带半径以及孔径对开孔 2D 编织 C/SiC 复合材料的拉伸强度并分析其影响规律。计算结果表明：随着孔隙率的增大，材料刚度与拉伸强度不断减小，当孔隙率从5%上升到20%时，抗拉强度降低26.05%；随着致密带半径的增加，材料刚度下降越缓慢，失效强度越大，当致密带半径从0mm增大到0.75mm时，抗拉强度降低14.17%；随着孔径增大，孔边应力集中效应增强，孔边损伤程度加剧，材料损伤越快，当孔径从0.5mm增大到2mm时，抗拉强度降低35.01%。

两级入轨航天器级间分离姿态的精确控制

姜权峰陈树生杨华李祚泰高正红 — 2023-08-18 00:00:00.0

两级入轨航天器(Two Stage to Obit, TSTO)级间分离过程中对轨道级和助推级的姿态精确控制尤为重要。数值模拟可以较为准确地预测级间分离这种飞行器多体分离问题，运用非结构嵌套网格技术和双时间步法耦合流动控制方程和刚体运动方程求解TSTO在攻角-2°、马赫数6、海拔高度30km的级间分离过程，发展了一种优化轨道级和助推级在级间分离过程的运动姿态的技术。该技术通过松弛迭代法提取轨道级和助推级的无舵偏气动力数据，基于此数据设计气动舵面和燃气舵所需要提供的俯仰力矩，使得轨道级和助推级的运动姿态更加接近设计目标。数值模拟结果表明TSTO在分离过程中两级之间会存在强烈的气动干扰，严重影响两级的姿态控制，本文发展的技术可为TSTO分离过程中轨道级和助推级的舵面运动和燃气舵工作状态设计提供参考，提高TSTO级间分离的效率和安全性。

基于高速冲击异质惯性场的金属板材各向异性率相关塑性参数虚场表征法

付佳伟杨泽斐蔡亚辉聂祥樊齐乐华 — 2023-08-18 00:00:00.0

2024变形铝合金等轻质高强金属板材作为重要结构材料广泛应用于航空航天工业领域，其轧制生产过程引起的塑性各向异性和冲击载荷下表现出的应变率相关性显著影响着板材的变形行为，加大结构部件精确成形和极端工况服役行为准确预测的难度。当前，材料动态力学属性表征主要依赖于经典霍普金森压力杆法，该方法基于均匀变形和一维应力波假设前提，对于宽应变率范围各向异性动态力学属性，存在试验数量大、耦合效应表征难、部分参数难提取等缺点。针对此，提出一种基于高速冲击异形件诱导异质惯性场的金属各向异性-率相关塑性参数虚场同步表征新方法。通过设计开展双缺口异形试件高速冲击虚拟试验，实现试件非均匀应力应变状态调控，获取其惯性加速阶段的异质状态应变场、应变率场及加速度场；基于虚功原理构建动态本构参数识别算法，分析不同边界条件、冲击加载模式等状态条件变量对参数表征精度的影响规律，从单次冲击异质惯性场数据中实现试件动态各向异性-率相关塑性属性多参数一次准确表征，最大程度减少试验数量，简化测试过程，突破常规动态测试方法所受条件限制。

基于C-γ-Reθ模型的多模态高超声速边界层转捩预测

胡震宇肖丰收陈坚强袁先旭张毅锋向星皓 — 2023-08-18 00:00:00.0

HIFiRE-5、HyTRV均为验证高超声速三维边界层转捩的典型标模。C-γ-Reθ转捩模型在原始的γ-Reθ转捩模型基础上进行了高超声速横流转捩修正。运用C-γ-Reθ转捩模型对飞行、风洞工况下HIFiRE-5、HyTRV进行转捩模拟。对于HIFiRE-5飞行试验，针对其弹道中8个典型高度以及存在姿态角的工况进行转捩预测，C-γ-Reθ转捩模型计算结果与热流测量结果吻合，并对其表面的转捩模态进行了对比分析。对于HIFiRE-5静音/常规风洞实验，C-γ-Reθ转捩模型能够准确计算变雷诺数工况下转捩阵面形态以及转捩起始位置，并与温升测量结果相符。对于HyTRV常规风洞实验，在变马赫数、变雷诺数的工况下，C-γ-Reθ转捩模型计算结果与模型上、下表面红外热图测量结果基本一致，能够预测横流模态下的边界层转捩，对于转捩起始位置与转捩阵面形态的预测与e-N方法具有相当的预测精度。测试表明，对于飞行试验和静音/常规风洞实验，C-γ-Reθ转捩模型预测结果均保持较高的可靠性，实现了高超声速典型标模的三维边界层转捩预测。

敏捷转弯伞弹系统动力学建模与分岔特性分析

周洪淼于剑桥于勇 — 2023-08-18 00:00:00.0

传统弹箭类飞行器由于机动能力限制，难以实现快速、小半径、大角度的敏捷转弯。本文通过导弹上加装可控翼伞作为控制面，提出一种翼伞-导弹系统，实现导弹敏捷转弯。首先针对由导弹、翼伞、伞绳、连接点组成的伞弹系统进行动力学建模，给出9自由度伞弹系统动力学模型。通过纵向平面内的弹道仿真，对比分析了在翼伞襟翼偏转角0°、25°和50°情况下伞弹系统的运动情况，结果表明翼伞-导弹系统可以实现敏捷转弯。通过对伞弹系统动力学模型进行分岔分析，研究了不同襟翼偏转角情况下，以翼伞安装角为连续变化参数时系统的分岔曲线，得到导弹实现敏捷转弯的最小转弯半径及最大转弯末速所对应的目标平衡点，分析了目标平衡点附近的吸引域变化情况。弹道仿真结果表明通过合理选取翼伞襟翼偏转角及安装角，可以使质量为73 kg的导弹实现最小转弯半径14.50 m，最小速度损失20.4 m/s。伞弹系统对于提高传统战术导弹的敏捷转弯性能具有重要参考意义。

无线航空电子机内通信MIMO信道仿真分析

卓越东李峭卢广山武俊杰 — 2023-08-18 00:00:00.0

无线航空电子机内通信（Wireless Avionics Intra-Communications, WAIC）宽带互连可选用多天线无线局域网（Wireless Local Area Network, WLAN）。在航空电子设备舱，无线电信号在机舱结构和航电设备架之间的反射是造成多径衰落的主要因素；而且在进行多入多出（Multiple-Input Multiple-Output, MIMO）传输时，不同天线接收信号间的相关性一般不可忽略。本文根据航电设备架和设备布置的几何位置关系及其材质，建立三维模型，采用接收球反射角误差法模拟信号在航电舱内的传播路径。针对不同航电设备安装密度条件，分别考虑均匀线性和圆形天线的信号接收情况进行仿真，使用聚类对数据预处理，得到多簇多径信道模型，以及使用多径衰落和时延分布描述的航电舱WAIC信道特性；统计分析得到MIMO信道传输矩阵，以及接收机天线间相关性对信道性能的影响。仿真分析表明，航电设备安装密度大于60%时，信道条件可近似采用完全满载时的信道参数。本文的仿真分析方法能够为航电设备架附近的MIMO无线传输特性分析和设计提供参考。

基于双目视觉和圆形标记点的发动机位移精确测试技术（航天推进专刊）

高玉闪闫松张志伟 — 2023-08-18 00:00:00.0

为了精确测量发动机静力试验和摇摆试验中结构的三维变形，提出了一种基于双目视觉和圆形标记点的高精度位移测量方法，通过在发动机结构表面粘贴反光圆形标记点，并拍摄结构变形过程中的图像序列来识别位移。首先，使用Sobel边缘检测算法提取每个圆形标记点的像素级边缘信息，然后，通过基于插值的亚像素边缘检测方法获取亚像素级边缘点，以更准确地确定标记点的位置。最后，利用椭圆最小二乘法对标记点的边缘轮廓进行拟合，从而实现对标记点的精确定位。为了评估该方法的性能，对隔振云台上的静止标记点进行了位移测量。当相机距离标记点0.6米时，面内两个方向的位移测量标准差分别为0.36 μm和0.32 μm，离面位移的测量标准差为0.58 μm。此外，通过使用位移台提供的标准位移，进一步验证了该算法在处理与相机平面夹角达60°斜面和Ф12 mm细管路等结构位移测量时的适用性。最后将该视觉测量系统应用于某发动机机架的静力试验，取得了令人满意的结果。实验表明，该算法能够实时跟踪29个圆形标记点的位移，并且与电感式位移传感器测试结果的最大误差仅为5.6%。与传统的接触式位移测试方法相比，视觉测试方法具有布置迅速、成本低、测量精度高以及增加测量数量不会显著增加工作量等诸多优点，这使其成为一种替代传统位移测试的可靠且有效的方法。

基于超声导波的积冰量辨识及定位方法研究

张晏鑫张鸿健熊建军赵照冉林易贤 — 2023-08-11 00:00:00.0

为实现飞机结冰区域化定量探测能力，提出了一种基于Lamb波的冰层定位和定量辨识方法。首先，建立了压电耦合的波动力学仿真模型，通过三维有限元数值计算分析了Lamb波在铝板和冰层中的传播特性和模态转换过程，选取S0/B0模态作为结冰监测模态，并建立了一种基于小波变换的信号分析方法以提取S0/B0模态波的时间延迟特征量。进一步，研究分析了不同冰层结构尺寸对Lamb波信号的影响规律。研究发现，随着冰层长度（波导传播方向上的积冰量）的增加，B0模态波的时延比也随之线性增加；冰层宽度（波导传播展向垂直方向上的积冰量）对B0模态波时延存在一个影响区域，在影响区域内（冰层宽度不大于40mm），时延比与冰层宽度之间呈线性关系；冰层厚度与B0模态波时延比总体上具有近似的正相关变化趋势，在冰层厚度在1.5mm以内，其与时延比之间具有较好的线性关系。基于此，建立了Lamb波压电阵列定位成像的数值计算模型，并提出了一种改进的概率重构算法，进一步采用时延量来表征探测区域内的积冰程度，最终验证了冰层的定位成像和结冰定量辨识的可行性，提升了超声导波结冰在线快速评估的能力，为超声导波结冰区域化定量探测奠定了基础。

纺织复合材料多尺度网格划分方法

马莹陈奡邓聪颖陈翔禄盛曾宪君 — 2023-08-11 00:00:00.0

针对现有纺织复合材料网格划分时，由不规则纱线截面形状和材料边界引起的失真、干涉和锐化等问题，提出了一种基于织物微观几何结构的复合材料网格划分方法和单元拆分机制。该方法借助专业纺织建模软件DFMA建立织物单胞几何结构点云。基于结构点云，计算纱线路径并采用Delaunay三角网改进的Alpha-shape算法计算纱线截面轮廓，依此获得纱线表面初始网格。将该网格置于体素网格中，通过网格映射方法引入周期性边界，并与体素网格节点相匹配，进而消除纱线间的渗透和窄间隙。最后，拆分体素单元，以保证材料的连续性。采用本文所提方法建立了平纹、三维整体正交和层间正交复合材料网格模型，并基于应变连续损伤准则与指数衰减模型建立纺织复合材料的损伤起始与演化准则，模拟了平纹编织复合材料在剪切载荷作用下的力学性能。结果表明，与四面体和六面体网格划分方法相比，本文所提网格划分方法能够较为准确地还原复合材料内部几何结构，处理二维和三维机织物结构中的尖锐边界和复杂曲面，获得光滑的纱线表面和清晰的轮廓，网格数量适中，计算耗时仅为TexGen模型的15%。剪切模量和强度的仿真结果与实验结果对比分别相差8.93%和3.73%，验证了模型的有效性与可靠性。

等离子体合成射流激励器阵列破除翼前缘三维冰特性研究

程盼景向嵘罗振兵高天翔周岩邓雄孙乾 — 2023-08-11 00:00:00.0

无人机结冰将严重影响其安全性，机翼前缘更容易结冰及积冰，对无人机气动性能影响更为严重，而机翼前缘结冰形状具有三维特性，亟需发展有效破除机翼前缘三维冰的低能耗、快响应除冰技术。分别根据NACA0012、NACA0018以及NACA0024三种翼型前缘曲率制作了三种不同弧度的冰型，基于等离子体合成射流激励器响应快，能耗低，射流强度高等优点，开展了单个及阵列布置激励器破除三维形态冰特性研究，分析了45°和90°两种不同方向出口对破冰特性的影响，阐明了等离子体合成射流激励器的破除冰机理及规律。结果表明：放电总能量为16.66J时，在单个激励器作用下，对于翼前缘类似NACA0012曲率半径较小的冰，射流冲击应力易在前缘驻点处集中，在翼前缘驻点线处能产生长达20cm的贯穿裂纹，从而实现有效破除冰，对于曲率半径较大的冰，破冰半径约5cm左右；保持放电总能量16.66J不变时，激励器采用沿驻点线的“一字型”阵列布置对于三种弧度的冰都能产生贯穿裂纹实现破除冰，表明激励器阵列能有效拓展破除冰面积，具备低能耗大面积破除冰能力。研究成果可为无人机低能耗、大面积破除冰提供理论及实践参考。

高超声速风洞自由来流扰动热线测量技术研究

熊有德李创创张振辉吴杰 — 2023-08-11 00:00:00.0

高超声速来流扰动的类型和幅值对边界层转捩、激波/边界层干扰等流动现象有着重要的影响。然而，目前对高超声速风洞背景扰动的了解及其有限，限制了相关问题研究。针对这一现状，使用高温热线高过热比和常规热线变过热比两种方法对华中科技大学马赫六高超声速风洞中的自由流扰动开展了热线测量。两种方法得到的扰动幅值相对误差不超过15%，不同雷诺数质量流量和总温脉动归一化脉动均方根值分别在0.77%~1.25%和0.1%~0.18%间。结合可压缩热线扰动图的方法验证了常规风洞中声波扰动占主导地位的假设，同时测得声波扰动方向约为120°~140°，对应声源速度约为0.67~0.78倍自由流速度。此外，基于高温热线的质量流量频谱，获得了40KHz以下自由流声波静压扰动频谱，发现10KHz以下低频部分扰动幅值约为1e-8量级，而高频部分则发生-5/3斜率的滚降。本研究证实了可压缩热线测量技术应用于高超声速风洞自由流扰动测量的可行性，得到了扰动类型以及幅值的频域分布特性。

基于横截函数的欠驱动航天器姿态跟踪方法（全驱系统专刊）

段超邵小东胡庆雷吴淮宁 — 2023-08-11 00:00:00.0

针对航天器姿态跟踪任务，考虑一种配置两个独立动量交换型执行机构的欠驱动航天器，提出了一种基于横截函数的任意姿态轨迹跟踪控制律。利用三维特殊正交群SO(3)建立航天器姿态运动学方程，并基于动量守恒条件，将动力学方程与运动学统一写成以执行机构输出角动量为控制输入的降阶系统。利用横截条件与Lie代数秩条件构造基于SO(3)的横截函数，其本质为能够任意逼近平衡点的一个嵌入子流形，并基于横截函数与姿态误差建立降阶跟踪控制系统的伴随系统。针对伴随系统，提出了一种光滑静态反馈控制律，利用Morse函数证明了对于任意轨迹闭环系统的最终有界稳定性。进一步针对可行轨迹，基于零动态系统设计了横截函数的参数自调整律，使得在零动态时横截函数趋近跟踪系统的平衡点，证明了闭环系统具有指数稳定性。最后，通过数值仿真验证了提出控制器的有效性。

基于叶尖计时的转子叶片轴向位移辨识方法

李天晴王维民张旭龙王树慧付振宇 — 2023-08-11 00:00:00.0

近年来，叶尖计时技术在透平机械叶片振动的监测与诊断中广泛应用，取得了较好的效果。然而叶尖计时法的测量结果为叶尖位移在旋转方向上的分量，叶片轴向位移导致的叶尖计时测点位置变化也会引入旋转方向上的位移分量，需对叶尖计时测量结果进行解耦，从中辨识叶片的轴向位移。依据叶尖计时测量原理，分析了测点位置变化对测量结果的影响关系，提出了基于叶尖计时的叶片轴向位移辨识方法。结合叶片型线方程，建立了融合叶片轴向位移的叶尖计时采样模型，仿真验证了所提方法的有效性。然后利用轴向位移可调式航空发动机压气机叶片实验台实测的叶尖计时信号进行实验验证，将转子叶片轴向位移辨识值与真实值进行对比，验证了本文所提方法的准确性。对于叶片运行状态的全面准确评估以及转子-叶片轴位移故障诊断具有重要的工程应用价值。

NNW-ICE软件的三维结冰模型及其精度验证

陈宁立易贤王强刘宇李维浩任靖豪 — 2023-08-04 00:00:00.0

结冰现象严重危害飞行器的飞行安全，而数值模拟是研究结冰的重要手段之一。NNW-ICE软件是一款由中国空气动力研究与发展中心开发的我国完全自主可控的结冰数值模拟软件。该软件中的三维结冰相变模型相比于传统的SWIM和Myers结冰模型增加考虑了表面接触角对水膜流动的影响，且能量方程中增加考虑了伴有蒸发现象的霜冰结冰。数值计算方法方面，软件采用有限体积法对方程进行离散，拓展了模型对于复杂几何构型的非结构网格的适用性，并且集成了一阶显式、四阶四步龙格库塔显式、一阶隐式、二阶一步龙格库塔隐式等多个求解器。本文还采用了冰风洞试验结果和商业软件FENSAP-ICE的计算结果对软件精度进行了验证。结果表明：NNW-ICE软件的计算结果与冰风洞试验结果吻合均较好，且精度总体优于FENSAP-ICE软件。

基于干扰观测器的一类组合航天器高阶全驱抗干扰控制（全驱系统专刊）

崔凯鑫段广仁 — 2023-08-04 00:00:00.0

本文研究了一类组合航天器的高阶全驱（high-order fully actuated, HOFA）抗干扰控制，其干扰包括具有未知参数的输入端干扰和常值外部干扰。首先，引入一种一般化的离散时间高阶全驱后向差分（step backward）模型，并对其中的两种干扰分别进行了干扰估计。其次，基于HOFA 系统框架，设计了基于干扰观测器的复合控制器，不仅可以有效抑制干扰，而且能够得到一个可任意配置特征结构的闭环系统。然后，利用参数化方法，分别建立了观测器增益矩阵和反馈控制矩阵的完全参数化形式。最后，所提方法被应用于一类实际组合航天器模拟器，仿真和实验结果充分说明了所提方法的有效性。

垂向冲击下的民机乘员腰椎载荷研究

石霄鹏钟欣言牟浩蕾解江曾志宇李培瑶 — 2023-07-28 00:00:00.0

在航空座椅的取证试验中，乘员腰椎载荷峰值水平可体现航空座椅对乘员的保护效果，同时也是判断其是否通过适航取证试验的重要指标。本研究建立含座椅坐姿乘员一维集中参数模型，以数值假人模型和机身框段垂直坠撞试验为对象，使用综合评价指标和遗传算法，完成模型的参数识别和模型有效性验证。而后，基于经验证的模型，开展地板加速度的加载峰值、加载时间和加载波形对乘员腰椎载荷影响研究，结果表明乘员腰椎载荷峰值与速度变化量整体上呈正相关，与加载波形无关。根据速度变化量的不同，乘员腰椎峰值对加载时间和加载峰值的敏感性不同。研究提出了一种快速评估乘员腰椎载荷的手段，形成了基于地板加速度的乘员腰椎载荷峰值响应包面，可为运输类民机的适坠性设计提供支持。

高速对转涵道风扇双驱动电机的热特性研究

黄维康张卓然达兴亚袁培博高华敏 — 2023-07-28 00:00:00.0

本文提出一种适用于高速巡航的对转涵道风扇的双电机驱动架构，采用对转风扇-风扇-电机-电机 (Fan-Fan-Motor-Motor，FFMM)的布局设计。在该驱动架构中，前后级驱动电机根据气动需求具有不同的功率和尺寸。FFMM布局的双电机驱动架构整体安装在涵道中心体内，有利于提高对转涵道风扇的气动性能，然而同一腔体内的双电机间存在热耦合和绕组间空腔的积温现象，难以判断风扇运行过程的电机温升情况和基于对转风扇气流的冷却效果。本文首先分析了所提的FFMM布局的双电机驱动架构在不同工况下的电机损耗分布特性；探究了电机间热耦合对前后电机温升的影响，并对电机间积温空腔热网络模型进行优化；为平衡中心体内前后电机的温度分布，减少中心体结构轴向长度，本文采用环状导热片结构调节双电机间的热耦合程度，有效提高电机间积温空腔的散热性能并优化前后电机的温升分布。最后基于高速对转涵道风扇搭建实验平台并完成电磁与温升实验。实验结果与仿真结果一致，表明直接风冷条件下FFMM布局高速对转涵道风扇有着较强的散热能力，并且环状导热片对FFMM布局的中心体内部温度的分布有着更好的冷却效果。

基于责任区划分的雷达网探测高超声速目标资源管理

郑建成曲智国谭贤四李志淮朱刚 — 2023-07-28 00:00:00.0

针对高超声速目标机动能力强导致对其实时跟踪分配计算量大的问题，提出一种基于雷达责任区划分的方法对该类目标进行预先跟踪分配。通过将雷达网发射的能量资源和延迟跟踪代价之和最小化作为优化目标，建立雷达网资源管理模型并求解目标跟踪分配结果，在此基础上提出最小化网内雷达资源最大需求的雷达责任区划分方法，进而推导考虑来袭目标分布密度的责任区最优划分公式，以对机动覆盖范围大的该类来袭目标进行预先跟踪分配。仿真结果表明，与不进行责任区划分的资源分配结果相比，提出的责任区划分方案可对最大约40%防御区域内的目标进行预先分配而不会产生更多的延迟跟踪次数，进而减少实时分配所需的计算量并提高雷达资源使用的鲁棒性。

融合注意力机制的红外小目标检测

李峻宇刘乾坤付莹 — 2023-07-28 00:00:00.0

随着图像中显著目标检测准确率的提高，人们关注的重点逐渐成为如何提升小目标的检测精度。然而，现有的目标检测方法主要研究以可见光图像作为输入的通用目标检测问题，小目标检测领域的大部分方法针对可见光图像，面向红外图像的小目标检测研究较少。红外小目标不含颜色信息，与常规目标尺度差别大，更加依赖上下文信息。针对这些问题，提出一种基于YOLOv5的红外小目标检测模型。在标准的YOLOv5模型基础上，为了有效结合目标周围的局部信息和整体特征中的全局信息，同时适应红外小目标的细微形态变化，提出了动态上下文信息提取模块（Dynamic Contextual Information Extraction Module）；引入通道-细节注意力模块（Channel-Detail Attention Module）汇聚红外小目标的通道信息和细节信息，提高回归精度；考虑到网络卷积过程中细节特征丢失的问题，在保证模型特征尺度相对应的情况下，上采样新的特征尺度来与浅层特征融合，捕捉更多红外小目标细节信息，避免特征混叠。为了证明方法的有效性，在公开的红外数据集ITTD、IRSTD-1k和NUAA-SIRST上进行验证。实验结果表明，在ITTD数据集中所提方法超过对比方法的mAP值5.1%。对比YOLOv5s基准模型，mAP值提高了3.7%，在IRSTD-1k和NUAA-SIRST数据集中也展示出了良好的检测效果，并对自身模型进行了消融实验。本文所提出的红外小目标检测模型对复杂场景下的红外小目标有着很好的鲁棒性，有效地提高了小目标检测的精度，降低了小目标的漏检率。

光学遥感图像舰船目标检测与识别方法研究进展

赵其昌吴一全苑玉彬 — 2023-07-21 00:00:00.0

不论是在军事侦查领域还是海洋执法方面，舰船目标检测与识别技术都至关重要，尤其是随着光学遥感卫星技术的发展，获取了大量的舰船成像数据，怎样迅速从大批量的光学成像资料中精确定位和鉴别出舰船目标是富有挑战性的工作。文章首先概述了光学遥感图像舰船目标检测与识别技术的发展历程和技术流程；然后依次阐述了光学遥感图像的获取与预处理、海陆分离、舰船目标检测和舰船目标识别等方面的研究进展，重点论述了采用传统和深度学习两类方法开展光学遥感图像目标检测与识别的研究进展；接着介绍了11种包含舰船目标的遥感图像数据集以及性能评价指标；最后分析了舰船目标检测与识别技术面临的主要问题，并展望了舰船检测与识别技术今后的发展方向。

氢气微混燃烧技术进展现状和未来展望

莫妲林宇震韩啸马宏宇刘一雄 — 2023-07-21 00:00:00.0

氢燃料在航空发动机、空天推进系统和地面燃气轮机等领域的应用可以实现零碳排放，对于缓解全球气候变化和保护环境具有重要意义。但氢燃烧应用仍面临着许多技术挑战，若在传统燃烧室中燃烧氢气将面临回火和氮氧化物排放高的风险，需要探索新的氢燃烧技术和污染物控制措施，以满足氢能迫切发展的需要。微混燃烧技术通过成百上千个微通道结合氢气微喷射，使空气和氢气快速掺混，形成微小尺度火焰，缩短氮气在高温区的驻留时间到毫秒等级，可大幅度降低氮氧化物生成。本文回顾了氢燃料在燃气涡轮发动机中的应用发展历史，梳理了氢气特点、NOx生成机理、微混燃烧原理、预混燃烧和扩散燃烧的掺混方式和头部结构特点，总结了国内外关于氢燃烧仿真和实验、以及热声不稳定问题的研究进展，讨论了微混燃烧室关键参数对气动热力过程和NOx生成的影响，归纳了NOx控制措施，为氢燃烧室工程设计提供理论和实验参考，并对氢燃烧技术未来的发展进行了展望。

异型喷口的多维偏转S弯喷管设计方法研究

孟钰博史经纬周莉王占学 — 2023-07-21 00:00:00.0

高气动性能、复杂构型的多维偏转S弯喷管气动型面设计是翼身融合布局隐身飞机的关键技术之一。通过改进Lee曲线方法和多参数耦合法，提出了一种异型喷口的多维偏转S弯喷管设计方法，实现了带矢量角的多维偏转S形中心线设计和圆形进口至异型喷口的截面过渡，可用于常规及空间受限布局下的多维偏转、带矢量角、非对称异型喷口、单/双发布局等多种类型的S弯喷管气动型面设计。基于数值模拟方法和小型涡喷发动机整机实验验证了提出的设计方法，结果表明：基于空间受限布局设计的超紧凑S弯喷管，在临界工况下，流量系数达到0.982，推力系数达到0.989，在超临界工况下，流量系数不小于0.984，推力系数不小于0.992；基于双发布局设计的双发S弯喷管，安装发动机后总推力相比原装喷管降低不大于4.58%，具有较好的气动性能。

动量环式主动增稳加油锥套建模与飘摆抑制

朱喆黄江涛章胜李飞杜昕单恩光唐骥罡王春阳 — 2023-07-21 00:00:00.0

空中加油软管-锥套受大气紊流等干扰产生飘摆运动，增加了对接过程的不确定性和危险性。创新设计了一种自旋动量环式主动增稳加油锥套，在锥杯处集成一对偏置动量环实现飘摆抑制，避免传统翼舵式锥套回收时舵面与加油机吊舱口撞击风险。基于拉格朗日方程建立了考虑动量环旋转的多级串连单摆系软管-锥套系统运动模型，分析了阵风及大气紊流干扰对锥套飘摆运动特性的影响，提出了基于动量环控制的飘摆抑制方法，仿真表明能够有效缩短阵风干扰下锥套收敛至稳态位置的时间，减小大气紊流干扰下锥套飘摆幅度，削弱高频动态响应。

卫星光机载荷热模型参数高效修正方法研究进展

李玉涵杨宝玉吴亦农张强唐晓 — 2023-07-21 00:00:00.0

卫星光机载荷的光学效能与热设计密切相关，热控系统的模型修正是热设计必不可少的环节。近年国内外涌现出许多基于深度学习和寻优算法的提高热模型修正效率和精确度的方法可供参考，目前还没有进行系统的归纳。本文针对新出现的修正方法进行了总结，重点分析了在卫星光机载荷热控模型修正这一特殊问题中提高修正效率的几种手段——合适的寻优算法、构建代理模型和开发自动修正工具等。具体分析了这三种手段各自的研究进展及其适用条件和局限性，并提出了对于修正工具开发的思考。最后，对卫星光机载荷热控模型修正领域进行了展望，为后续提高热模型精确度和修正效率提供了方向。

模拟月面高温环境下120N发动机点火特性和排气试验（“航天推进”专刊）

陈锐达陈夏超陈泓宇徐辉洪鑫 — 2023-07-14 00:00:00.0

为了考察月面高温环境下液体火箭发动机的工作能力，开展了双组元120N自燃推进剂发动机高空模拟热试车，通过包覆热控组件和比例积分微分控制装置实现了对推进剂供应管路和电磁阀壳体的加热和保温，研究了常温以及80~135℃保温对发动机点火时的稳态工作性能、脉冲工作性能的影响，验证了保温后进行长脉宽脉冲程序点火排出汽化推进剂的可行性。试验结果表明：各个高温条件下，发动机均可实现稳态和脉冲模式工作，稳定后稳态工作性能相当，基于推力测量的启动响应时间较常温条件下明显延长，关机时恢复至正常水平。受推进剂密度和四氧化二氮气液流动状态的综合影响，在保温80、90、105、120、135℃时，30ms脉宽下首个脉冲推力冲量相对常温条件下的占比分别为80、66、31、16、17%。当脉宽小于或者大于启动响应时间时，推力冲量相较常温下的偏差值随脉宽增大均逐渐缩小。7组128ms脉宽的脉冲程序可以基本排净推进剂供应管路内汽化的推进剂，排气程序结束后发动机脉冲工作性能恢复至正常水平。

共轴刚性旋翼高速直升机配平策略优化设计研究-2023高速直升机关键技术专刊

王梓旭李攀鲁可朱振华陈仁良 — 2023-07-14 00:00:00.0

最大巡航速度和最大平飞速度是共轴刚性旋翼高速直升机最重要的性能指标之一，其特殊的构型和工作方式导致其旋翼桨毂载荷问题突出。高速飞行俯仰姿态、平尾安装角、横向周期变距差动和旋翼转速等配平状态和设计参数对需用功率、桨毂载荷和操稳特性等具有显著的非线性交叉耦合影响，本文在考虑飞行品质相关要求下开展了高速飞行配平策略优化设计方法研究，为获得飞行性能和桨毂载荷综合最优配平策略提供设计手段。首先，基于共轴刚性旋翼高速直升机非线性飞行动力学模型，分析了不同配平策略设计参数对配平特性、稳定性和操纵性等影响规律。在此基础上，将配平策略设计问题描述为数学优化问题。最后，为提高优化计算效率和降低优化失败风险，基于Kriging代理模型开展配平策略优化设计研究。优化结果表明：在最大巡航速度和最大飞行速度下，相比基准配平策略，在最优功率配平策略下需用功率分别降低5.7%和6.9%；在最优桨毂力矩配平策略下桨毂力矩载荷分别降低55.6%和55.2%；在需用功率和桨毂力矩综合最优策略下需用功率分别降低1.8%和3.1%，桨毂力矩载荷分别降低49.4%和46.2%，验证了本文提出的配平策略优化设计方法的有效性。

一种光滑型TENO非线性加权的WCNS格式

吴文昌马燕凯韩省思闵耀兵燕振国 — 2023-07-14 00:00:00.0

可压缩湍流流动广泛存在航空航天领域，流场中激波间断与多尺度湍流共存使得高精度数值模拟面临巨大挑战。为了提升复杂湍流模拟的精度，在加权紧致非线性格式（WCNS）格式框架下，发展基于TENO格式加权策略的WCNS-T格式，并进一步从数值计算收敛性和精度兼顾的角度提出光滑型S-TENO非线性加权方法及其WCNS-ST格式。通过频谱特性分析、一维Lax和Osher-Shu算例、二维双Mach反射算例测试了发展的WCNS-ST格式对于间断与高频波的捕捉能力；通过二维圆柱层流绕流与三维30P30N多段翼型的自适应湍流模拟，重点对比研究了原始TENO加权与当前的S-TENO加权在粘性复杂流动中的收敛特性及其对数值计算结果的影响。研究发现，当前提出的S-TENO非线性加权保持了原始TENO非线性加权的色散耗散特性及激波捕捉方面的能力，同时明显改善了WCNS-JS和WCNS-Z格式中非线性耗散过大的问题；S-TENO非线性加权显著改善了原始TENO非线性加权中权值阶跃导致的收敛困难问题。以上结果表明，当前提出的光滑型S-TENO非线性加权及其WCNS-ST格式在实际复杂构型流动数值模拟中兼顾精度和收敛性，更加适用于复杂工程应用场景

多飞行状态倾转旋翼气动优化设计-“2023直升机关键技术”专刊

王宗辉杨云军赵弘睿王雪晨 — 2023-07-14 00:00:00.0

基于动量叶素理论建立了涵盖悬停、倾斜前飞和高速巡航多飞行状态倾转旋翼气动性能计算模型，将计算模型配合NSGA-II多目标遗传算法，以倾转旋翼悬停、倾斜前飞和高速巡航飞行效率为优化目标，桨叶翼型展向分布、弦长和扭转角等参数为优化变量，设计了一款倾转旋翼。采用由经典的分离涡模拟方法（DES）改进得到的延迟分离涡模拟方法（DDES）对旋翼流场进行模拟仿真，捕获了较高精度的流场尾迹，分析了倾转旋翼流场的诱导速度分布，同时验证了动量叶素理论计算模型具有较高准确性和可信度。计算结果表明，同样飞行工况下，相较于原倾转旋翼模型，悬停效率从71.78%提高到75.34%，巡航效率从62.93%提高到71.32%。

CNT树脂基复合材料断裂韧性的优化设计

贾文斌方磊张根史剑何泽侃宣海军 — 2023-07-14 00:00:00.0

与碳纤维相比，碳纳米管（CNT）具有更高的力学性能和更低的密度，是完美的树脂基复合材料增强相，在航空航天领域具有广阔应用前景。本文提出一套CNT树脂基复合材料单边缺口弯曲（SENB）试件制备工艺，以及断裂韧性试验过程中微纳观结构和参数的测量方法。采用不同长度的多壁碳纳米管和不同时长的臭氧处理，制备出SENB试件进行断裂韧性实验，定量分析微纳观参数界面长度和C-C键密度对宏观断裂韧性的影响，提出断裂韧性优化方案。研究结果表明：界面C-C键密度和臭氧处理时间呈线性关系；增韧率随着臭氧处理时间先大幅增加后大幅下降，即存在临界界面C-C键密度使得复合材料的增韧率最大；弱界面的增韧率随着界面长度先大幅增加后略微下降；强界面的增韧率随着界面长度先大幅增加后大幅下降；当断面的CNT拔出和拔断的占比相近时，即复合材料失效形式从CNT拔出转变为拔断，断裂韧性最大。

超声速下盘缝带伞不同收口方式气动特性研究

代雨柔李健薛晓鹏荣伟 — 2023-07-14 00:00:00.0

随着我国航天事业的发展，对大面积、高强度、低开伞力、低重量体积的高性能超声速降落伞的应用需求越来越突出。超声速收口技术是满足未来需求的一种可能的技术途径，但是国内外在此领域的研究工作欠缺。文章以超声速盘缝带收口降落伞为研究对象，采用流固耦合的方法，对不同收口方式的不同收口比下的盘缝带伞的气动特性进行研究。结果表明，盘收口降落伞在呼吸时，盘的部分基本保持充满状态，带的部分发生不规则的膨胀和收缩。而带收口时，盘和带的部分则一起进行膨胀收缩。对于收口的气动特性方面，盘收口的阻力系数和投影面积随着收口比的增大而增大，而带收口则没有明显变化。

无人机GNSS/IMU组合导航系统完好性监测方法研究

赵靖 — 2023-07-07 00:00:00.0

针对民用无人机组合导航系统中，全球导航卫星系统（GNSS）和惯性测量单元（IMU）均存在故障风险的情况，提出一种兼顾GNSS和IMU故障风险的组合导航系统完好性监测方法。该方法根据故障检测结果建立完好性风险模型，设计完好性风险需求分配方案并建立各故障模式的保护级反演模型，利用滤波新息表达过去历元故障偏差对定位误差的影响，解决故障起始历元和故障偏差取值未知的前提下保护级反演难题。典型无人机低空飞行作业场景下的仿真结果表明，该方法设计的保护级反演模型计算所得保护级可跟踪定位误差的变化趋势，对定位误差形成包络，从而保障组合导航系统的完好性。

编队航天器协同绕飞非合作目标的全驱预设性能控制（全驱系统专刊）

殷泽阳邢友朋韩飞魏才盛廖宇新 — 2023-07-07 00:00:00.0

针对利用多星编队协同绕飞空间非合作目标的控制问题，考虑外部干扰和目标非期望轨道机动影响，提出了一种基于全驱系统理论的分布式约定时间预设性能控制方法。首先，基于视线坐标系建立服务航天器编队绕飞非合作目标的相对运动方程，并将其转化为全驱系统形式以降低控制器设计复杂度；其次，结合拓扑理论设计一种分布式约定时间预设性能控制器，保证多星编队绕飞的瞬态和稳态控制性能；此外，引入扩张状态观测器观测并合理补偿系统中存在的不确定项与干扰，提高多星编队绕飞的控制精度与鲁棒性。最后，通过两组绕飞仿真验证了所设计控制方法的有效性。

共轴刚性旋翼气动及噪声特性的参数影响分析-“2023高速直升机关键技术”专刊

刘琦史勇杰胡志远徐国华 — 2023-07-07 00:00:00.0

共轴刚性旋翼直升机是未来高速直升机发展的重要方向之一。本文研究了其前飞时旋翼桨-涡干扰（BVI）流场及气动噪声特性，探究了参数变化对其气动和噪声特性的影响规律。为精细捕捉旋翼尾迹流场，提出了一套高精度的共轴刚性旋翼直升机流场计算方法，该方法基于雷诺平均的Navier-Stokes（RANS）方程为控制方程，并用五阶WENO-Z格式重构空间变量，以运动嵌套网格系统模拟旋翼桨叶运动。同时，使用了基于Farassat 1A公式的旋翼噪声计算方法，对旋翼桨-涡干扰噪声具有较高捕捉精度。应用所建立的方法，分别对孤立单旋翼、无机身共轴旋翼和有机身共轴旋翼流场进行计算对比，研究了该构型旋翼自身桨-涡干扰、旋翼间干扰和机身干扰对共轴刚性旋翼气动及噪声特性的影响。然后还计算分析了不同几何参数对共轴刚性旋翼气动及噪声特性的影响，得出了一些新的结论。

航天器的可重构性与自主重构方法（“可重复使用火箭技术”专栏）

屠园园王大轶张香燕李嘉兴黄晓峰 — 2023-07-07 00:00:00.0

本文面向火箭、导弹、卫星等多类航天器安全可靠自主运行的迫切需求，对航天器的可重构性与自主重构方法展开了深入研究，旨在提升故障下的系统重构能力。首先，考虑气动力矩、地磁力矩、重力梯度力矩、过程噪声等各类实际干扰因素影响，提出了一种受扰系统的可重构性评价方法，实现了重构能力的判定和量化。然后，提出了一种主被动结合的自主重构方法框架，平衡了重构方案的实施效果与实现难度；并在设计具体的重构算法时，提出了一种正常模式与故障模式一体化设计方法，权衡了系统的标称性能和重构能力，降低了重构方案的过保守性。最后，通过一个仿真实例验证了所提方法的有效性。

无人机韧性自主定位技术综述

赵春晖刘安萌吕洋潘泉 — 2023-07-07 00:00:00.0

当前无人机自主定位技术研究多针对特定硬件配置平台在稀疏友好环境中满足简单任务时的定位要求，在大范围复杂稠密环境和长周期复杂任务时不具备持续性、高可靠性和强适应性，制约了无人机更大规模和更广范围的应用。本文聚焦无人机韧性自主定位技术，从自主定位系统回路中的感知、估计、控制三个核心环节出发，关注持续性、可靠性和适应性等韧性指标，按多源冗余信息融合、鲁棒后端估计和具备感知意识的控制策略对国内外研究工作进行了梳理评述，指出在韧性指标要求下当前无人机自主定位技术的局限性，以及在有限机载资源条件下进行方法集成的技术难点，对无人机韧性自主定位技术的发展方向进行了展望。

基于磁流变技术的主动控制拦阻装置设计与分析

郝嘉煜彭一明魏小辉马辉 — 2023-07-07 00:00:00.0

针对传统液压拦阻在面对多种类无人机拦阻功能适配性不足的缺点，基于磁流变技术和主动控制技术，提出了一种闭环拦阻装置。运用AMESim搭建了拦阻系统动力学仿真模型，并基于序列二次规划法对拦阻系统结构参数进行了选定，基于选定的参数，对拦阻过程进行动态特性仿真，并对主动控制系统介入前后性能进行比对分析。为了更准确的模拟无人机拦阻过程的动态特性，基于有限段法构建拦阻索，并引入VL Motion构建多学科协同联合仿真。研究结果表明：主动控制介入后挂索瞬间峰值加速度相比加入前下降23%，拦阻距离下降9%，拦阻时间缩短3%，并且在挂索后无人机持续减速的过程中，加入主动控制后无人机加速度变化更加缓和；针对不同重量无人机，基于磁流变技术的主动控制拦阻装置比液压拦阻系统的适配性更好，拦阻距离和拦阻过载更加集中可控。

气体引射效应对飞行器气动特性的影响研究-跨域飞行器关键技术专刊

樊宇翔赵瑞左政玄杨光李宇 — 2023-07-07 00:00:00.0

烧蚀热防护材料在高热负荷下会发生热解，产生的热解气体进入到边界层中会起到降热减阻效应。首先建立壁面质量引射边界条件，验证该边界的准确性，并针对高超声速钝楔模型，研究了不同攻角，不同引射气体对壁面热流和摩擦阻力的影响机理和规律。计算结果表明，由于壁面质量引射的存在，迎风面激波脱体距离增加，高温区域远离壁面，壁面热流和摩擦阻力均降低。同时相比于空气引射，同等质量流率下热解气体引射导致的激波脱体距离更远，壁面附近的温度梯度、粘性系数和切向速度梯度也减小更多，因此降热减阻效果也更为显著，并且随着攻角的减小，迎风面质量引射的降热减阻效率有所增大。此外，引射质量流率的增加提高了降热减阻效率，空气引射的质量流率为热解气体的两倍时，两者的降热减阻效率才近乎相等。

共轴双旋翼/尾推桨/传动耦合系统动力学建模与固有特性分析-“2023直升机关键技术”专刊

李博王潇 — 2023-06-27 00:00:00.0

高速直升机采用了前行桨叶、降旋翼转速、尾推等技术来实现高速飞行，其中共轴刚性双旋翼、变转速传动系统、高功率输出尾推桨所构成的耦合系统给传统直升机扭振分析带来了新的挑战。针对高速直升机多模式复杂耦合扭振系统，本文创新性地提出了一种基于传递矩阵法的新建模策略。相比较于传统有限元方法建模策略，该方法无需对传动链进行当量化处理，也不需要基于哈密顿原理推导系统的整体控制方程，而是可根据系统的拓扑结构直接写出系统的控制方程。此外本文创新性地引入了分叉虚铰链单元，从而可以将任意拓扑结构的传动链都解耦成多条相互独立的链式传动链，从而进一步显著降低建模难度。最后基于该方法研究了高速直升机不同工作模式下的耦合扭振动力学。

GPU加速高阶谱差分方法在风扇噪声中的应用研究

张东飞高军辉 — 2023-06-27 00:00:00.0

风扇是大涵道比涡扇发动机的主要噪声源之一，准确预测风扇噪声对声学设计和噪声机理分析具有重要意义。高精度计算气动声学方法是风扇噪声计算的一个重要途径，但是由于巨大的计算资源需求，限制了其在风扇噪声计算上的应用。本文把GPU加速计算方法应用到高阶谱差分计算气动声学求解器中，对不同的GPU/CPU异构计算模式进行了测试和优化，并分析了影响异构计算效率的瓶颈。在A100 GPU卡上的测试结果表明，相比于28核的CPU计算节点，采用静止和运动网格的GPU计算加速比分别为20.4和13.9。最后，本文把GPU加速的计算气动声学求解器应用到低速风扇噪声数值模拟中，准确预测了管道内前两阶叶片通过频率(BPF)的主导模态，与实验测量结果相比，模态声功率级误差在5分贝以内。

航空用高速连接器的信号反射抑制与优化设计

骆燕燕杨硕潘晓松赵绪怀张莉 — 2023-06-21 00:00:00.0

优化高速连接器的电气-机械结构，抑制信号在其内部传输时的反射现象，对提升高速连接器的传输性能及高速互联系统的稳定性至关重要。分析了高速连接器信号反射问题的根本来源及影响因素，结合优化量的仿真结果，提出了一种在工程中改善高速连接器信号反射问题的优化设计方法。首先，推导出信号反射问题在频域和时域的表征参数。其次，利用HFSS仿真分析各优化量的参数变化对信号反射现象的影响规律。最后，根据仿真结果，以最优化信号反射的表征参数为目标，确定高速连接器的系统优化方案，并通过测试实验来验证其有效性。设计结果表明：接触件插针在线径变化处的线径差异增大时，信号反射加剧；增大端接线缆线径，选用介电常数更小的插座端绝缘体材料，则能够有效抑制信号反射。优化结果表明：采用所提出的优化设计方法后，高速连接器差分阻抗的最大值减小到110Ω以下，最小值增大2.72%以上，波动范围减小31.7%~41.8%；回波损耗在不同频率范围内的最大值均有所减小，整体数值改善约9.8%~12.3%，信号反射问题得到显著改善。

基于钝体扰流的氢气微混扩散燃烧组织研究

莫妲马宏宇林宇震韩啸刘一雄 — 2023-06-21 00:00:00.0

氢气是实现航空发动机零碳排放最具有应用潜力的燃料之一，本文提出一种蜂巢钝体微混扩散燃烧结构，内置微型钝体扰流主流空气，以增强与氢气掺混。采用k-ω SST湍流模型和FGM(Flamelet Generated Manifold)中的扩散火焰方法，数值仿真模拟了基准方案在无氢气喷注、冷态、热态工况下的流动燃烧特性，详细分析了微混单元气动热力过程。建立了基于响应面预测和遗传算法的蜂巢微混单元优化设计流程，以钝体角度和钝体出口高度为约束条件，NOx排放最低为优化目标，获得了NOx排放的影响规律和最优方案。研究结果表明：钝体三维尾迹涡耦合氢气射流涡可显著增强主流扰动和掺混，氢气射流涡受工况和结构参数影响较大，钝体出口高度是影响NOx生成的敏感性参数，在2030 kPa和818 K的进气条件下，最优方案的NOx排放低于5ppm@15%O2。

圆截面超声速燃烧室乙烯燃料喷注火焰结构和模式分析(“航天推进”专刊)

汤涛于江飞黄玉辉汪洪波孙明波赵国焱熊大鹏王振国 — 2023-06-21 00:00:00.0

采用耦合了火焰面/进度变量模型的混合RANS/LES方法对高马赫数下的乙烯燃料圆截面超燃冲压发动机燃烧流场开展了数值研究，计算结果显示出与试验高度一致的燃烧结构和释热特征。在此基础上，分析结果表明，流场的混合过程由大尺度流动结构主导，流道中心的激波系是促进涡量产生、燃料掺混以及下游反应区褶皱的直接原因。凹腔在此构型和工况中没有直接参与释热，而是起到了诱导激波产生从而促进混合和燃烧的作用。整体上，燃烧呈现时空多尺度特征，火焰在向下游传播的过程中逐渐向近平衡状态发展。超燃模态和扩散燃烧主导了整个反应区，并且大部分燃烧处于薄反应区模式和破碎火焰面模式。

螺旋桨多设计点气动优化方法和变桨距角策略

刘坤澎王海峰江泓鑫杜晨曦 — 2023-06-21 00:00:00.0

高空太阳能无人机在起飞爬升阶段飞行速度慢，爬升率低，爬升时间很长，需要螺旋桨提供大拉力以实现快速爬升，但低空空气密度大，螺旋桨处于小转速、大扭矩状态。在20km高空飞行阶段，空气密度只有地面的1/14，要求螺旋桨处于高转速、高效率状态。受动力系统的功率限制，定桨距螺旋桨无法匹配这两种状态，需要采用变桨距技术，实现低空的小桨距、低转速、大拉力构型，高空的大桨距、高转速、高效率构型。提出了一种满足多设计点螺旋桨气动外形优化方法和多工况变桨距角策略。建立了基于片条理论的螺旋桨多设计点气动外形优化模型，实现了螺旋桨各剖面弦长和扭转角分布等外形参数优化；在此模型上加入了考虑桨距角变化的快速气动计算模型，实现了多工况下变桨距角策略。通过对比定桨距和变桨距下的螺旋桨气动性能，结果表明，基于螺旋桨多设计点气动外形优化模型设计的螺旋桨在高空多设计点效率均在80%以上，有利于太阳能无人机的长时间飞行；考虑变桨距优化策略的螺旋桨，在起飞爬升工况拉力最高可以提升78.42%，可以提供更大的爬升率，有利于太阳能无人机在起飞时快速通过对流层到达高空设计点飞行。

高超声速双楔激波干扰定常射流控制实验研究

谢玮罗振兵周岩刘强吴建军董昊 — 2023-06-21 00:00:00.0

激波干扰问题是超声速/高超声速飞行器中广泛存在的现象，且会带来压力载荷、热载荷剧增等严重问题。为了降低激波干扰区热载荷，开展了高超声速双楔流场第V类、第IV类激波干扰气源/自持定常射流控制实验研究。双楔激波干扰气源定常射流控制降热机理体现在两方面：射流的隔绝作用以及激波干扰结构改变作用。在射流控制下，激波干扰区与壁面的干扰强度减弱，流场结构变化显著，不再是典型的第V类、第IV类激波干扰结构，壁面热流也相应降低。射流压比越大，隔绝作用及结构改变作用越强，热流极值降低比例也越大，第V类、第IV类激波干扰的热流极值最高分别降低约81.2%和79.6%。自持定常射流通过收集高速来流能量产生，在自持射流控制下，双楔第V类、第IV类激波干扰区热流极值分别降低20%和4.5%，提高自持射流压比，是提升其激波干扰控制降热效果的关键。

可变马赫数乘波体的宽速域性能优势探究

孟旭飞白鹏刘传振 — 2023-06-21 00:00:00.0

主动学习基自适应PC-Kriging模型的复材结构可靠度算法

龚煜廉张建国吴志刚褚光远范晓铎黄赢 — 2023-06-16 00:00:00.0

针对复合材料机翼随机固有频率可靠性分析这一复杂、高维、高度非线性和计算时间长的问题，本文提出了一种主动学习基自适应PC-Kriging模型的可靠度算法。在基自适应PC-Kriging模型中，采用一种基自适应策略来确定多项式混沌展开部分的正交多项式基，以近似数值模型的全局响应，Kriging用于高阶非线性插值以近似数值模型的局部响应。在主动学习可靠度计算框架中，引入加权K均值聚类，在一次迭代中添加K个对失效概率贡献较大的候选样本点以减少迭代次数和加快收敛速度。通过一个高度非线性的数值算例分析，证明了所提方法的有效性和准确性。将该方法应用于复合材料板和复合材料机翼的随机固有频率可靠性分析，获得了准确高效的可靠度计算结果。

受约束航行体跨介质实验方案设计及其CFD分析-“跨域飞行器关键技术”专刊

刘君遥于勇 — 2023-06-16 00:00:00.0

航行体在跨水空介质过程中因受到空气、水等多相流场的作用，航行体所受到的力载荷和表面压力呈高度非线性和时变性特征。针对该载荷特性和跨介质过程中多相界面演化，设计了可实现航行体入水-出水完整运动过程中，其所受流体力载荷测量及水空界面演变可视化拍摄方案。为对实验方案作前期验证，采用流体体积法(volume of fluid, VOF)多相界面捕捉模型，并在重叠网格框架下对航行体旋转跨水空介质过程进行了三维流动模拟。分析了航行体在不同旋转入水速度、不同最大入水深度下完成跨介质过程所受到的流体力载荷特性、相界面演化、压力场、速度及涡量演化特征。数值结果表明：相比于另外两方向，迎水运动方向所受力载荷呈主导作用，其数值变化随入水深度呈准对称分布，并随旋转入水速度增大而增加。不同最大入水深度下，航行体及XY中截面压力场表明，高压区始终存在于航行体前缘头部，低压区则分布于肩部区域，且其峰值受最大入水深度影响有限。流线的分布则说明了航行体跨介质过程中复杂的流动特性，其速度峰值存在于航行体尾部不稳定流动区域。跨介质过程中，涡结构会因运动状态改变和水空不同介质作用而产生分化、生长、耗散和范围延伸。此外，较小的最大入水深度会产生更加复杂的流场分布、涡结构尺度以及涡量发展特性。

基于CDM理论与SVM模型的2014-T6铝合金疲劳寿命预测

高同州贺小帆王晓雷李紫光朱振涛詹志新 — 2023-06-09 00:00:00.0

基于连续损伤力学（CDM）理论与支持向量机（SVM）模型，建立了一种疲劳寿命预测的新方法，旨在提高2014-T6铝合金材料疲劳寿命预测的准确性。首先，通过采用连续损伤力学模型及基于Abaqus的UMAT子程序的二次开发，建立了一种用于预测2014-T6铝合金疲劳寿命的损伤力学有限元数值实现方法，并提出了基于粒子群算法的材料参数的标定方法。然后，为了进一步优化预测结果，利用支持向量机模型对基于损伤力学的疲劳寿命预测结果的误差进行训练，从而修正数值预测结果。通过将损伤力学有限元的预测结果、支持向量机模型修正后的预测结果与实验结果进行对比，发现采用支持向量机模型修正后的预测结果的精度较高，验证了所提方法的适用性，为2014-T6铝合金疲劳寿命预测提供了一个有效的解决方案，有望在实际工程应用中发挥重要作用。

GBAS对流层异常完好性监测参数研究

李家祥程建华李亮那志博贾春 — 2023-05-31 00:00:00.0

地基增强系统(GBAS)服务于与生命安全相关应用时，有必要开展对流层异常监测以保证导航精度和完好性。观测域最大可容忍对流层延迟和对流层异常概率是设计GBAS对流层异常完好性监测体系的关键参数。本文以满足适航需求为基础，实现定位域所需导航性能与观测域所需监测性能之间的转换，基于最差保护原则实现了观测域最大可容忍对流层延迟的量化。欧洲中尺度天气预报中心(ECMWF)2010-2019的气象数据被用于对流层反演分析，验证了对流层波导异常和非标称对流层延迟两类故障发生概率。使用北斗真实数据和气象数据开展仿真验证，结果表明：为保障GBAS支持的精密进近和着陆服务完好性和可用性，观测域最大可容忍对流层延迟取值范围为0.57m~0.92m(对应下滑角=2.5°~3.5°)；沿海地区，对流层波导异常概率处于10%-50%之间，但其对GBAS完好性影响较低；非标称对流层延迟概率保守设置为5.3×10-3，以保证GBAS完好性。上述仿真结果为对流层异常完好性监测器设计和GBAS完好性监测体系完善提供了重要参考。

面向多核CPU/众核GPU架构的非结构CFD共享内存并行计算技术研究

张健李瑞田邓亮代喆刘杰徐传福 — 2023-05-29 00:00:00.0

针对现代高性能计算机架构开展非结构CFD节点内共享内存并行，是提升浮点计算效率、实现更大规模流体仿真应用能力的关键。然而由于非结构网格CFD计算存在拓扑关系复杂、数据局部性差、数据写冲突等问题，传统算法如何共享内存并行化以高效发挥多核CPU/众核GPU的硬件能力，成为一个重大的挑战。从一个工业级非结构CFD软件出发，通过深入分析其计算行为和访存模式，设计实现了多种共享内存并行算法，采用了网格重排序、循环融合、多级访存等数据局部性优化技术进一步提升性能。特别的，面向多核CPU架构，系统开展了循环级与任务级两种并行模式的对比研究；面向众核GPU架构，创新地提出了一种基于多级访存优化方法的规约并行策略。利用M6机翼和CHN-T1飞机算例对所有并行算法及优化技术进行了全面验证与评估。结果表明：在多核CPU平台上，基于剖分复制的任务级并行策略性能最好，采用Cuthill-McKee重排序以及循环融合分别使整体性能提升10%。在众核GPU平台上，基于多级访存的规约策略具有显著的加速效果，优化后热点函数的性能相比优化前提升了3倍，相比CPU串行性能整体加速比可达127。

焊丝超声振动对铝合金GMA焊缝成形及气孔的影响

应岳峰陈琪昊王卫东毛欣宇 — 2023-05-29 00:00:00.0

铝合金GMA焊接过程中引入超声能场可以有效降低焊缝气孔缺陷及改善焊缝成形。通过焊丝的超声频振动引入超声能场，可以避免超声能量转化率低及焊炬复杂化等弊端，是一种可行的超声施加方式。然而，关于焊丝超声频振动对铝合金GMA焊缝成形及气孔行为的影响尚不清晰，本文对此进行了具体研究。结果表明：焊丝超声频振动后，焊道波动范围与表面粗糙度均减小，同时焊缝表面光亮程度也提高，当超声工具头振幅为26.3 μm时，焊缝表面成形最佳；焊缝熔宽和熔深都有不同程度的增大，随着超声工具头振幅的提升，深宽比总体呈上升趋势，当超声工具头振幅为26.3 μm时，深宽比提升幅度为9.72%；焊缝气孔缺陷明显得到改善，当超声工具头振幅为22.8 μm、24.9 μm及26.3 μm时，焊缝气孔数量减少幅度分别为76.9%、65.7%及71.8%，同时气孔主要分布于焊缝上部；声学仿真结果表明，超声能量主要沿焊丝轴向传播，熔池下部声压幅值较大，这与焊缝熔深增加及焊缝下部气孔减少具有较好的对应关系。本研究对超声辅助铝合金GMA焊接技术的发展及理论的丰富具有重要意义。

战斗机驾驶舱环境热舒适性仿真与优化

刘钟琦胡旭阳罗海宁王晓明董素君 — 2023-05-24 00:00:00.0

战斗机驾驶舱环境热舒适性是保障飞行员人机工效，确保战斗机发挥最佳作战性能的重要因素。但是，常用PMV-PPD人体热舒适性评价指标无法适用于驾驶舱内极度不均匀流场和温度场环境，驾驶舱环境热舒适性缺乏有效优化设计手段。本文首先利用STAR-CCM+和TAITherm两个软件，实现了驾驶舱内气流组织与Fiala人体生理模型和Berkeley热舒适评价指标的联合仿真功能；进一步以人体热舒适性和温度不均匀性系数为优化指标，采用遗传算法(GA)对驾驶舱多个送风口流量分配进行一定优化设计。与传统非耦合求解方法相比，联合仿真方法可有效提升驾驶舱内飞行员皮肤温度与热舒适性计算精度。与原始设计方案相比，优化后人体周围环境温度不均匀系数改善16%，整体热舒适性提升了0.285，占该档量化表阶梯的14%。同时，优化方案绝大部分局部热感受和热舒适性都有不同程度的改善。其中，头部和颈部改善最大，颈部热感受与热舒适性分别提高了0.55和0.781，分别占该档量化表阶梯的55%和39%。

小推力气氧气甲烷火箭发动机的点火过程观测研究（国防科大70周年专刊）

周奇遇张家奇 — 2023-05-24 00:00:00.0

采用高速摄影，对姿控级气氧气甲烷火箭发动机开展了点火过程观测研究，研究了火花塞类型、高压火花塞缩进及混合比对点火过程的影响。结果表明：本文所述的点火过程则可进一步细分为火花产生、火核生成、火核生长、混合物点燃、下游传播、火焰回传等6个过程。从试验结果看，火花塞类型，包括半导体火花塞和高压火花塞等两类，对点火过程所需的时间没有影响。高压火花塞缩进从0.5mm增加到8.0mm，点火过程所需的时间从0.18ms增加到0.65ms。高压火花塞缩进8.0mm的条件下，混合比从2.5下降到2.0，点火成功火花序号从第16增加到第17，与此同时点火过程所需时间从0.65ms下降到0.29ms。

非合作目标软捕获后的动力学参数无激励辨识

徐升褚明蔺绍奇常睿孙汉旭 — 2023-05-24 00:00:00.0

针对非合作目标动力学参数的在轨辨识问题，提出一种基于软对接机构状态感知的无激励辨识方法。当非合作目标被捕获后，复合体进入冲量缓冲和卸载阶段，软对接机构则处于无激励运动响应状态。首先，分析搭载软对接机构的主航天器运动学，建立包含非合作目标动力学参数的复合体动量方程，进而完成复合体绝对动量增量方程的构建。其次，针对求解动力学参数时存在的奇异问题，设计一种矩阵连续增维的方法实现避奇异求解，并通过矩阵条件数求解完成终止条件的度量。最后，仅需在轨感知搭载软对接机构主航天器的广义坐标和广义速度，即可实现非合作目标动力学参数的辨识。数值仿真实验表明，提出的非合作目标动力学参数在轨无激励辨识方法，具有求解速度快、辨识周期短、对基座姿态影响小和辨识精度高的优点。

电磁散射测试的可重构绳系并联支撑机构

柳汀林麒刘震王晓光吴惠松许勇刚 — 2023-05-22 00:00:00.0

鉴于电磁散射测试时被测目标物姿态滚转变化的需求，提出一种能同时满足全滚转扫描和其它多种姿态测试要求的可重构绳系并联支撑机构设计方案，并对其进行了理论分析和实验验证。用双回转机构构建可重构绳系并联支撑机构，建立了该机构的运动学模型和静力学模型。根据该机构的结构矩阵，采用蒙特卡罗法，求解其力闭合工作空间，计算得到设计参数下的姿态工作空间，分析了目标物全滚转、俯仰，全滚转、俯仰和偏航两种组合姿态运动状态下，绳长的变化规律和绳拉力的分布情况。进一步地，分别对泡沫转台支架和绳系结构支撑的电磁散射特性进行了测试和分析。最后，分析了某飞机目标物在泡沫转台支架和绳系支撑下的雷达散射截面。结果表明：在8~12GHz频段内，可重构绳系并联支撑机构表现出很好的低散射特性。两种支撑方式下飞机目标雷达散射截面测试误差的绝对值不到1dBsm，相对误差介于±10%。可重构绳系并联支撑机构支撑可拓展电磁散射测试能力，具有良好的工程实际应用前景。

超声速燃烧中的概率密度函数方法研究进展（国防科技大学办学70周年专刊）

乔竑玮梁剑寒张林孙明波陈玉俏 — 2023-05-15 00:00:00.0

概率密度函数方法能够精确封闭湍流/化学反应相互作用，在湍流燃烧数值模拟中得到了广泛应用。随着高超声速推进技术的不断发展，超燃冲压发动机内的超声速湍流燃烧为概率密度函数方法的应用带来了新的挑战。论文综述了概率密度函数方法应用于超声速湍流燃烧的最新进展，概述了概率密度函数方法的基本理论、关键模型和求解框架；随后，介绍了超声速湍流燃烧对概率密度函数方法的理论、模型和数值求解方面的具体挑战和相关研究工作，包括考虑可压缩效应、高速源项模型修正、小尺度混合模型改进等；之后综述了概率密度函数方法在超声速湍流燃烧中的应用情况；最后对超声速燃烧中概率密度函数方法的应用前景和发展方向做出了展望。

高功率波加热磁等离子体推力器研究现状与展望（国防科技大学办学70周年专刊）

杨雄李小康程谋森郭大伟张帆车碧轩雷清雲 — 2023-05-12 00:00:00.0

波加热磁等离子体推力器具有适于高功率运行(~100kW-1MW)、高推力密度 (~400000N/m2)、可变推力 (~1N-100N) 和可变比冲 (~3000s-10000s)等优点，是适用于未来多种空间任务的高性能电推力器。结合波加热磁等离子体推力器的发展历程，梳理了近年来波加热磁等离子体推力器的国内外研究现状，梳理总结了其发展面临的单程离子回旋共振加热、等离子体分离控制、强磁场中高密度等离子体诊断等理论问题，以及高效热管理、高功率射频电源等工程难点。最后，根据波加热磁等离子体推力器的特点，对其具体应用方向做出了展望。

基于TRIZ理论的发动机试验羽流压力测量系统改进（“航天推进”专刊）

曹纯杨龙 — 2023-05-12 00:00:00.0

羽流压力是火箭发动机高空模拟试验测量的重要参数之一，能够有效地反应发动机的工作性能。针对某型号固体火箭发动机羽流高空模拟试验压力测量系统存在的未能测量到羽流场压力变化的问题，利用发明问题解决理论（TRIZ）对系统存在的问题进行分析，开展问题复现试验；依据问题定位结果，利用物理矛盾和物质-场模型的问题解决原理提出解决方案，并结合现场情况选择羽流压力测量系统的改进方案，对压力传感器内部电路进行绝缘处理，提升压力测量系统性能，改进后的系统满足发动机试验的羽流压力测量需求。

超临界二氧化碳涡轮升速过渡中密封-转子系统的动力学行为

司和勇王瑶俐曹丽华陈东超 — 2023-05-06 00:00:00.0

超临界二氧化碳涡轮密封的气动特性与转子运动存在强耦合关系。在变转速运行时，密封-转子系统的动力学特性会发生不确定的变化。基于动力学方程建立密封-转子非线性涡动模型的用户自定义函数，实现密封流场仿真与转子动力学的同步耦合分析，得到转子升速过程中密封的气动特性和转子运动特征，揭示升速时密封-转子系统的动力学特性演变规律。研究结果表明：自转速度增加使转子涡动中心在进动方向发生横向偏移，涡动半径逐渐扩大。转子涡动中心先下沉后抬升。升转速过程中密封动力系数具有显著的波动，高频范围内刚度的绝对值较大，阻尼的绝对值较小，有效阻尼具有较大的波动，密封稳定性降低。低转速运行区间，直接刚度和交叉刚度具有显著的高频波幅。高转速区间，直接阻尼具有显著的低频波幅。转速升高使有效阻尼的波动逐渐向高频迁移。在200Hz附近，有效阻尼的具有较高的幅值和集中分布。

大气层内动力下降段的组合干扰补偿制导（可重复使用火箭专栏）

陈星伦张冉张晓燕 — 2023-04-21 00:00:00.0

可重复使用火箭在大气层内的回收着陆采用气动力和推力完成高精度的定点垂直软着陆。在动力下降段中，存在推力偏差、气动模型偏差和风扰动等各种干扰，将降低终端着陆精度并损失性能指标，制导系统面临着抗干扰的难题。为解决该难题，提出了一种组合干扰补偿制导方法，根据干扰是否可建模描述，将干扰分为可模型化的干扰和不可模型化的干扰，分而治之地处理。可模型化的干扰是指可以用模型描述的干扰，考虑将其用于最优制导中来提升性能指标；不可模型化的干扰是指难以用模型描述的干扰，考虑仅实时补偿其对终端约束的不利影响。在组合干扰补偿制导框架中，首先，设计了干扰估计器对两类干扰进行实时估计；然后，设计了邻近最优干扰补偿制导算法，利用可模型化的干扰的估计值对最优制导指令进行实时修正补偿，在保证终端约束条件下利用可模型化的干扰提升性能指标；最后，设计了终端不变性干扰补偿制导算法，通过计算不可模型化的干扰引起的终端约束摄动，实时补偿不可模型化的干扰对终端约束的不利影响来保证终端不变性。仿真结果表明，所提出的组合干扰补偿制导方法能够在保证终端着陆精度的同时，提升性能指标的最优性，同时对于各种干扰具有较强的鲁棒性。

基于高阶谐波控制的倾转旋翼近场气动噪声主动控制试验-高速直升机关键技术专刊

马锦超陆洋王亮权宋奎辉 — 2023-04-14 00:00:00.0

倾转旋翼飞行器的桨尖靠近机身，其近场气动噪声问题严重，理论研究表明，高阶谐波控制能够调整桨盘载荷分布，从而降低倾转旋翼对机身表面的气动噪声辐射。本文通过试验研究验证了高阶谐波控制(HHC)对倾转旋翼飞行器近场气动噪声的抑制效果。研制了一套用于模型倾转旋翼的HHC伺服控制系统，及倾转旋翼飞行器缩比机身模型；进一步在消声室环境下搭建了倾转旋翼飞行器近场气动噪声主动控制的HHC主动控制试验系统，开展了直升机模式下的噪声主动控制试验研究；验证了HHC对倾转旋翼飞行器近场气动噪声的主动控制效果。试验结果表明2Ω的HHC控制输入的降噪效果最好，在直升机模式下，机身顶部观测点处的近场气动噪声最多可降低4.5dB。

基于离散伴随的高超内转式进气道气动优化设计

王晓峰屈峰付俊杰王泽宇刘超宇白俊强 — 2023-04-14 00:00:00.0

内转式进气道拥有较好的来流捕获能力和较高的压缩效率，但此类进气道在初步设计时无法进行局部型面调节，难以改善激波/边界层干扰导致的流动分离、二次流等复杂流动结构对进气道性能造成的不利影响，仍具有较大的优化设计空间。目前，针对高超声速内转式进气道开展气动优化设计面临着型面复杂多变、设计变量规模较大、流场求解精度要求高等难题。为此，本文采用基于离散伴随的梯度类优化方法，针对带斜楔前体内转式进气道开展了气动优化设计。优化结果表明，进气道内外压缩段型面的起伏变化，显著改变了内部激波结构，减小了壁面压力梯度，进而弱化了流向涡；隔离段内激波串与附面层的干扰强度显著减弱，抑制了低能流区的扩张。相比初始构型，优化构型在设计工况下出口处的总压恢复系数提升8.748%，流量系数提升0.171%，增压比提升0.766%，阻力降低1.624%，进气道的气动性能得到了一定改善。

大迎角机动飞行的气动力建模与飞行仿真

李怀璐王旭王霄赵彤张伟伟 — 2023-04-11 00:00:00.0

由于显著的非线性、非定常效应，现有的风洞实验和数值方法仍然很难精确复现飞行器大迎角机动飞行特性。为了提高大迎角机动飞行仿真的精度，通过发展嵌入物理模型的集成神经网络架构来准确模化飞行器大迎角非定常气动力，进一步在时域耦合飞行器运动方程，实现了大迎角机动飞行仿真。以典型战斗机作为研究对象，将大迎角纵向飞行的开环宽频激励、开环简谐激励与过失速机动飞行数据作为气动力建模的样本数据，构建并对比了传统动导数模型、黑箱神经网络模型、集成神经网络模型三种气动力模型，并进一步对比了耦合仿真的飞行特性，提出了利用飞行仿真方法来对气动力模型进行鲁棒性检验的思路。结果表明，嵌入物理模型的集成神经网络的气动力建模的升力系数误差较传统动导数模型降低了57%，并在耦合过程中具有更好的鲁棒性和稳定性，飞机响应的误差较黑箱神经网络模型降低了63%，验证了所提出的建模框架在小样本飞行数据辨识中的优势与工程潜力。

基于迁移学习的角度约束时间最短制导算法

罗皓文何绍溟金天宇刘子超 — 2023-03-31 00:00:00.0

由于导弹所处的气动环境等外界条件复杂多变，因此在特定气动环境中表现优异的深度监督学习制导算法将无法直接作用于新环境，这给制导指令的精准预测带来了很大挑战。针对上述问题，本文以落角约束下优化飞行时间的制导问题为背景，提出了一种基于迁移学习的角度约束时间最短制导算法，该算法只需极少量的新数据，便能使制导律迅速适应不同的气动环境。在本文中，我们首先通过域对抗地训练特征提取器和域判别器，从不同气动环境的弹道数据中提取出对气动变化不敏感的关键特征;其次设计了适应于不同气动环境的偏置加速度预测器，进而实现了对导弹的精准制导;最后，大量数值仿真结果表明，在新气动环境下，基于迁移学习的角度约束时间最短制导算法仍能实现制导指令的精准预测。

磁场作用下三维方腔内导电流体第一次Hopf分叉流动转变研究

张敬奎常家鹏崔苗李琦芬任洪波杨涌文 — 2023-03-31 00:00:00.0

磁场作用下导电流体由Hopf分叉引起的不稳定转变还未有研究涉及。本文采用课题组开发的配置点谱方法与人工压缩法相结合的数值方法SCM-ACM直接求解次临界流动状态下的磁流体控制方程，采用Fourier分析法获得速度振荡的频谱分布，研究了一定哈特曼数条件下三维方腔内导电流体由稳态流动转变为非稳态周期性振荡流动的第一次Hopf分叉。结果显示，磁场强烈抑制了速度振荡，显著增加了第一次Hopf分叉的临界雷诺数。随从0增加至5，速度振幅的衰减速度呈抛物线形式急剧增加。同时，也呈抛物线形式增加，由1916.6增加至2040.1。然而，不同Ha条件下，速度振荡均仅有唯一主导的无量纲角频率（）。本文研究Hopf分叉的方法和相关结果，能够为工程设计和运行控制提供参考。

垂直起降重复使用火箭全剖面飞行预设性能控制（可重复使用火箭技术专栏）

张亮李丹钰崔乃刚李源 — 2023-02-24 00:00:00.0

针对垂直起降重复使用火箭在多异类执行机构作用下的全剖面飞行高精度强鲁棒姿态控制系统设计需求，提出了预设性能控制方法，采用一套控制结构与控制参数，可实现火箭的全程飞行控制。首先，建立了垂直起降重复使用火箭的七个飞行阶段动力学模型，同时为减少制导指令切换产生的突变，设计了二阶系统参考模型，并基于参考模型推导了姿态跟踪误差状态方程。其次，设计一种新型的具有指定收敛时间特性的预设性能函数，并推导了新的误差变量，建立了控制模型。然后，基于新的误差变量推导了具有预定时间收敛特性的姿态控制律，并证明了其稳定性。最后，为进一步提高鲁棒性，引入自抗扰控制中的扩张状态观测器理念，对新误差变量的二阶导数以及外界扰动进行估计，从而降低了控制器的复杂度，提高了控制精度。通过与PD控制器、自抗扰滑模控制器和其他预设性能控制器的仿真比较表明，本文提出的方法具有参数少、调参简单、精度高和鲁棒性强等优点。

基于退化模型动态校准的设备剩余寿命预测方法

任超李慧琴李天梅张建勋司小胜 — 2023-02-17 00:00:00.0

剩余寿命预测是实现随机退化设备健康管理的关键技术。统计数据驱动的方法作为剩余寿命预测领域的典型方法，一般采用随机模型建模设备性能退化变量演变规律，以概率分布的形式给出剩余寿命分布的表达式，为剩余寿命预测不确定性的量化提供了极大的便利。现有研究中这类方法对设备退化过程建模和预测时，一般采用固定的退化模型函数形式，然后利用设备退化监测数据仅对模型参数进行估计和更新以实现退化模型的校准。然而，退化模型函数形式的选择本身是一个难题，尤其在模型函数形式选择不当时仅通过更新模型参数难以有效实现退化模型的校准，进而影响剩余寿命预测的准确性。鉴于此，本文提出了一种基于退化模型动态校准的设备剩余寿命预测方法，该方法首先建立了基于非线性扩散过程的设备随机退化过程模型，利用设备的退化监测数据运用Bayesian方法对模型参数进行估计，据此对设备未来退化趋势进行预测；然后，利用退化趋势预测误差建立了模型误差的参数化模型对退化模型进行补偿以校准退化模型函数形式，同时对补偿后的退化模型参数采用Bayesian方法进行更新，由此实现了对设备退化模型函数形式和参数的同时动态校准；在此基础上，推导给出了退化模型动态校准下的设备剩余寿命分布。最后，通过数值仿真和锂电池数据验证了所提方法的实用性和有效性。

基于DDES模拟的叶顶泄漏流与尾迹非定常干涉机理研究(航空发动机非定常流固热声耦合专栏)

李会黄通苏欣荣袁新 — 2023-02-17 00:00:00.0

叶顶泄漏流是涡轮叶片内部气动损失和非定常性的重要来源之一，其包含多个空间和时间尺度流场结构。本文采用延迟脱体涡高精度湍流模拟方法（Delayed Detached Eddy Simulation，DDES）研究了某高压涡轮动叶叶顶泄漏流，分析了泄漏涡结构及其非定常特性，进而研究了叶顶泄漏流与尾迹间的非定常干涉现象及其机理，并基于非定常熵输运方程分解并研究了泄漏流区域的损失机理。研究发现：DDES方法可以精细捕捉泄漏流和尾迹区的多尺度流场结构及其相互干涉作用；其次，本文结果表明泄漏流与尾迹间的相互干涉会导致尾迹涡轨迹发生明显偏移，并伴随着涡破碎现象的产生，具有很强的非定常效应；基于非定常熵输运方程的损失分析表明涡破碎现象造成的损失在脉动损失中占比可达23.3%，是非常重要的损失来源之一。

总温畸变下跨音压气机失速过程非定常模拟（“航空发动机非定常流固热声耦合”专栏）

赵红亮张文强邱佳慧张敏杜娟聂超群 — 2023-02-10 00:00:00.0

为研究进气总温畸变条件下跨音压气机失速机理，对德国Darmstadt跨音单级压气机开展进口周向范围180°，高温区500 K的总温畸变条件下全环非定常数值模拟研究。结果表明：进气总温畸变条件下，压气机流量显著减小，总压比大幅下降。压气机转子出口面不同周向位置的总压径向分布不同。顺转子叶片旋转方向，在高温区，总压逐渐减小；低总温区域的转子出口总压高于高总温区域。随着压气机逐渐接近失速点，总压径向分布不均匀性增大。当流量进一步减小后，总温畸变下诱发旋转失速的先兆波为突尖型，最先出现失速先兆的周向位置是转子叶片离开低温区，转入高温畸变区时。失速先兆的周向传播速度约为88.9%转子转速，失速初期失速团的周向传播速度约为66%转子转速。整个失速过程伴随着转子出口流量的大幅度波动，由失速团沿周向的运动和合并引起。

铺层方式对CFRP-Al胶接接头疲劳行为影响仿真研究

邹田春巨乐章管玉玺李泽钢陈红呈 — 2023-02-10 00:00:00.0

通过Abaqus建立铺层方式为[0/90]4s、[0/45/-45/90]2s、[45/-45]4s的碳纤维增强复合材料(Carbon fiber reinforced plastics，CFRP)-铝合金单搭接胶接接头有限元仿真模型，使用循环内聚力模型(Cyclic cohesive zone model, CCZM)模拟胶层的损伤演化过程，通过分析接头的刚度退化、裂纹扩展以及应力分布情况，从而探究铺层方式对CFRP-铝合金胶接接头疲劳行为的影响。将接头的疲劳寿命试验值与仿真值进行对比，验证该模型的有效性。结果表明：从[0/90]4s到[0/45/-45/90]2s再到[45/-45]4s，随着CFRP层合板中±45°铺层所占比例的增加，接头损伤累积阶段占全部疲劳寿命的比例逐渐减小，疲劳裂纹扩展阶段占比逐渐增加。CFRP-铝合金胶接接头应力主要通过纤维由CFRP端向铝合金端传播，且在±45°铺层的交叉处出现的应力集中破坏了裂纹扩展速率沿搭接宽度方向的均匀性，随着±45°铺层所占比例的增加，接头打接区域沿宽度方向的中部裂纹扩展速率与两侧区域的裂纹扩展速率差逐渐增大，胶层破坏所呈现的弧度增大。

带有时间与探测约束的“到达-回避”博弈研究

陈曦杨迪牛康李佳讯于剑桥 — 2023-02-10 00:00:00.0

针对飞行器具有运行时间约束以及所携带探测器具有有限探测范围的现实情况，在传统生命线对策问题的基础上提出了一类考虑时间约束与探测约束的新型“到达-回避”定性微分对策问题。通过分析对策问题所有可能的中性终端集以及问题对应的哈密顿方程，给出了防御者与进攻者最优博弈策略形式。利用所得到的策略和攻防双方的约束条件，得到了原问题对应界栅的精确解，并通过数值仿真验证了界栅的正确性。所得到的界栅可将博弈空间分为攻防双方的获胜区域，并可用于快速判断博弈问题最终结果，为飞行器攻防博弈双方的策略制定提供理论依据。

考虑地形起伏的机载SAR测绘航线规划方法

肖友刚满香娜伍国华罗启章 — 2023-02-10 00:00:00.0

合成孔径雷达(SAR)能够不受天气、时间影响地获取高分辨率图像，因此被广泛用于测绘、灾害监测、环境监测、资源侦察等领域。由于SAR是侧视成像，在复杂的地形中雷达波束会被障碍物遮挡从而形成叠掩和阴影，这样不仅会造成数据的缺失而且会加重后续对数据处理的工作负担。针对以上问题，在进行无人机航线规划时，通常要保证相邻航带的重叠率来减少叠掩和阴影对图像质量的影响。为了在减少重叠率的同时保证高质量的成像，本文研究了考虑地形起伏的SAR测绘航线规划问题，将旁向重叠度、覆盖率和叠掩阴影率作为评价指标，提出了基于模拟退火算法的机载SAR测绘航线规划方法，并展开仿真实验对提出的方法进行验证。实验结果表明，本文所提出的方法能够将航带的旁向重叠度均控制在设定值以内，并使覆盖率达到90%以上，航线数量相比于以平均高度面为基准设计航线的方法降低了31.21%，测区覆盖率相比于完全不考虑地形的航线设计方法提高了84.80%；相比于Greedy算法在几何形变率和冗余航线数量上分别降低了8.73%，减少了100%。

锤头体火箭弹性模型脉动压力风洞试验

刘畅张耘隆闫指江赵磊季辰 — 2023-02-01 00:00:00.0

建立了运载火箭弹性模型脉动压力风洞试验技术，弹性模型同时模拟气动外形和减缩频率特性。开展了锤头体火箭刚性和弹性两种模型的风洞试验，测量表面脉动压力，研究模型弹性振动对表面非定常压力的影响。试验马赫数为Ma=2.5。试验发现刚性模型试验中不同攻角下脉动压力幅值较为接近，且功率谱中无明显主频。弹性模型试验中，小攻角下流场出现了以模型一弯频率及其倍频为特征的非定常压力脉动，同时脉动压力均方根值相比刚性模型的结果大幅增加，流固耦合现象明显。在大攻角状态下弹性模型试验与刚性模型试验的脉动压力均方根值比较接近，且压力信号无明显特征频率，流固耦合现象不明显。弹性模型试验中使用应变片对模型弹性梁的振动进行了测量，发现振动起始后经过发散段最终形成极限环振荡。通过滤波处理对比压力与结构振动一阶特征频率信号的相位关系，发现振动发散段模型上表面大部分测点的脉动压力与结构振动有半个周期左右的相位差，最终达到极限环振荡时上表面脉动压力与振动接近同相位，脉动压力与振动的相位关系影响到流动对结构的做功效果。

荧光油膜速度场的自适应快速光流解法

蔡章博张征宇余皓占书恒 — 2023-01-01 00:00:00.0

现有光流法解算基于荧光油膜的摩阻测量方程耗时长，制约了荧光油膜试验技术在生产型风洞中的推广应用，为此，提出了荧光油膜速度场的空间自适应快速光流解法，即一方面通过推导构造共轭迭代式，较现有光流法的雅可比矩阵分割迭代式，有更小的存储量、更高的收敛性与稳定性；另一方面结合荧光油膜图像的灰度梯度信息，对图像进行空间自适应降采样进行共轭迭代快速获得大流动结构，再升到满分辨率迭代和全局优化，即可准确捕捉到精细的流动结构，大幅提高荧光油膜速度场的解算速度。仿真实验表明：在给定收敛误差限下本算法较现有光流法计算速度提升26.6%，在相同预设迭代次数下，平均误差减小1.5%，最大误差减小2.3% ；多个高速风洞的油膜试验结果表明：本算法测得壁面流动现象正确、流谱清晰精细，较现有光流法计算速度平均提升了23%，优势明显，工程应用价值大。

基于高温真实气体效应双锥MHD流动控制研究（2022增刊2）

罗凯汪球李进平赵伟 — 2022-08-31 00:00:00.0

磁流体流动控制作为一种主动流动控制技术，通过外加磁场影响强激波后的等离子体流场运动，可有效改善高超声速飞行器的气动性能。本文通过数值模拟方法，研究不同磁感应强度、磁体位置对双锥模型绕流流动结构以及流场内关键参数分布的影响机理和规律。结果表明，偶极子磁场下，随着磁感应强度增加，逆流向洛伦兹力始终主导流场内的三波点位置、分离区大小以及壁面热流和压力的峰值状态，同时洛伦兹力的存在还将改变激波后电子密度分布；磁体位置前移时，洛伦兹力的分量以及峰值位置的变化会导致其对分离激波的作用加强，这有利于进一步控制分离区结构以及壁面热流和压力的分布。

超高灵敏极弱磁场与惯性测量科学装置与零磁科学展望

房建成魏凯江雷向岷陆吉玺 — 2022-08-18 00:00:00.0

超高灵敏极弱磁场与惯性量子精密测量技术已被广泛应用于人体脑磁和心磁等生物磁信号成像领域，以及暗物质和第五力探测、固有电偶极矩测量和基本对称性破缺验证等前沿基础物理探索，为认识物质世界提供了强有力的工具；同时在磁异常探测和高精度惯性导航系统等国家安全领域有着迫切应用需求。继续冲击超高灵敏度测量纪录和打造极弱磁场环境，是进一步探索基础物理研究边界、拓展生物磁成像应用和服务国家战略需求的关键。首先，本文对超高灵敏极弱磁场与惯性测量科学装置和基础应用进行概要介绍，涉及工作原理、系统组成和设计分析方法。然后，对无自旋交换弛豫原子磁强计和零磁空间进行概要分析，为指标性能进一步提升指明方向。最后，虽然强磁场环境下物性研究已经取得丰硕成果，但是极弱磁场环境中的基础科学研究十分匮乏，本文提出“零磁科学”基础研究设想，基于超高灵敏极弱磁场与惯性测量科学装置的技术基础，利用极弱磁场环境、超高灵敏磁测量和精密磁场操控方法，开展零磁医学、零磁生物学、零磁化学和零磁材料学的基础科学研究，有望构建“零磁科学”系统理论。

多级环量控制技术增升机理及能效分析（2022增刊2）

杜海杨乐杰李铮徐悦孙京阳王宇航 — 2022-08-17 00:00:00.0

针对单级环量控制气动效率低、能耗高的不足，设计了一种多级环量增升机翼。通过测力实验，对比研究了多级环量控制在增升方面的控制效果，并且在多级环量控制基础上研究了吹气系数对机翼气动力性能的影响。通过PIV (Particle Image Velocimetry)实验，研究了临界吹气系数前后的流动控制机理。测力结果表明，相比于无环量控制，在输入流量Q=9.84 m3/h时，三喷口吹气（多级环量控制）的最大升阻比提高了95.3%；随着吹气系数的增加，环量控制先后经历分离控制和超环量控制两种阶段，在分离控制阶段，升力系数随吹气系数的增加显著提升，阻力系数先减小后增大；在超环量控制阶段，随吹气系数的增加，升力系数提升效果减弱，阻力系数逐渐增大最后趋于平缓。PIV研究结果表明，在分离控制阶段，随吹气系数的增加，射流分离点沿圆弧后缘下移，增大了速度环量使升力提高，并且尾迹区范围减小、速度提升，使阻力减小；在超环量控制阶段，高速射流使后缘流线产生了大的偏转曲率，起到了气动襟翼的作用，并且在大迎角下兼具控制流动分离的效果。此外，引入了有效升阻比的概念对多级环量增升机翼的气动效率进行评估，发现在分离控制阶段多级环量控制机翼的功率系数较小、有效升阻比最大，气动效率最高。

飞机舵面液压系统高压泵空化流动特性与优化（20-25105修改稿）

索晓宇姜毅王文杰高殿荣张鑫宇 — 2022-08-17 00:00:00.0

为了打破美国“卡脖子”清单中高压柱塞泵关键技术的垄断，针对大型民用飞机C919在航行过程中需要精准控制舵面的要求，基于全空化模型与可压缩模型，对飞机舵面液压系统动力源——高压轴向柱塞泵的内流特性进行了数值模拟，数值结果与试验结果有较高的吻合度。通过分析流量特性，揭示了流量谷值与峰值的产生原因，发现了空化影响流量脉动的方式，提出了抑制柱塞腔空化的方案。研究结果表明倒灌是造成排油流量谷值的主要原因，排油流量峰值即压强超调产生的原因有两点：倒灌液压油的惯性冲击使腔内压强突然增高、倒灌结束后不能及时完全过流造成的憋压使压强超调；揭示了柱塞腔内含气型气泡会吸收“本应的增压”，延长倒灌时间从而降低流量谷值；为了解决抑制柱塞腔空化会降低理论流量的问题，从压降角度出发，创新地联立了柱塞腔流量方程和压降方程，建立了理论流量不可变下抑制柱塞腔空化的数学模型。根据该模型，提出了两种抑制柱塞腔空化且不改变理论流量的措施，研究可以为轴向柱塞泵的研制提供理论方案。

2.5D编织浅交弯联复合材料数字单元建模分析

王宏越王兵方国东孟松鹤 — 2022-08-03 00:00:00.0

2.5D编织浅交弯联复合材料具有优良的力学性能及结构整体性已广泛应用于航空航天结构中，正确表征材料内部发生挤压或偏转变形的纤维结构形态是从微细观角度研究材料性能的关键。数字单元法是模拟材料内部纤维束形态的有效途径，但得到的纤维束形态依赖于选取的仿真参数。基于2.5D编织浅交弯联SiO2f/SiO2复合材料的Micro-CT观测，利用ABAQUS软件建立了材料的数字单元有限元模型，施加温度载荷及边界约束，模拟织物变形过程，并且提取织物变形后的数字单元特征信息，结合纤维束中心路经及横截面形状离散算法得到纤维束的结构形态。通过分析选取的单元类型、数字单元赋予的弹性性能、单元数以及摩擦系数对模拟结果的影响，确定选取模拟参数的主要原则，得到了能反映该材料纱线变形特征的几何模型，并且与CT观测结果吻合。该方法具有普适性，可指导类似织物复合材料的数字单元建模。

中等展弦比飞翼布局无人机后缘射流滚转控制研究

邵帅贾高伟陈清阳侯中喜张来平郭正 — 2022-08-03 00:00:00.0

飞翼布局飞行器有望依靠射流主动流动控制技术实现无舵面飞行以改善隐身特性，但鲜有针对中等展弦比（3

基于DFR的战斗机疲劳关键部位日历寿命设计方法

陈跃良吴省均卞贵学张勇张柱柱 — 2022-07-21 00:00:00.0

战斗机疲劳关键部位日历寿命难题的核心在于缺少具有普适性的日历寿命设计方法。为此，首先基于战斗机飞行载荷特征，分情况讨论了地面停放、低空飞行、高空飞行时环境对战斗机结构疲劳性能的影响。其次基于腐蚀条件下战斗机结构耐久性设计DFR法及疲劳损伤累积理论，建立了战斗机结构日历寿命分析模型，并从服役环境、飞机类型、材料及结构的角度分析了日历寿命影响因素。然后基于此模型建立了战斗机疲劳关键部位日历寿命设计方法，初步解决战斗机疲劳关键部位在全寿命周期内的日历寿命设计难题。最后通过与传统日历寿命评定技术的对比及某型战斗机外翼2墙日历寿命设计示例，阐明此法的可行性、普适性及优越性。

基于表面压力信息的空间流向涡识别方法研究

郭江龙顾蕴松罗帅 — 2022-07-08 00:00:00.0

旋涡与物面的相互作用广泛存在于各类飞行器的绕流中，旋涡影响飞行器表面的压力分布，引起其气动特性的改变。而表面压力分布同样反映飞行器绕流中复杂涡系的空间流动特征，结合迎角、侧滑角等来流参数，可以判断飞行器受力状态和运动趋势。本文以平面点涡和“镜像涡”理论为基础，通过风洞实验研究基于物面压力信息的空间涡识别方法。研究结果表明：通过物面压力分布曲线可以辨识流向旋涡的空间位置和强度特征，空间流场测量与基于物面压力信息的旋涡识别结果的关联性分析验证了该方法的有效性。

计及叶片前缘周向不均匀源项的弯掠叶片流动机理研究（校庆专刊）

桂幸民金东海张健成宋满祥赵洋胡大权 — 2022-06-27 00:00:00.0

目前弯掠叶片被广泛应用于现代叶轮机设计，以协调高负荷、高通流、高效率和喘振裕度之间的矛盾，但同时也会引发应力、振动和稳定性等问题。因此，为更好地发挥弯掠叶片的气动优势，同时减少其空间结构复杂性，需要对弯掠空气动力学有更深的机理认识。本文利用周向平均降维方法，推导获得了可定量描述的周向不均匀源项，揭示了周向不均匀性诱发叶轮机进气流场产生不同于直叶片的再平衡，进而影响弯掠叶片各基元的设计迎角，并产生叶轮机内部流场和性能特性的变化。本文采用数值仿真和SPIV实验的方法对弯掠叶片的这一机理进行了验证。结果表明弯掠叶片中，周向不均匀源项会打破原有的进气流场的径向平衡，导致进气流场的径向迁移，产生进气流场的关键参数的展向差异，改变迎角的展向分布，进而影响整个流场性能。同时，对影响进气流场的周向不均匀源项构建解析模型及机器学习代理模型，解除叶轮机进气均匀流场的传统假设，以利于三维弯掠叶片的气动设计与分析。

飞机阵风响应减缓技术研究

杨超邱祈生周宜涛吴志刚 — 2022-06-27 00:00:00.0

为降低阵风对飞机飞行性能与安全的影响，早期往往通过加强飞机结构来抵抗阵风干扰。从20世纪50年代开始，人们逐步发展了基于主动控制的阵风响应减缓技术，并成功应用于多个实际飞机型号，有效降低了阵风响应，提高了飞机的疲劳寿命和飞行品质。国内的相关研究起步较晚，在国产大飞机等项目的需求牵引下，阵风减缓的工程应用已提上日程。本文提出了飞机阵风减缓研究的总体技术路线，并按此路线梳理了以下技术的历史发展和研究现状：首先介绍了阵风减缓的基础数学模型，涉及飞机动力学模型、阵风模型、非定常气动力模型及阵风响应分析方法；其次从减缓控制机理和控制律设计两个方面分析了阵风减缓的设计方法；回顾了阵风减缓风洞试验和飞行试验及实际应用的具体案例；最后概述了阵风减缓研究的前沿进展并总结了亟需解决的关键技术问题，以期为该领域的科研和工程技术人员提供借鉴与帮助。

一种新的基于可解释性置信规则库的飞轮健康状态评估模型

程晓玉韩鹏贺维张朋韩晓霞李英梅曹友 — 2022-06-24 00:00:00.0

飞轮系统的稳定运行对于航天器在轨安全影响重大，因而对飞轮系统进行健康状态评估至关重要。在进行飞轮系统健康状态评估建模时，不仅要求模型能够处理各种不确定性以保障评估结果的准确性，同时要求其具有透明合理的评估过程与可解释、可追溯的评估结果。因此，本文在深入研究置信规则库(Belief Rule Base, BRB)建模方法的基础上，构建了一种新的基于可解释性建模的置信规则库（Explicable Belief Rule Base， BRB-e）飞轮系统健康状态评估模型。首先，结合飞轮系统特征对模型的可解释性建模准则进行定义；在此基础上，设计了BRB-e评估模型的推理过程；然后，基于鲸鱼优化算法（Whale Optimization Algorithm，WOA），提出了一种具有可解释性约束的BRB-e模型参数优化方法；最后，通过对某飞轮系统中轴承组件的评估案例研究，验证了模型在飞轮系统健康状态评估中的有效性。对比研究表明，BRB-e模型在评估结果准确性和评估过程可解释性方面具有一定的优势。

考虑多资源约束的多任务条件下装备选择性维修决策

马维宁胡起伟贾希胜 — 2022-06-24 00:00:00.0

战场环境下，任务间隔时间有限，如何在较短时间内恢复装备战斗力、提高任务可靠度是装备维修决策的重要问题。以装备连续执行多个任务为背景，综合考虑任务可靠度要求、可用度要求、维修人员技能水平等因素，以多任务间隔时间之和最小化为优化目标，建立装备选择性维修决策模型，采用遗传算法进行优化求解。结合算例，分析了任务可靠度要求、可用度要求、维修人员技能水平等因素对优化结果的影响。研究结果表明，所建模型和求解算法有效，能够为战场环境下装备维修决策问题提供理论指导和技术支持。

加速退化试验测量不确定度评定方法

郭宏轩孙富强 — 2022-06-08 00:00:00.0

受测量分散性、仪器误差等因素影响，加速退化试验中存在测量不确定性问题。本文提出了加速退化试验测量不确定度的传播与评定方法，以提高试验评估结果的准确性和可信性。首先，介绍了加速退化试验中的测量不确定度来源，并结合维纳过程加速退化模型参数估计过程分析了测量不确定度的传播效应；其次，分别利用测量不确定度指南评定法（Guide to the Expression of Uncertainty in Measurement, GUM）和蒙特卡洛法，量化评定了加速退化试验中性能观测数据测量不确定度对正常应力水平下产品可靠性评估结果的影响；最后，利用某型空间用高分子传感器加速退化试验实际案例验证了所提出的方法有效性，并对两种评定方法进行了对比分析。

多源传感监测线性退化设备数模联动的剩余寿命预测方法

李天梅司小胜张建勋 — 2022-06-08 00:00:00.0

随着先进传感与监测技术的快速发展，实时获取随机退化设备的多源传感监测数据已成现实，如何有效融合多源传感监测数据以实现随机退化设备剩余寿命的精准预测已成为剩余寿命预测领域的研究前沿。本文针对多源传感监测的线性随机退化设备，提出了一种考虑随机失效阈值的数模联动剩余寿命预测新方法。该方法在离线训练过程中，基于多源传感历史数据提取的复合健康指标及据此线性随机退化建模预测的寿命，构建综合寿命预测值与设备实际寿命的均方误差以及寿命预测方差的优化目标函数，形成复合健康指标提取与随机退化建模的反馈闭环，对多源传感器融合系数和复合健康指标对应的随机失效阈值分布参数进行优化调整，以实现复合健康指标提取与随机退化建模的自动匹配，即数模联动。在线预测时，根据提出的数模联动方法，融合实际运行设备的多源传感监测数据以获取复合健康指标，然后采用随机模型对其演变过程进行建模。同时，为使得模型实时反映设备当前状况，提出了一种退化模型参数的贝叶斯更新方法，在此基础上基于首达时间得到了考虑设备失效阈值随机性的剩余寿命概率分布。最后，基于航空发动机的多源传感监测数据，验证了所提方法在改善复合健康指标特性和提高剩余寿命预测准确性方面的有效性和优势。

可见光与SAR多源遥感图像关联学习算法-信息融合大会增刊

王子玲熊振宇顾祥岐 — 2022-05-19 00:00:00.0

针对可见光和SAR图像由于成像机理不同导致图像内容差异大，深度特征难对齐，关联速度慢，提出一种深度多源哈希网络模型实现SAR图像和可见光图像间关联。首先，针对SAR与光学遥感图像颜色信息差异大，提出图像变换机制，将光学图像转换生成四种不同类型的光谱图像输入到网络中，打乱颜色通道，让网络更加关注于图像的纹理和轮廓信息，而对颜色信息不敏感；其次，针对SAR图像噪声大，同一场景下两种模态图像内容异构，提出图像对训练策略，减小多源图像间的特征差异；然后，针对关联效率低，存储消耗大，提出三元组哈希损失函数，提升模型的关联准确率，降低关联时间；最后，构建了一个SAR与光学双模态遥感数据集SODMRSID，填补了可见光与SAR多源遥感图像关联数据的空白，同时实验部分验证了数据集的实用性和提出算法的有效性。

适于直升机飞行仿真的高原大气紊流模型

苏俊杰吉洪蕾陈仁良 — 2022-03-30 00:00:00.0

发展了一种适于直升机飞行仿真的高原大气紊流模型。首先，考虑地形地貌、大气层结、平均风速廓线的影响，给出高原大气紊流的功率谱密度模型及其统计特性参数，采用最小二乘法建立有理形式的高阶紊流成型滤波器，并采用零极点匹配法将其离散形成时域紊流速度生成算法。在此基础上，采用协方差矩阵Cholesky因子分解的线性变换法建立空间相关的大气紊流成型滤波器，采用“冻结场”假设沿飞行速度方向扩展，形成覆盖直升机各气动面的三维空间大气紊流模型。最后，将上述紊流模型集成到已有直升机飞行动力学模型并进行非线性仿真验证。结果表明：该模型能够准确捕捉高原地形地貌、大气层结、风速廓线等因素对大气紊流速度的影响；集成大气紊流的飞行动力学模型能够准确捕捉大气紊流对直升机运动的动态干扰特性。

基于量子演化的信度函数的概率转换-信息融合大会增刊

周千里邓勇 — 2022-03-11 00:00:00.0

作为概率论的泛化，Dempster-Shafer证据理论基于上下区间的赋值概率被提出，它在信息融合，可靠性评估以及医疗诊断等领域应用广泛。对于D-S证据理论一个重要的应用是将基本信度指派(BBA, Basic Belief Assignment)，也叫做信度函数(Belief Function)转换成概率分布。在决策，分类，诊断等问题时，合理的转换更加有利于决策。本文基于量子基本信度指派(QBBA)的生成方法，构建了一种信度演化有向无环图(BEDAG, Belief Evolution Directed Acyclic Graph)，赋予了概率转换问题一个新的解释。在此基础上，将量子计算中的RY旋转门应用到BEDAG，提出了一种新的概率转换方法。根据概率信息容量 (PIC, Probability Information Content)这一指标验证，相比之前提出的经典方法，该方法的效果更优。

仿生梯度圆环防护系统的耐撞性设计-先进飞行器强度技术专刊

邢运张桥杨先锋刘华杨嘉陵 — 2022-03-11 00:00:00.0

受甲虫外骨骼角质层刚度分布的启发，提出了一种新型仿生刚度梯度圆环阵列防护结构，此结构具有出色的抗冲击性能，超强的刚度可编程性和形状可重构性，可拓展应用到多种尺寸比例和组装框架类型，以满足更多的实际工程抗冲击防护需求。基于数值仿真技术建立了冲击载荷作用下仿生刚度梯度圆环防护系统的有限元模型，结合实验分析和理论模型研究了应力波在仿生梯度圆环系统中的传播规律以及仿生梯度圆环系统的抗冲击力学行为和防护能力，发现凹形刚度梯度可以显著改善仿生圆环系统的防护性能。进行了完整的参数化分析来研究圆环弹性模量，半径和厚度分布对仿生刚度梯度圆环系统防护特性的影响，获得对刚度梯度进行编程的最佳解决方案。

战斗机进气道结构声疲劳设计方法研究-先进飞行器强度专刊

牟彬杰蒋劲松付焕兵金伟杨堃孟德虹 — 2022-03-11 00:00:00.0

先进战斗机S型进气道的内流场分离使进气道薄壁结构承受严重的振动噪声载荷，对进气道蒙皮及支撑结构的声疲劳寿命影响极大，增加了战斗机的维护维修成本。因此，S型进气道结构抗声疲劳动强度设计是新一代先进战斗机的设计难点。本文针对战斗机进气道结构声疲劳问题，从气动噪声预计、声振耦合动响应分析方法、进气道有限元快速建模方法以及结构声疲劳寿命预计等方向开展了系统的研究工作，建立了进气道声疲劳设计方法，并通过试验验证，分析结果与试验一致性良好。

大飞机典型货舱下部结构冲击试验及数值模拟-先进飞行器强度技术专刊投稿

解江牟浩蕾冯振宇 — 2022-03-11 00:00:00.0

针对大飞机全尺寸三框两段货舱地板下部结构，分别进行3.95m/s和5.53m/s的落重冲击试验，对比分析其变形模式和冲击响应特性。建立货舱地板下部结构有限元模型，通过仿真结果与试验结果的相关性分析来验证有限元模型，并进一步分析不同冲击速度对货舱地板下部结构变形模式和冲击响应特性的影响。结果表明：在3.95m/s冲击下，中间支撑件与机身框连接区域铆钉未发生失效，在5.53m/s冲击下，中间支撑件与机身框连接区域铆钉发生失效，且最终压缩位移量增大221.0%，最大加速度峰值降低19.9%，最大冲击力峰值降低2.9%。有限元模型能够很好地复现冲击试验过程，能准确模拟机身框、中间支撑件及C型支撑件等变形情况，捕捉到中间支撑件与机身框连接区域的铆钉失效情况，在3.95m/s和5.53m/s冲击下，仿真与试验获得的最大加速度峰值偏差分别为4%和11.4%。中间支撑件与机身框连接铆钉在4m/s至4.5m/s的速度区间内发生失效，导致货舱地板下部结构整体压缩量迅速增大，中间支撑件吸能占比下降，机身框吸能占比上升。撞击区域铆钉失效对货舱地板下部结构变形模式、冲击响应和吸能特性有显著影响，研究成果可为民机机身结构适坠性设计、分析及验证提供支持。

面向航空发动机与燃气轮机先进热障涂层制备：预热温度对热障涂层表面裂纹形成的影响

李定骏杨镠育孙帆江鹏陈艺文王铁军 — 2022-03-04 00:00:00.0

航空发动机与燃气轮机是关乎国防安全、能源安全与工业竞争力的战略高技术装备，热障涂层是事关其服役安全和寿命的关键核心技术之一。近年来，随着先进航空发动机与燃气轮机技术的发展，燃烧室、涡轮叶片等热端部件的服役温度不断提高，对热障涂层的隔热性能和服役寿命提出了越来越高的要求，传统等离子喷涂热障涂层已无法满足。在热障涂层中引入一定密度的周期分布表面裂纹，可以同时提升涂层的隔热性能和服役寿命，是一种极具经济性和可行性的先进热障涂层技术。然而，目前这种涂层中表面裂纹形成的力学机制研究尚不充分。本文以等离子喷涂热障涂层表面裂纹的形成过程为对象，发展了考虑热应力的多层结构剪切滞后模型，推导了表面裂纹形成前陶瓷层内应力场与位移场的解析解，获得了不同预热温度下陶瓷层内平均应力、平均应变能密度及总应变能随涂层厚度的演变规律，阐明了预热温度对表面裂纹形成的影响，为实现高热障和高应变容限热障涂层的可控制备提供了理论指导。

基于新型高维代理模型的气动外形设计方法研究

赵欢高正红夏露 — 2022-02-28 00:00:00.0

随着现代飞行器性能需求的不断提高，飞行器精细化气动优化设计要求更高可信度的CFD数值分析以及更多的独立设计变量个数，使得基于代理模型的全局优化算法在超过一定设计变量个数后效率显著降低，难以满足复杂工程设计需求。而目前的高维代理模型过程复杂和计算花费高，缺乏对广泛工程问题的适应性。针对以上难题，本文提出了监督式非线性降维代理建模方法用于缓解代理优化过程中的高维变量设计难题。该方法将核主成分分析（非线性）降维模型与高斯回归过程模型统一训练，自适应构建新型高维代理模型，并随着优化过程不断学习和改进模型，从而建立了从高维输入到输出的准确映射，有效解决了传统高维代理模型训练花费高和适应性差等难题。然后基于该新型代理模型发展了适用于飞行器复杂气动设计的高维全局优化设计方法，并将其应用到AIAA优化小组发布的两个复杂跨音速优化算例中。通过与传统代理优化方法进行全面比较，证实了新方法能大幅提高飞行器高维变量全局优化效率和全局寻优能力

基于直觉模糊贝叶斯网络的HUD系统多阶段任务可靠性分析

张帆孙紫荆肖国松王鹏 — 2022-02-24 00:00:00.0

针对国产平视显示系统（HUD）部分功能模块底层可靠性数据积累不足、难以支撑可靠性分析的问题，提出基于直觉模糊贝叶斯网络（IFBN）的平视显示系统多阶段任务可靠性分析方法。首先，研究基于贝叶斯网络的多阶段任务系统（PMS）模型构建方法，并综合考虑可能的共因失效影响；其次，研究基于直觉模糊理论的模糊事件失效数据评估方法，提出适用于航电设备的模糊区间划分方法及直觉模糊数与失效数据的转换算法，并采用基于Tω算子的直觉模糊数聚合算法，降低模糊累计；最后，以某型平视显示系统为例进行多阶段任务可靠性计算。所提方法为系统底层失效数据模糊情况下的可靠性分析问题提供支持。

某层流机翼验证机跨声速层流特性敏感性分析(层流专刊)

牛笑天李杰周智鹏杨钊昌陌尘 — 2022-01-18 00:00:00.0

本文采用RANS(Reynold-Averaged Navier-Stokes)方法结合基于当地变量的转捩预测模型，针对某特殊布局形式的层流机翼验证机开展跨声速层流特性和参数敏感性分析。通过DLR F-5三维机翼构型对基于RANS的转捩预测方法进行算例验证分析，同时将某层流验证机中央翼段层流转捩预测结果与试验进行对比，证明了采用的计算方法完全适用于所研究问题。本文重点关注全机巡航状态附近的气动特性和中央验证段在不同飞行状态下的表面转捩位置及层流区长度。通过计算，进一步分析层流流动对全机升阻及力矩特性的影响。结果表明：马赫数、雷诺数、来流湍流度和迎角等均会对中央验证段表面转捩位置产生明显的影响，且影响规律差异较大。马赫数的增加会引起压力分布的较大变化，使转捩位置出现前后波动；雷诺数按同样幅度的递增会使得翼面转捩位置有规律的提前；而来流湍流度和迎角的增加会导致转捩提前，层流区长度明显缩小。

某层流验证机中央翼段高速巡航气动性能优化设计研究（层流专刊）

唐松祥李杰张恒牛笑天 — 2022-01-11 00:00:00.0

本文针对某特殊布局层流机翼验证机，开展高速巡航状态下中央翼段气动性能的优化设计研究。以转捩预测方法作为计算分析手段，对中央翼段翼型剖面进行改进设计以提升其升阻特性，并在此基础上对中央翼段前后位置进行调整，探究翼段位置变化后表面转捩位置的变化情况，为改善全机巡航力矩特性提供一定依据。文中通过原始层流翼型和某传统翼型计算和风洞试验结果的对比，验证了所采用数值计算方法和模型的适用性。针对原始层流翼型，通过提升其同一迎角下的升力系数来降低巡航迎角，增加其巡航状态表面层流区长度，使其拥有更好的层流特性。最后，针对中央翼段平移构型气动力系数开展计算研究，对比分析了不同平移位置中央翼段对层流验证机气动参数的影响，结果表明，不同平移构型在同样的计算状态下，中央翼段表面层流区长度变化不大，构型的变化对其层流特性的影响相对较小，有利于后续从中央翼段平移的角度对全机力矩特性进行优化。

固定翼集群无人机空中模拟对接技术研究

许勇颜鸿涛贾涛马跃邓泽华刘多能 — 2022-01-11 00:00:00.0

自主空中加油技术对于提高无人机续航能力，扩大作战半径，增加载荷重量以及提升战略部署等方面有着重要的意义，是未来智能集群无人机系统的必备技术。本文以“无人争锋”空中握手比赛为背景，对固定翼集群无人机空中模拟对接相关技术及策略进行了研究。首先，针对固定翼集群无人机飞行速度快、编队密集程度高等特点，设计了集群无人机空中对接流程以及基于Dubins路径规划的时间最短的追机方案，并采用非线性制导律进行航路跟踪；其次，基于模拟锥套的先验信息设计了一组弱分类器，并通过级联的方式实现对模拟锥套的快速检测；然后，设计了沿加油机航线方向进行精确对接的策略，并结合无人机姿态先验以及模拟锥套尺寸信息推导了精确对接阶段制导参数解算方法。最后，我们设计了相应的固定翼集群无人机系统，并以4机编队参加了第2021届“无人争锋”空中握手比赛，参赛结果验证了本文固定翼集群无人机系统的可靠性以及所提技术和策略的可行性。

带缘板修型的静盘深腔型复合封严的实验研究

张庆才刘松王钦钦谭晓茗张靖周郭文 — 2022-01-04 00:00:00.0

本文主要采用CO2气体体积分数测量法研究一种带缘板修型的静盘深腔型复合封严结构。同时选取轴向封严结构和叠覆封严结构作为比较基准，重点关注主流雷诺数（0.75×105≤Rew≤9.4×105）、封严流量（流量比FR=0.2%~2.5%）、旋转雷诺数（1.6×105≤Reφ≤8.1×105）等典型工况参数对盘腔内压力分布和封严效率的影响情况；并在此基础上开展了相应的数值研究，获得了封严腔室内详细的流场信息。结果表明：在试验设计工况范围内，主流雷诺数的改变对静叶尾缘和动叶前缘的周向压力分布影响显著。主流雷诺数增加，主流通道内压力升高，主流气体入侵加剧；增加封严流量有利于提高盘腔内压力，从而提升盘腔封严效率，但这对静叶尾缘压力影响较小；增加旋转雷诺数会增大静叶尾缘和动叶叶间通道前缘的静压，加重主流气体入侵，降低盘腔封严效率。相比轴向封严结构，叠覆封严结构由于高半径封严容腔的设置，改变了盘腔流场结构，有效地将主流气体阻隔在封严容腔内，保证了低半径盘腔的封严效率在80%以上。新型封严结构的静盘深腔和缘板造型设置，不仅保证了低半径盘腔的封严效率在85%以上，还能提高高半径处封严容腔处的封严效率，在低流量比（FR=0.2%）工况下，其封严容腔区域的封严效率提升了10%。

卫星网络动态资源图多QoS约束路由算法

梁超杨力潘成胜戚耀文 — 2021-12-01 00:00:00.0

卫星网络拓扑动态性高和链路传输时延大带来了链路切换频繁、丢包率高等问题，这导致网络存在局部拥塞现象且无法满足业务QoS需求。为了解决上述问题，提出了一种基于SDN架构的虚拟节点动态资源图多QoS约束路由算法（DRGVN-QR）。首先，为了更好地刻画节点切换和资源的动态性，结合虚拟节点的网络拓扑方式，建立虚拟节点动态资源图模型，并建立基于最小路径代价的多目标优化模型，该模型同时考虑了节点的切换状态、缓存以及链路的剩余带宽、时延等信息；然后，利用蚁群算法求解目标函数，并发的为每个连接请求找到一段时间范围内的最优路径集合，为了提升路径质量和算法性能，对信息素挥发系数的取值问题进行了讨论；最后，为了适应卫星网络的时变性，设计一种幂数加权公式求出一段时间范围内的最优路径。仿真结果表明，DRGVN-QR算法能够有效缓解网络拥塞、提高网络QoS，与其他算法相比，该算法降低了平均端到端时延、网络丢包率和时延抖动。

跨声速流场扰动模态与湍流度精细测量

朱博廖达雄陈振华陈吉明 — 2021-11-23 00:00:00.0

开展了跨声速风洞可压流场扰动模态与湍流度精细测量研究，以满足高速飞行器的低湍流试验需求。基于变热线过热比测量方法，在理论上推导了跨声速流场扰动的一般模态和三种特殊模态特征方程：涡模态、熵模态和声模态，以及扰动模态对应的特征曲线，以此为基础，通过实验获得了流场一般模态、涡模态、声模态扰动图和较高精度的湍流度值，通过扰动图频域分析了马赫数1.5的流场声模态扰动机理，建立了一种跨声速可压流场扰动模态分析与低湍流度测量方法。在新型连续式跨声速风洞完成马赫数0.2～1.5流场测量实验，测得湍流度为0.037%～0.197%，数据非线性拟合优度为0.943～0.995，蒙特卡洛模拟不确定度为0.0002%～0.0041%。研究结果证明了所建立的可压流场扰动模态与低湍流度测量方法的有效性，对高性能跨声速风洞的流场评估、优化和飞行器低湍流试验有实际意义。

基于卷积神经网络的结冰翼型气动特性建模研究

何磊钱炜祺董康生易贤柴聪聪 — 2021-11-10 00:00:00.0

提出了基于卷积神经网络（Convolutional Neural Networks，CNN）的翼型结冰气动特性预测方法，设计了输入层结冰翼型图像规范，克服了复杂冰形在翼面同一位置法线方向存在多值，单值函数难以描述的问题。预测模型可同时预测多个迎角对应的升阻力系数，实现了直接从冰形图像到气动特性的快速预测，对升力系数（CL）和阻力系数（CD）预测结果的平均相对误差均可控制在8%以内。重点研究了不同卷积层数量、卷积核数量、卷积核尺寸对模型性能的影响规律：CNN的不同层次特征对应不同滤波频率，卷积层数增加会捕获更多高频特征量；增加卷积核数量可提取更多冰形特征，提升模型性能，但数量过多会增加冗余特征，降低模型泛化性能；CD预测模型对卷积核数量的最低要求大于CL，其原因在于，相较CL，CD不仅受翼面压差影响，还受摩阻特性影响，其建模所需的关键特征数量需求多于CL；增大卷积核尺寸，可扩大卷积操作“视野”，增强对冰形整体特征信息的提取，有利于提升模型泛化性能。相关结论为飞机结冰气动特性实时动态预测与监测提供了新的思路和方法支撑。

基于三维数字图像相关法的管材胀形试验研究

邹正平张猛郎利辉 — 2021-09-06 00:00:00.0

相较于传统材料性能测试试验，管材液压胀形实验能更准确的复现管材在流体面力作用下的材料流动及硬化规律。针对传统测量方法中存在的破裂冲击及轴向轮廓测量难等现象，利用三维数字图像相关法(3D-DIC)对5A02铝合金管材胀形试验进行测量。建立了管材自由区域的力学模型，给出了自由区域壁厚分布的计算方法，获取了5A02铝合金管材的本构方程，并采取有限元方法对上述结果进行对照验证。结果表明，采取幂指数形式的本构方程的最大相对误差小于10%，轮廓最大相对误差误差小于1.5%，壁厚最大相对误差小于2%。最后，通过控制自由区域的长径比获得了5A02管材左侧成形极限曲线(FLC)。

考虑随机冲击影响的自适应Wiener过程剩余寿命预测方法

董青郑建飞胡昌华余铜辉牟含笑 — 2021-08-17 00:00:00.0

现有针对存在随机冲击影响的退化设备剩余寿命预测方法，不适用于退化设备测量间隔分布不均匀、监测数据的测量频率与历史数据频率不一致的情况，并且未考虑将来退化过程中自适应漂移的可变性。鉴于此，本文基于自适应Wiener过程，提出了一种考虑随机冲击影响的非线性退化设备剩余寿命预测方法。首先，利用正态分布描述随机冲击对设备退化量的影响，建立融合随机冲击影响的自适应Wiener过程退化模型，然后推导出首达时间意义下剩余寿命的解析表达式。通过考虑退化漂移可变性和随机冲击对退化率的影响，构建状态空间模型实现设备剩余寿命在线更新，并应用期望最大化方法实现模型参数估计。最后，通过数值仿真、惯性导航系统陀螺仪和锂电池实例，从不同角度验证了所提方法的有效性和实用性。

参数不确定性下高效的可靠性灵敏度分析方法

陈志远李璐祎 — 2021-08-17 00:00:00.0

对于输入变量分布参数具有不确定性的结构系统，分布参数的不确定性会导致结构失效概率的不确定性，进而输入变量对失效概率的贡献也是不确定的。在这种情况下，传统的抽样方法需要三层嵌套循环的可靠性分析以评估输入变量对结构失效的影响，计算量过大，难以适用于工程实际问题。因此，本文提出了一种参数不确定性下输入变量可靠性灵敏度分析的高效算法，所提方法通过引入“代理抽样概率密度函数（SS-PDF）”，并结合单层Monte Carlo（MC）方法，将传统的三层嵌套可靠性分析转化为单层分析过程，大大减少了计算量。并针对小失效概率问题，将重要抽样法（IS）和截断重要抽样法（TIS）与这种单层抽样法相结合，进一步提高计算效率。算例结果验证了所提方法的效率和精度。

压缩-膨胀湍流边界层平均摩阻分解研究-高超边界层专栏

段俊亦童福林李新亮刘洪伟 — 2021-08-03 00:00:00.0

采用直接数值模拟对来流马赫数2.9，24°压缩-膨胀折角构型中激波与湍流边界层干扰问题进行了数值模拟研究。重点关注膨胀折角法向高度对激波干扰区以及下游平板边界层流动的影响。研究发现，当高度足够大时，激波干扰区内未受下游膨胀波的影响，此时的流动特征与传统的压缩折角干扰构型一致。高度较小时，脱体剪切层的再附过程受到下游膨胀波的加速影响，导致再附点向上游移动，分离泡发生剧烈收缩。对上、下游平板湍流边界层应用了平均摩阻分解技术，比较了湍流边界层在平衡和非平衡状态下的差异。分析发现，膨胀折角区域的高摩阻现象主要与摩阻分解后的Cf1项与Cf3项相关。高度变化对Cf1项影响较小，而对Cf2项影响显著。高度变化体现在：下游平板上G?rtler涡结构强度以及层流化现象对Cf2项贡献的差异。

适用于可压缩流动的γ-Reθt-fRe转捩模型

刘清扬雷娟棉刘周石磊周伟江 — 2021-07-20 00:00:00.0

基于γ-Reθt转捩模型的框架，发展了考虑流动可压缩性的γ-Reθt-fRe转捩模型。针对已有的转捩准则引入可压缩性修正，并利用基于参考温度法获得的雷诺数可压缩性比拟关系fRe修正现有基于不可压缩流动的转捩关联函数。为实现模型的局部性，构建了额外的雷诺数可压缩性比拟关系fRe输运方程。利用所发展的γ-Reθt-fRe转捩模型对不同流动条件的转捩算例进行了考核并和基本γ-Reθt转捩模型进行了对比，结果显示，γ-Reθt-fRe转捩模型实现了从低速至高速的无缝统一模拟能力。在低速流动条件下，γ-Reθt-fRe转捩模型自动恢复为基本γ-Reθt转捩模型；在超声速和高超声速流动条件下，γ-Reθt-fRe转捩模型显著改善了流动转捩的起始位置和转捩区发展的预测。

ARJ21飞机尾涡在侧风条件下的近地演化数值研究

张钧铎左青海林孟达黄伟希潘卫军崔桂香 — 2021-06-08 00:00:00.0

尾流间隔是飞机起降安全的重要保障，也是制约机场效率的重要因素之一，而飞机尾涡的近地演化特性与规律是制定尾流间隔系统的基础和依据。因此，研究国产机型的尾涡近地演化特性与规律具有重要的现实意义。本文应用升力面模型初始化尾涡流场，采用自适应网格大涡模拟技术数值研究ARJ21客机尾涡在侧风条件下的近地演化过程，并分析在不同侧风条件下尾涡的演化与衰减特性。数值结果显示上游涡与下游涡演化具有不对称性，其中下游涡衰减更快，但移动距离更远，并且侧风越强尾涡衰减越快。此外，本文根据ARJ21尾涡的数值结果分析了不同机型跟随ARJ21进近时的安全性，发现重型机可不考虑其尾涡影响，而中型机和轻型机需根据气象条件选择合适的最小尾流间隔。

基于粘性涡粒子VVPM/沙粒DEM的直升机沙盲建模研究

谭剑锋何龙于领军周国臣 — 2021-04-21 00:00:00.0

直升机“沙盲”现象阻挡飞行员视线，导致直升机垂直起降、贴地飞行困难，甚至引发飞行事故。为研究直升机的“沙盲”特性，建立基于离散动力学的沙粒DEM模型和沙粒-流场耦合模型，嵌入旋翼粘性涡粒子和粘性地面气动模型，体现旋翼流场作用下沙粒移动、碰撞等特性，构建直升机“沙盲”现象计算方法。通过与美国陆军Yuma试验场EH-60L“沙盲”飞行试验结果对比，结果表明本文“沙盲”计算方法得到的“沙云”形状、扬起位置、高度、变化过程与飞行试验测量结果基本一致，且相比于基于沙粒夹带模型、沙粒起跳模型、速度罚值沙粒通量模型的拉格朗日沙粒跟踪方法，本文方法得到的“沙云”轮廓精度更高，与飞行测量结果更吻合。随后研究悬停和前飞状态“沙盲”形成特性，结果表明旋翼桨尖涡与地面干扰形成地面射流，推动沙粒移动堆积，诱发沙粒碰撞起跳，并在旋翼/地面干扰流场作用下扬起形成沙云，覆盖直升机前方视野，构成“沙盲”现象。

基于子结构法与损伤识别的周期性结构脆性断裂相场模拟方法

王博臣侯玉亮夏凉史铁林 — 2021-04-21 00:00:00.0

相场断裂模型将裂纹近似描述为全局弥散标量场，通过求解偏微分方程模拟裂纹的成核与扩展，避免了不连续位移场中对裂纹几何形状述和裂纹尖端追踪的难题；在处理裂纹分叉、多裂纹、非均质材料和三维等复杂断裂模拟问题时具有显著的优势。然而，相场断裂模型需要在裂纹附近进行精细化的有限元网格剖分、计算规模庞大，因此，对计算能力提出了极高的挑战。本文基于子结构法和损伤识别，发展了一种适用于周期性结构脆性断裂的高效相场模拟方法。首先，根据周期性特征对结构进行分区并对子域内部节点进行子结构静态凝聚，降低有限元模型位移响应的维数；其次，根据离线（off-line）子域典型测试工况标定弹性应变能阈值，在线（on-line）断裂模拟过程中仅对阈值以上子域的内部位移和断裂相场进行解耦分析。一方面，利用结构的周期性特征，通过子结构静态凝聚降低计算规模；另一方面，根据能量阈值损伤识别，避免非裂纹扩展子域的重复计算消耗。

飞机舵面液压系统高压泵空化流动特性与优化

索晓宇姜毅王文杰高殿荣 — 2021-03-09 00:00:00.0

为了打破美国“卡脖子”清单中高压柱塞泵关键技术的垄断，针对大型民用飞机C919在航行过程中需要精准控制舵面的要求，基于全空化模型与可压缩模型，对飞机舵面液压系统动力源——高压轴向柱塞泵的内流特性进行了数值模拟，数值结果与试验结果有较高的吻合度，并通过分析流量特性提出了流量脉动与容积效率的优化方案。轴向柱塞泵的流量脉动主要跟流量谷值与流量峰值有关，研究发现流量谷值不仅是倒灌造成的，与柱塞腔的气相体积分数也有正相关性，流量峰值是柱塞腔在倒灌结束后没能及时完全过流导致的压力超调造成的。为了降低流量脉动，通过增加卸荷槽角度来抑制倒灌并减少柱塞腔倒灌时的气相体积分数与压力超调。虽然增加吸油配流盘角度会缩短柱塞腔的吸油范围，但也会增加柱塞腔的充液率，进而提升容积效率。为了从抑制柱塞腔空化的角度提升容积效率，提出抑制柱塞腔空化的新理论，使用小柱塞腔半径与大斜盘倾角的组合可以有效的减少柱塞腔的气相体积分数。研究指出了飞机舵面液压系统中高压轴向柱塞泵的优化方向，为满足工程实践的要求提供了指导性的建议。

非匹配扰动下变体无人机预设性能控制

李新凯张宏立范文慧 — 2021-03-09 00:00:00.0

针对半倾转旋翼变体无人机易受到非匹配扰动和受制于性能约束的问题，提出一种基于复合浸入与不变(Immersion and invariance, I&I)理论的非匹配/匹配扰动观测器和有限时间预设性能控制策略。首先，建立了含有复合扰动的变体无人机数学模型；其次，引入有限时间动态尺度技术和监督因子的概念，提出了一种复合I&I的扰动观测器对非匹配/匹配扰动进行估计和补偿；最后，以动态滑模面为性能约束对象构建了新型的有限时间性能函数，并与障碍Lyapunov函数相结合来表征系统的稳态和瞬态性能。理论和仿真算例验证了所提方法的有效性和优越性。

碳纤维增强热固性复合材料-钛合金激光连接接头性能分析-先进航空材料焊接/连接专栏

邹祺叶逸云焦俊科吴志生徐子法张文武 — 2021-03-01 00:00:00.0

碳纤维增强热固性复合材料（Carbon Fiber Reinforced Thermalsetting Composites，CFRTS）和TC4钛合金具有较高的比强度和比刚性，轻量化效果十分明显，在航空航天、新能源汽车制造中广泛应用。为实现碳CFRTS与TC4钛合金的高强度连接，本文引入“激光清洗+树脂填充”的界面复合调控工艺。在CFRTS和TC4钛合金激光焊接之前，首先采用脉冲光纤激光器对CFRTS表面进行激光清洗处理，去除表层的环氧树脂，使CFRTS中的碳纤维裸露出来；其次利用脉冲光纤激光器对钛合金表面微织构处理，提升焊接时熔融树脂与TC4钛合金的接触面积并形成“咬合”结构；最后在清洗后的CFRTS和钛合金接触面之间添加合适厚度的聚酰胺（PA）树脂，进行激光辅助焊接。本文研究了激光清洗工艺对接头连接强度的影响，通过不同激光清洗工艺参数下CFRTS的表面形貌、PA树脂填充情况、接头断口形貌的对比分析，结果发现：激光清洗CFRTS可以显著增强CFRTS-TC4钛合金接头的强度，最大剪切强度可达23.77MPa。

国内航空工业疲劳与结构完整性研究进展与展望（航空疲劳与结构完整性专刊）

王彬文陈先民 — 2021-02-18 00:00:00.0

航空疲劳是影响飞机结构安全性、可靠性的关键问题之一，尽管已经过多年的研究，但随着航空技术的提高、设计理念的发展以及新技术的应用等，在原有遗留问题的基础上又出现了许多问题亟待解决。本文从航空疲劳的内涵出发，梳理了我国航空疲劳研究的思想脉络和主要成果，重点对进入二十一世纪以来国内航空疲劳在材料/结构/工艺、分析评估方法、疲劳试验技术以及服役寿命管理等方面的研究现状进行了较为系统的总结，并结合航空实践对相关研究的工程应用进行了简要介绍，在此基础上提出了一些国内航空疲劳研究需要重点关注的方向，以期为我国航空疲劳研究的进一步发展提供借鉴和支持。

随机激励作用下飞机飞行姿态动力学研究

李海泉陈小前张嘉图王亮 — 2021-02-08 00:00:00.0

在不考虑客观随机因素的飞机飞行姿态动力学建模和仿真过程中，仿真结果通常与飞行实测数据具有一定的偏差。本文以飞行实测数据的统计分析为基础，研究了一种具有随机激励的飞行姿态动力学建模方法，并采用随机动力学的研究手段对飞机的飞行动力学问题进行仿真分析。计算结果显示，随机因素对于飞行姿态具有显著的影响，且考虑随机因素的仿真模型响应能够比确定性响应更精准的模拟飞机在真实环境中的飞行状态，为下一步精准分析飞行姿态提供了新的思路。

管路中常温推进剂的两相充填特性仿真研究

任孝文李平陈宏玉周晨初 — 2021-02-08 00:00:00.0

常温推进剂在管路中的两相充填特性由于气液两相的相互作用而难以预测。为拓展液体火箭发动机瞬态特性模块化通用仿真模型库对两相充填的仿真能力，基于Modelica模块化建模思想开发了一维有限体积的两相充填管路模型，其中采用等效流容方法计算压力，使用VOF法捕捉气液界面。对流项离散格式的比较表明，TVD_QUICK格式可同时满足系统仿真对准确性和实时性的要求。对节流孔径的研究表明，在不同的节流孔径比范围内，液体对预存气体管路的充填过程可分为水击效应忽略、水击效应微弱以及水击效应主导三种模式，且最大水击压力峰值一般发生在水击效应主导模式下。此外，夹带有单个气柱的常温推进剂在充填过程中表现出的压力震荡主要由两个因素造成：其一为气柱受到上下游液柱的压缩而产生的压力波动，其二为气柱下游液柱在节流元件位置产生的水击压力震荡，两种压力波动的耦合作用下，管内水击压力峰值达到上游供应压力的5倍左右。

复杂时变激励下失谐叶盘瞬态强迫响应分析

敬彤臧朝平张涛 E.P.Petrov — 2021-02-02 00:00:00.0

提出一种高效的失谐叶盘瞬态强迫响应分析方法，不同于传统的数值积分方法，该方法推导出瞬态强迫响应的解析表达式，能更为高效地预测失谐叶盘的瞬态强迫响应。首先，对叶盘的高保真有限元模型进行减缩建模，在精确地描述叶盘结构的动力学特性的前提下，极大的减少了模型的自由度数目。其次，模拟加速旋转的涡轮叶盘经过复杂流场时叶片表面上的气动载荷，并建立叶盘固有频率和振型随转速变化的数学函数；通过共振分析确定叶盘共振的转速区间并分析引起共振的激励阶次成分。最后，计算了不同旋转加速度和阻尼下叶盘的瞬态强迫响应，并对叶盘的失谐幅值放大因子进行研究。应用本办法对某86个叶片的涡轮叶盘进行了数值分析，结果表明，相同阻尼水平下，叶盘的瞬态强迫响应幅值随旋转加速度增加而降低，失谐幅值放大因子在瞬态条件下大于稳态条件下，最高可达30%。

民用飞机智能飞行技术综述（AI专刊）

杨志刚张炯 — 2021-01-14 00:00:00.0

人工智能已成为民用飞机技术创新发展与竞争的新赛道。在面向民用飞机全生命周期的多种人工智能融合应用中，智能飞行致力于改变传统飞行驾驶模式，重构未来飞行的人机交互模式与空中交通管理架构，成为行业特征最为显著、最具备颠覆性变革的方向，是民用飞机智能化竞争的新焦点。本文阐述了智能飞行理念，规划辅助智能、增强智能、完全智能三阶段实施路线，以25部、23部、轻型运动类飞机为对象，制定智能飞行推进路线，构建技术体系，提炼影响智能飞行在应用落地过程中需要解决的可信适航与人为因素两项关键应用基础技术，分享对于智能飞行的思考。

变转速下跨音速压气机的耦合扩稳方法研究

赵乐王维张乐福王伟超卢金玲楚武利 — 2020-12-31 00:00:00.0

摘要：为了探索在不同转速下均可有效提高压气机失速裕度的扩稳方法，以跨音速压气机为研究对象，利用缝式机匣处理和叶顶喷气进行耦合设计，并参数化研究了缝数目、缝长、缝宽及喷嘴周向宽度对压气机性能的影响规律，结合非定常数值模拟揭示了耦合型机匣处理的扩稳机理。研究结果表明，在100%、80%、60%转速下，压气机失速裕度分别提高9.31%、8.26%、8.68%，设计点效率分别降低0.77%、0.23%、0.41%。缝数目、缝长、缝宽是影响压气机失速裕度及效率的显著因素，而喷嘴周向宽度对压气机失速裕度及效率的影响较小。耦合型机匣处理内形成了抽吸、喷气的耦合流动循环，耦合强度的增加有利于压气机失速裕度的提高，但会降低压气机效率。耦合型机匣处理提高了叶顶负荷，但降低了叶顶泄漏强度，极大消除了叶顶泄漏涡引起的叶顶堵塞，这是压气机失速裕度提高的主要原因。耦合型机匣处理具有在不同转速下均能有效扩稳的潜力。

多太阳能无人机覆盖路径优化方法研究

杜楠楠陈建马奔王术波张自超 — 2020-12-31 00:00:00.0

为解决传统电动无人机在覆盖作业时存在的续航时间短的问题，提出应用多架太阳能无人机进行覆盖作业。首先，在建立了应用于覆盖作业的太阳能无人机的能量模型的基础上，提出了能量流动效率在这一指标来评价太阳能无人机在作业过程中对能量的利用率。其次，针对边界存在障碍物的凹多边形区域和内部含障碍物的多边形区域，以总作业完成时间最短为优化目标，提出基于无向图搜索方法的覆盖路径优化模型，定义约束方程限制无人机按照一定规则访问无向图中的节点，通过混合整数线性规划的方法求解每架无人机的最优飞行路径。再次，考虑无人机转弯时的姿态变化对能量流动效率的影响，将总作业完成时间最短和总能量流动效率最高同时作为优化目标，建立双目标优化方程，在首先以作业时间最短为优化目标进行求解的基础上，通过有限遍历的方式选择使能流效率和作业时间相对最优的覆盖飞行方向及飞行路径。大量仿真实验表明，本文的优化模型选取不同的优化目标，应用于不同形状的的待覆盖区域，适用性广，在工程上应用范围广、可行性强。

跨声速风洞试验模型主动减振结构优化设计

曾开春寇西平杨兴华余立查俊 — 2020-12-25 00:00:00.0

针对跨声速风洞试验模型支撑结构，采用压电作动器嵌入支杆，形成一体化主动减振系统来抑制模型在风洞试验过程中的振动。分析了模型支撑结构在风洞试验过程中的振动特性和主动减振系统的控制原理，建立了压电作动器/风洞模型支撑结构相互耦合的动力学模型。在此基础上，采用模态可控性理论及模态价值理论，给出了主动减振结构控制能力的定量描述方法，构建了能够表征系统各受控模态可控性的优化设计目标函数。最后，针对一个简化的风洞试验模型主动减振结构，建立了动力学解析模型，给出了优化设计问题的数学表达和约束指标，并采用遗传算法进行了优化设计研究。结果表明，采用本文给出的方法对主动减振结构进行优化设计，可以在满足约束指标要求前提下，显著提高压电作动器对系统各受控模态的可控性，进而提高系统的减振控制效果。

对特定条件下高阶WENO格式计算结果误差的讨论

刘君韩芳魏雁昕 — 2020-12-14 00:00:00.0

通过比较一阶迎风格式和五阶WENO格式模拟激波、接触间断、曲线坐标系下的均匀流和激波正规反射等4个简单流场得到的数值结果，发现WENO格式模拟的激波和接触间断在从初始间断变化成数值过渡区的过程中出现的非物理波动比一阶迎风格式的结果更加明显，流场结构也更加复杂；同时，由坐标变换而产生的几何诱导误差和边界近似模型误差也明显比一阶迎风格式的误差大。对这些现象进行数值和理论分析，本文得出以下结论：高阶WENO格式在某些计算条件下存在放大计算结果误差的风险。最后，受近期国内外文献启发，本文对目前高精度格式的空间多点构造方法和双曲型方程的特征线理论之间存在的矛盾进行了讨论。

热电偶参数对Gleeble温度测温误差的影响及修正

张悦于德军徐东生 — 2020-12-08 00:00:00.0

钛合金及钛铝金属间化合物是航空航天领域的重要材料，高温塑性变形是其部件成形的主要途径之一。为优化成形工艺，实现高精度的制造，近年来越来越多地采用有限元等工艺模拟，获得不同因素对成形过程的影响细节，以避免缺陷的产生并提升产品质量，同时提升加工效率，还可显著降低材料研发和制造过程中的资源和时间消耗。准确测定材料的力学本构关系对材料的制造工艺设计、优化甚至使役行为的预测至关重要。目前的本构关系测量常采用Gleeble热模拟实验机进行，其获得精确本构关系的前提是能够准确测定被测材料的温度。本研究采用有限元方法模拟了柱状钛合金样品的Gleeble热压缩实验过程，重点关注不同的热电偶设计参数，包括热电偶材料、热电偶丝直径等，对Gleeble样品温度测量准确性的影响规律。研究表明，热电偶的引入，由于其散热，会使样品和热电偶接触点的局域温度场发生畸变，导致温度测量结果与实际样品温度存在偏差，且某些条件下偏差较大，将严重影响钛合金等热导率较低材料性能的检测结果。通过多种因素改变的模拟、分析以及与相关热处理实验金相组织结果的对比表明，热电偶材质及线径、样品的热传导系数、样品的实验温度等，都将影响测量偏差。其中样品的热传导系数对测量精度的影响最大。由于这些原因导致的偏差都是系统误差，应想办法消除，特别是对于像钛合金这些热导率较低的材料，在Gleeble高温测试过程中的温度测量误差较大，必须修正。本文在有限元模拟及实验对比的基础上提出了相应的修正方法和修正公式。

基于神经网络的体视PIV空间标定模型-人工智能与航空航天专刊

窦建宇潘翀 — 2020-12-08 00:00:00.0

体视粒子图像测速（SPIV）中的空间标定精度对SPIV的测试结果精度有较大影响。为研究标定模型对输入误差的处理能力，本文定义了一个无量纲参数——误差衰减系数——来评判空间标定模型对误差的响应。在此基础上针对SPIV两相机空间标定的误差产生和传播特性，发展了一种基于神经网络的、且具有联合标定能力的SPIV空间标定模型。使用仿真实验手段，证实了该神经网络模型在很大的参数空间内均具有对输入误差的抑制能力，而传统的多项式模型或小孔模型并不具备这一能力；此外，神经网络模型在高光学畸变情况下的表现也优于多项式模型及小孔模型。因此，神经网络具备替换传统空间标定模型的能力，有助于提高SPIV的测量精度。最后在实验中证实了神经网络标定模型的空间定位误差仅为传统模型的四分之一。

管制-飞行状态相依网络演化过程研究

李昂聂党民温祥西韩宝华曾裕景 — 2020-12-03 00:00:00.0

动态、准确的管制系统运行态势预测是航空运输系统各相关单位开展协同决策的关键基础。本文基于航空器间的冲突情况、管制员对航空器的管控情况以及管制移交情况构建管制-飞行状态相依网络，探究、分析其演化规律，采用相关性分析和主成分分析证明了所选五项指标的合理性。通过计算平均节点度、平均点强等拓扑指标的最大Lyapunov指数证明各时间序列均具有混沌特性，并选择长短期记忆人工神经网络方法对各时间序列的演化规律进行预测。仿真结果表明该预测方法能对管制系统的演化过程进行有效的预测，五项指标的预测精度有96%的概率在20%以内。

机器学习在流动控制领域的应用及发展趋势—人工智能与航空航天专刊

任峰高传强唐辉 — 2020-12-03 00:00:00.0

流动控制作为流体力学中的重要跨学科领域，一直是科学研究和工程应用中关注的焦点之一。由于流动系统往往具有强非线性等复杂特征，对流动的控制，尤其是闭环控制，一直颇富挑战性。近些年来机器学习的迅速发展为许多学科带来了新的方法、新的视角和新的观点，对于流动控制领域亦是如此。本文通过回顾现阶段三类基于机器学习的流动控制方法，为主动流动控制领域的研究者展示机器学习在流动控制中应用的整体概况，进而勾勒出本领域的发展趋势。

基于多边形膜片弹簧与压电致动器复合的一体化主被动Stewart减振系统研究

王敏吴军卫蒲华燕孙翊彭艳罗均谢少荣丁基恒 — 2020-12-03 00:00:00.0

随着遥感卫星光学成像设备等精度的不断提升，其对振动环境的要求也在不断越高，简单的线性被动Stewart平台已经无法满足苛刻使用要求。本文提出了一种新型基于多边形膜片弹簧与压电致动器复合的一体化主被动Stewart减振平台，其单自由度元件主要由多边形膜片弹簧、压电致动器、力传感器以及柔性铰链组成。相较于传统线性隔振器存在的高静刚度和低动刚度之间的固有结构矛盾，本文所提出的多边形膜片弹簧作为隔振器的关键原件，兼具高静-低动（HSLD）特性，能够使隔振系统同时具备较高的静态刚度进行静态承载以及较低的动刚度进行动态减振。为了降低被动隔振系统中存在的共振峰幅值，本文在被动膜片弹簧元件的基础上串联一个压电致动器与力传感器组成的主动控制元件进行主动振动控制。仿真结果表明，采用比例积分力(PIF)反馈控制算法的主动控制系统，在频域上不仅可以通过积分力环节搭建出天棚阻尼的效果来降低共振峰峰值(11.19dB），而且其比例-力环节可等效为增大了质量矩阵项，能够有效降低减振系统的固有频率（20.9Hz），拓宽其减振带宽，并同时能维持高频段的高衰减性，在时域上也能够将系统的加速度振动幅值从±0.6g降低至±0.07g，振动衰减达88%。

基于分布式时序神经网络的结构损伤识别方法(航空疲劳与结构完整性技术专栏)

杨宇王彬文吕帅帅周雨熙王莉刘国强 — 2020-12-03 00:00:00.0

碳纤维增强复合材料加筋壁板已经广泛应用于飞机的主承力结构。然而，由于冲击敏感性和制造缺陷控制等难题，其力学性能和结构安全等受影响严重。人们利用导波在薄壁结构中的传播特性开展加筋壁板结构的损伤监测研究，其核心方法是对比分析损伤前后导波信号，基于多维专家特征进行损伤识别，但是该方法对专家经验依赖严重，并且泛化能力较弱。深度学习技术适合解决此类问题，但是同时又面临许多实际挑战。本文利用深度学习理论，提出了一种基于分布式时序卷积神经网络的损伤识别模型，能较好的解决深度学习方法在处理结构健康监测问题时所面临的困难，包括数据样本量不足，数据偏斜严重以及数据长度不一致等，能够从时序对监测数据中各个数据片段特征进行关联进而从整体上增强了从原始波形信号中提取损伤特征的能力，减轻了对专家经验的过度依赖。通过测试，该方法具有较高的损伤识别精度，并且具备较好的泛化能力。

高温化学非平衡湍流边界层直接数值模拟

刘朋欣袁先旭孙东傅亚陆李辰 — 2020-11-13 00:00:00.0

高超声速飞行器在特定工况下飞行时，其表面会存在湍流与化学非平衡耦合作用，但考虑化学反应的高温湍流边界层的研究工作还十分有限。本文选取高超声速楔形体头部斜激波后的流动状态，分别采用热完全气体模型、空气化学反应模型开展直接数值模拟研究，对比分析了化学非平衡效应对湍流统计量、湍流脉动量的影响趋势，并研究了高温湍流边界层标度律。计算结果表明，以吸热离解反应为主的化学非平衡效应会使得边界层平均温度和脉动温度显著降低，但对平均速度剖面、速度脉动、雷诺应力的影响较小；在高温化学非平衡湍流边界层的对数区，各流动参数的拓展自相似理论的相对标度指数基本符合标度律。

结构的修复性评估与设计方法(航空疲劳与结构完整性专刊)

何宇廷 — 2020-10-10 00:00:00.0

装备结构在正常服役使用期间发生故障后是否便于维修并恢复功能状态的特性常常可用维修性来进行表征分析。然而，装备结构在服役使用过程中总是不可避免地要发生一些意外损伤或者非常规损伤，比如事故损伤、战斗损伤等。这时，结构是否便于修复使其状态得到及时恢复的固有特性可用修复性（或恢复性）来进行描述。在阐述结构修复性的基本概念的基础上，结合结构使用完整性/军用装备结构作战完整性的概念与控制方法，阐述了结构修复性的作用意义。提出采用修复度Rc(t)、意外损伤平均恢复时间MTTRC、平均恢复费用MRCC及平均恢复工时MWTTRC等参数来表征结构修复性，并初步探讨了结构修复性的基本评估和设计方法。最后，给出了一个车辆装备意外损坏时的结构修复性评估案例和一个简单的后掠单块式机翼结构修复性设计的简要示例。结构修复性评估与设计方法对于其他结构如房屋、桥梁、其它基础设施结构等是同样适用的。

电力消振作动器用位置差交叉耦合控制策略

郝振洋李雪曹鑫甘渊俞强 — 2020-09-24 00:00:00.0

电力消振作动器通过双电机系统并行独立控制各自偏心轮的旋转运动，以实现直升机的主动减振功能，但由于其存在齿轮间隙非线性强和偏心轮负载周期波动大等问题，降低了电力作动器的减振效果，甚至无法实现减振功能。针对传统双电机并行独立控制系统的问题，本文提出了基于多输入多输出的负载位置差交叉耦合控制策略，采用双电机负载位置均值环和位置差环相结合的方式，降低齿轮非线性和偏心负载对位置同步控制的影响。同时利用回差阵最小奇异值法对并行独立控制和交叉耦合控制策略下的系统进行稳定裕度对比分析，为设计位置均值环和位置差环控制器提供理论依据。最后搭建了电力消振作动器实验平台，完成了并行独立控制和交叉耦合控制下的系统输出力性能验证实验，验证了交叉耦合控制的有效性和先进性。

纤维增韧陶瓷基复合材料热端部件的热分析方法现状和展望

赵陈伟毛军逵屠泽灿邱鹏霖 — 2020-07-17 00:00:00.0

以陶瓷基复合材料（Ceramic Matrix Composite，CMC材料）为代表的纤维增韧复合材料具有耐高温、高强度、低密度等特点，在航空燃气涡轮发动机、火箭发动机等动力装置中逐步得到工程应用。CMC材料因其自身特殊的结构特点，使得其导热系数呈现出明显的各向异性，进而导致传统基于均质金属材料的热分析方法将不再适用于CMC热端部件。本文总结了单向纤维、2维/2.5维编织纤维、3维编织纤维等典型纤维增韧CMC材料导热系数预测方法的研究进展和CMC热端部件热分析方法的研究现状。综合来看，如何在热分析中高效引入CMC材料微观尺度信息，建立起精度高且工程可应用的CMC热端部件跨尺度热分析方法是目前亟需突破的技术难题。面向未来CMC热端部件的工程应用，基于三维微观结构特征重构的热分析模型是建立CMC热端部件高精度热分析方法的关键，同时热分析还需要同制造工艺、力学行为分析等进一步紧密结合

风洞投放试验技术的研究现状与应用综述

宋威张宁朱剑董垒蒋增辉 — 2020-07-10 00:00:00.0

多体分离相容性是航空、航天和武器系统总体部门一直极为关注的关键问题，多体间的流场干扰效应产生的气动力和力矩对悬挂物分离相容性有重要影响，基于运动动力学相似的风洞投放试验技术是预测和评估多体分离是否相容的一种非定常试验方法。本文以飞行器多体分离相容性的研究需求，并结合作者一直从事的风洞投放试验技术的研究成果和经验，对风洞投放试验技术的国内外研究现状进行综述。本文首先回顾了风洞投放试验技术的发展历史，然后对低速和高速风洞投放试验的相似准则及缩比关系进行详细地论述与分析，然后对风洞投放试验的几个关键技术进行综述，最后对风洞投放试验技术提出几点思考与展望。

空间非合作目标多指包络抓捕路径设计

万文娅孙冲袁建平 — 2020-06-04 00:00:00.0

针对现有空间非合作目标抓捕中存在无固定抓捕点以及待抓捕目标存在动态性等问题，提出了一种“主—从”式多指包络抓捕路径设计算法。首先，为了降低多指包络构型设计中的自由度，将多指机构分为一根主手指和其余从手指两类。然后，为了实现对具有动态性的空间非合作目标的抓捕，采用误差跟踪控制方法使主手指的基关节与包络点之间的运动保持同步。接着，引入单向距离的概念衡量主手指构型和包络边相似度，并利用快速搜索随机树算法寻找使得单向距离最小的主手指关节角取值。进一步，根据多指机构的结构模型，确定其余从手指的构型。最后，根据包络条件选择能够约束住空间非合作目标运动的有效包络构型。通过对可以简化为扁平型的空间非合作目标和一般性三维空间非合作目标这两类目标的包络抓捕仿真可以得出，所设计的算法可适用于一般性空间非合作目标的包络抓捕，同时计算复杂度也大大降低。

基于逆向设计的飞机货舱烟雾等效方法研究（19-23660）

陈希远邵资焱杨建忠 — 2020-05-21 00:00:00.0

在飞机货舱烟雾探测的适航符合性验证中，为尽可能降低验证实验风险，通常需要采用烟雾发生器产生的模拟烟雾来代替真实火灾烟雾进行飞行试验，但研究表明两种烟雾在造成烟雾探测器响应时间方面存在较大差异，必须通过改变烟雾发生器边界条件来实现与真实火灾烟雾的等效，然而，通过传统“试错法”寻找能够实现两种烟雾等效的边界条件将耗费大量时间资源。本文采用逆向设计的方法，首先在FDS中分别建立烟雾发生器模拟烟雾与真实火灾烟雾数值模型，并在Isight优化软件中将FDS进行集成，通过构建使两种烟雾等效的目标函数，采用MIGA多岛遗传算法对烟雾发生器边界条件进行一次性逆向求解，从而避免了传统“试错法”造成的资源浪费。本文对逆向计算的结果进行了实验验证，逆向求解得到的边界条件能实现烟雾发生器模拟烟雾与真实火灾烟雾的等效，该结果可直接指导飞机货舱烟雾探测的适航符合性验证工作。

基于RANS_LES混合方法的分离流动模拟研究

陈浩袁先旭毕林华如豪司芳芳唐志共 — 2020-04-03 00:00:00.0

飞行器在大攻角、快速俯仰机动时，流场中含有大尺度、非定常的涡结构，传统RANS模型不能准确模拟流场结构，根据国际上相关研究的发展趋势，需要采用混合RANS/LES模型来对复杂分离流动进行准确模拟。本文对基于分区混合与湍流尺度混合的双重RANS/LES混合计算模型进一步发展与应用。通过典型简化模型的静、动态湍流大分离流动，测试和验证所采用的DES类方法，重点研究IDDES模型在动态问题应用中的正确性和有效性，并对所采用的数值模拟方法和相应的计算软件的可靠性、鲁棒性以及精度进行了考核验证。典型算例包括超声速圆柱底部流动、跨声速方腔流动、NACA0015机翼深失速分离涡模拟等。计算表明；对于定态非定常分离流动，DES、DDES、IDDES等模型计算结果差别不大，随着流动的非定常特性增强，IDDES模型的优势逐渐显现；对于动态非定常分离流动，则需要采用IDDES类模型。

基于0.6米量级三声速风洞的压敏漆试验技术研究

刘祥熊健黄辉李永红黄勇王红彪陈植 — 2020-04-03 00:00:00.0

基于0.6米暂冲式三声速风洞，建立了压敏漆(pressure sensitive paint，PSP)测压系统，解决了各分系统的同步控制问题，研究了涂料喷涂影响、图像滤波和系统测量稳定性及精准度等技术细节，并将该系统首次应用于自然科学基金项目“未来大型客机的减阻与激波控制”的机翼表面压力测量中，获得了基本外形和鼓包外形机翼表面的压力分布、激波位置及形态，检验了设计鼓包在设计状态和稍偏离设计状态下的激波控制效果及其对上翼面压力分布和升力特性的影响。研究结果表明：涂料喷涂质量不佳造成的表面粗糙度和厚度变化会显著影响压力分布，喷涂质量需严格控制。窗口直径8像素迭代3次的高斯滤波对压力波动的平滑效果较好且不会失真。建立的压敏漆系统与压力传感器的压力系数测量均方根偏差在0.022以内，压力均方根偏差小于620帕，测量精准度较高。设计鼓包在设计状态及稍偏离设计状态下，均能够有效减弱激波强度，保证机翼升力变化很小，从而提高机翼的升阻比。

高超声速滑翔目标自适应跟踪方法

黄景帅李永远汤国建包为民 — 2020-03-26 00:00:00.0

针对机动模式复杂多变的高超声速滑翔目标跟踪问题，提出了一种机动频率自适应跟踪方法。采用介于常速度和常加速度模型之间的Singer模型来表征目标气动力加速度的变化，从而建立跟踪系统的状态方程。根据地基雷达量测量获得系统的量测方程，鉴于距离和角度信息的量级相差较大将其由球形量测量转换为位置量测量。为了适应高超声速滑翔目标灵活多样的机动模式，基于正交性原理和无迹卡尔曼滤波算法实现了Singer模型中机动频率参数的自适应。利用滤波新息计算得到能够反映状态模型误差大小的调整因子，用于放大Singer模型中的机动频率，进而调整状态方程的过程噪声以降低模型误差。通过对两种典型机动轨迹的跟踪仿真，并与交互式多模型等方法进行比较，结果表明所提方法的跟踪精度高、计算量小，能够较好地适应阶跃机动和连续幅值变化的机动。

多触角探测下高超声速滑翔飞行器再入机动制导研究

高杨蔡光斌徐慧杨小冈张胜修 — 2020-03-13 00:00:00.0

针对高超声速滑翔飞行器再入过程中面对的多约束问题，提出一种基于多触角探测的路航点规划机动制导策略。该机动制导策略通过飞行器最大转弯轨迹计算速度-剩余地面距离-航向角约束，在分段定点模式中发出多条粗略预测触角，引用触角末端反馈的信息计算优先级以确定临时路航点；同时在机动制导模式中发出精细探测触角，计算触角末端信息优先级，经侧滑角延时滤波器得出控制指令，对飞行器进行机动制导。基于多触角探测的路航点规划机动制导策略，降低了三触角机动制导方法中的计算时间；同时，四种典型禁飞区条件下的仿真结果表明，该策略能够有效稳定地解决机动制导过程中的多约束问题。

适应拓扑变化的拥塞最小化网络更新策略

吕娜陈坤陈柯帆朱海峰潘武 — 2020-03-06 00:00:00.0

软件定义网络的出现推动了航空集群机载网络的发展，同时也为机载网络的一致性更新带来了挑战。针对拓扑变化导致的网络更新期间可用路径失效问题，提出适应拓扑变化的拥塞最小化网络更新策略。首先，为减少可用路径失效带来的数据包丢失，在更新之前采用重路由机制进行处理；然后针对重路由机制可能引起的网络拥塞，设计了贪婪流迁移算法缓解拥塞；最后通过瞬时拥塞最小化更新算法完成整个网络更新。仿真结果表明，与传统的拥塞一致性更新算法相比，所提更新策略用规则开销、瞬时网络拥塞方面的少量提高换取了网络更新期间数据包丢失的显著降低。

载人火星探测进展及其EDL过程GNC关键技术

马广富龚有敏郭延宁高新洲 — 2020-03-06 00:00:00.0

随着火星探测技术的不断发展和探测任务的不断推进，载人火星探测在未来将会成为火星探测的重要手段。首先，回顾了无人火星探测任务的发展历程，对比分析了部分无人火星探测器进入、下降与着陆段(EDL)的参数。然后，结合无人火星探测、载人月球探测和载人航天再入过程，梳理了载人火星探测的特点及需求，系统地总结了前苏联/俄罗斯和美国的载人火星探测研究进展以及技术储备。接着，归纳了载人火星探测的体系构成、集结方式和主要的技术挑战。最后，概括了载人火星EDL过程面临的难题，重点阐述了EDL 的导航、制导与控制(GNC)关键技术。

考虑星敏安装误差的弹道导弹捷联星光/惯性复合制导-星光导航专栏

赵依张洪波汤国建 — 2020-01-19 00:00:00.0

弹道导弹捷联星光/惯性制导是在惯性制导基础上辅以星光修正的一种复合制导方法，能够显著提高导弹制导精度。由于星敏感器捷联安装在弹体上，安装误差会影响恒星测量的精度，进而影响复合制导精度，为此提出一种在线辨识并修正星敏感器安装误差的复合制导方法。建立了星敏感器观测量与数学平台失准角、星敏感器安装误差的关系方程，在导弹主动段关机后测量三颗独立的恒星获得六个观测量，利用最小二乘法估计出失准角和星敏感器安装误差。改进了星光/惯性复合制导的最佳修正系数确定方程，直接修正了星敏感器安装误差的影响。数值仿真结果表明，本文所提的方法可以有效地估计平台失准角和星敏感器安装误差，提高了捷联星光/惯性复合制导的精度。

多弹协同拦截综述与展望

魏明英崔正达李运迁 — 2020-01-10 00:00:00.0

多弹协同是未来导弹发展的一个重要方向，根据协同效果可分为协同攻击、协同拦截、协同探测三大类。协同攻击发展起步较早，协同拦截已由信息协同逐渐发展到自主协同，而协同探测则是基础条件，随着技术的进步三者也在融合、发展。本文首先简述了多弹协同三类技术的发展历程，重点针对多弹协同拦截自主作战技术，分析其实现难点，并对未来发展方向进行展望。

价值驱动设计方法及其在商用飞机方案参数优化中的应用

李少伟宋文滨 — 2020-01-10 00:00:00.0

商用飞机方案设计是一项复杂的任务，不同目标函数和约束条件得到不同的设计，需要在满足安全性要求的前提下取得飞机技术性能和商业收益之间的双赢。本研究运用价值驱动的设计理念，实现系统工程方法与多学科优化设计方法的紧密耦合，通过灵活的可定制、多层级的程序架构，建立了基于剩余价值模型的飞机设计优化框架。针对典型任务，使用该框架开展了针对飞机的剩余价值函数最大化的优化设计，并对比了针对直接使用成本最小化进行优化得到的结果。结果分析表明，基于剩余价值模型的优化设计方案能够兼顾更多的利益相关方，改善飞机的经济性。飞机直接使用成本最小化的设计方案需要和价值最大化的设计综合考虑，以实现飞机使用经济性和产业经济性的协调，提高飞机的综合经济性，并得到更加平衡和综合最优的飞机设计方案，这对于新兴飞机制造商尤为重要。

ADS-B监视报文参数统计及其所需性能研究

宫峰勋李丽桓马艳秋 — 2020-01-10 00:00:00.0

广播式自动相关监视技术的广泛应用，使基于报文的位置导航不确定性参数的监视质量受到重点关注。针对位置导航不确定性参数好、监视质量却不高的问题，深入研究了广播式自动相关监视报文数据项及其与基于性能的通信与监视的相关性。在充分考虑通信导航监视的相关性及卫星导航广域增强等因素基础上，推导、构建了监视所需性能估计模型，并给予合理简化。在测试空域利用两个不同生产商且具有运行资质的ADS-B接收站，连续采集三个月共获得近2亿条ADS-B报文，详细分析了该报文中各信息项的统计分布状态，并将分布状态结果应用到所需性能估计模型评估计算这两个ADS-B站的所需监视性能。计算结果显示，当综合考虑报文各信息项统计状态及具备广域增强性能支撑时，ADS-B所需监视性能值仅为80%左右。若缺乏广域增强功能支撑，与国际民航组织监视系统的所需性能规范要求差别则更大。

引射器函数方法在发射井设计中的应用

权辉谢建张力李良 — 2020-01-02 00:00:00.0

针对发射井优化设计问题，提出了发射井引射器模型和引射器函数求解方法。研究了静压协调函数的性质，分析了发动机总压、发射井横截面积、混合室出口压强变化时的极限工作条件，讨论了p2-p3图、p2-p*图、p2-D3图上引射速度零点、引射面积零点、第一极限点、第三极限点、等压点和等速点的分布。证明了第三极限点是p2-p3图上的驻点，当p3小于第三极限时引射器p2-p3特性曲线为一平行于水平轴的直线段，当p*大于第三极限时引射器p2-p*工作特性曲线沿着最优静压函数曲线发展，当D3小于第三极限时引射器p2-D3工作特性曲线沿着最优静压函数曲线发展。给出了完整的工作特性曲线变化区间。研究结果为发射井和引射器的优化设计提供了重要指导。

超/高超声速飞行器动态稳定性导数极快速预测方法研究

李正洲高昌肖天航马志成肖济良朱建辉 — 2019-11-28 00:00:00.0

飞行器设计早期阶段需要预测大量工况下的动态稳定性参数。发展了一种面向高速飞行器的动导数高效预测方法：首先基于当地流活塞理论，将高速飞行器进行小幅非定常运动所受气动力分为①受自由来流引起的无附加扰动项以及②受物面变形或运动引起的附加扰动项；通过当地表面斜度法、激波后等熵关系求解物面当地流动参数，进而结合非定常运动规律求出飞行器所受非定常气动力；最后采用待定系数法对非定常气动力进行提取、辨识，最终得到飞行器动导数。该方法克服了传统方法对CFD流场参数的依赖和耦合，因此具有极高的计算效率；同时典型算例验证表明，该方法在超声速、高超声速工况下都能够很好预测动导数变化趋势。文章最后成功地将该方法应用于复杂外形飞行器动导数预测，并讨论了与CFD方法的误差来源。本文方法可作为高速飞行器总体设计阶段布局选型的工具。

通用飞行器气动优化设计数字化集成平台-DIPasda（气动优化专栏）

孙俊峰周铸黄勇庞宇飞卢风顺许勇 — 2019-09-16 00:00:00.0

随着计算机能力和数值计算技术的不断发展，航空工业的市场竞争越来越激烈，迫切需要精确、高效、鲁棒的设计工具应用于飞行器的改进优化和创新设计。未来航空工业的发展，需要解决多学科综合设计的关键问题，为新型高性能飞行器的设计提供有力的设计方法和设计工具。DIPasda作为复杂外形设计的通用飞行器多学科优化设计平台，研制目的主要是提供一套新型通用、鲁棒、高效的优化设计架构，应用于通用飞行器工业设计环境，改善传统设计耗时低效的状况，提高新型飞行器设计的效率和精度。DIPasda平台系统包含了优化设计过程中所需用到的各类方法，主要包括数值优化方法、几何模型参数化方法、代理模型方法、高精度的学科分析工具等。通过详细介绍平台的系统架构、主要的功能模块、伴随优化设计和多目标优化设计流程，展现了DIPasda平台系统架构设计的灵活性和功能模块的完备性。最后通过优化算例展示了系统的综合优化设计能力。

凝胶自燃推进剂着火及火焰试验研究

夏益志王勇洪流杨伟东陈宏玉 — 2019-09-02 00:00:00.0

为研究撞击式喷嘴凝胶自燃推进剂着火及火焰特性，在单喷嘴矩形燃烧室内进行了凝胶一甲基肼/四氧化二氮（MMH/NTO）喷雾燃烧过程试验研究。试验采用75°、90°、105°撞击角两股互击式喷注单元和90°撞击角两股燃料撞击一股氧化剂（F-O-F）、两股氧化剂撞击一股燃料（O-F-O）三股互击式喷嘴，首先采用高速摄影与纹影技术结合拍摄了燃烧过程纹影图像，随后采用高速摄影直接拍摄了燃烧过程火焰自然辐射发光图像。通过图像处理，提取了火焰着火距离、火焰轴向传播速度、火焰夹角以及反应长度，并分析了喷嘴类型、燃料射流速度的影响。试验结果表明，凝胶MMH/NTO燃烧主要发生在液膜破碎成液丝之后，射流速度越快，燃气扩散速度越快；凝胶MMH/NTO推进剂采用105°撞击角两股互击式喷嘴时着火距离最短；凝胶MMH/NTO着火时火焰轴向传播速度随燃料射流速度增加而增加，撞击角为90°时火焰沿喷注面下游传播速度较快；凝胶MMH/NTO稳态燃烧时火焰夹角随燃料射流速度增加而增加，反应距离随燃料射流速度增加而减小，其中90°两股互击式喷嘴火焰夹角最大，105°两股互击式喷嘴反应距离最短。

低速风洞飞行器模型编队飞行绳系并联支撑机构研究

吴惠松林麒彭苗娇柳汀冀洋锋王晓光 — 2019-07-10 00:00:00.0

本文设计了一种用于飞行器双机编队飞行的风洞试验模型绳系并联支撑机构，模拟在周边有障碍物的有限空间通道中的飞行运动。文中以直升机为例，根据工况参数设计了双绳牵引并联机构作为飞行器模型的支撑，建立了基于可移动的滑轮铰点与直升机模型编队协同飞行的运动学模型，对系统的静刚度进行了分析，并通过实验验证了旋翼转动对该绳系支撑系统动刚度的影响，给出了在有限空间通道中模拟双机编队飞行与着陆过程中绳与绳之间、绳与模型之间的干涉算法，并对该支撑机构的绳系结构进行了干涉分析。分析结果表明，本文设计的支撑机构能有效解决模拟飞行器模型双机编队在有限空间中飞行运动时的支撑干涉问题，而且系统刚度达到低速风洞试验的稳定性要求，是低速风洞中支撑飞行器模型进行编队飞行试验的有效解决方案。

航空发动机压气机内部流体诱发声共振研究进展

洪志亮赵国昌杨明绥孙晓峰 — 2019-06-24 00:00:00.0

声共振是一种涡声相互作用诱发的特殊声学共振现象，可产生超过160dB的纯音噪声，不仅严重影响环境舒适性，还可引起结构件的疲劳破坏，在火箭燃烧室、军机弹仓、汽车天窗以及热交换器管束等多个工程领域内引起了设计者们的足够重视。与此同时，越来越多的研究表明航空发动机压气机内部同样存在声共振问题，其引发的叶片断裂故障也屡见不鲜，已逐渐成为国际范围内的一项研究热点问题，但对其物理机制的认识仍有待完善。系统性阐述了压气机内部声共振的机理、预测方法和控制措施的研究现状及其发展趋势，旨在扩展我们对流体诱发叶片振动方面的基础理论认知，为提升压气机设计和排故能力提供技术储备。

CFRP单向层合板正交切削温度建模与预测

陈明姜丽萍文亮张烘州蔡晓江安庆龙 — 2018-01-15 00:00:00.0

为揭示碳纤维增强复合材料（CFRP）切削温度在纤维方向角θ影响下的变化规律，采用直角自由切削方式对CFRP单向层合板切削温度进行了试验研究，试验共考虑0°-180°12种θ角。研究结果表明：CFRP切削温度在θ影响下表现出极强的各向异性，顺纤维方向下（θ<90°）的切削温度明显高于逆纤维方向（θ>90°），θ=90°时切削温度取得最大值；第一、二变形区大量切削热被粉末状切屑带走，切削温度主要由切深抗力主导的第三变形区摩擦热所贡献。基于CFRP直角自由切削试验结果，对切削温度进行了预测和验证：利用傅立叶热传导定律对切削温度进行建模，模型考虑了CFRP层合板弹性回复对后刀面接触长度的影响，并在模型中引入参数θ及考虑CFRP层合板各向异性影响的等效刚度，建立了不同纤维方向角下CFRP单向层合板直角自由切削温度预测模型。模型最大预测误差不超过5.5%。

用于预腐蚀航空铝合金材料疲劳寿命分析的腐蚀坑当量裂纹的抛物线模型

邓景辉陈平剑付裕 — 2017-11-08 00:00:00.0

试验测定了2种航空铝合金材料LD2CS和LD10CS的预腐蚀疲劳性能，根据试验观测现象和断口SEM分析结果，建立了新的腐蚀凹坑当量裂纹的抛物线模型，并推导了腐蚀凹坑当量裂纹的应力强度因子新公式，发展了疲劳载荷作用下航空铝合金材料的预腐蚀疲劳寿命估算方法。最后，采用本文的模型和算法对2种金属材料的预腐蚀疲劳性能进行模拟，发现本文提出的新方法的模拟结果与试验数据吻合良好，比传统的半椭圆模型和半圆模型有更高的预测精度。关键词：铝合金；腐蚀；疲劳；SEM；凹坑；理想当量裂纹

低速冲击下金属蜂窝夹芯板抗侵彻性能的实验研究

陈尚军秦庆华张威夏元明于学会张建勋王彬文王铁军 — 2017-11-03 00:00:00.0

利用落锤冲击试验系统，研究了金属蜂窝夹芯板在低速冲击载荷作用下的抗侵彻行为。实验获得了平头、半球形和锥形锤头冲击下蜂窝夹芯板的破坏模式和力-位移曲线，分析了锤头形状和芯材厚度对夹芯板最终破坏模式、力-位移曲线和临界破坏能量的影响。实验结果表明：夹芯板在平头、半球形和锥形锤头冲击下上面板分别产生了圆形剪切、圆形拉伸和钻石形的最终失效模式，下面板的最终失效模式分别为圆形剪切、瓣形开裂和瓣形开裂；金属蜂窝夹芯薄板在锥头和半球形锤头冲击下的力-位移曲线会出现“单峰”模式，金属蜂窝夹芯厚板在锥头和半球形锤头冲击下的力-位移曲线则是“双峰”模式，而在平头冲击下的金属蜂窝夹芯板的力-位移曲线均为“双峰”模式；金属蜂窝夹芯薄板抵抗半球形锤头侵彻的能力最好，抵抗平锤头侵彻的能力最差，而金属蜂窝夹芯厚板抵抗锥形锤头侵彻的能力最好，抵抗平头和半球形锤头侵彻的能力较差。

S形进气道锤激波动态特性研究

刘庭申冯立好王晋军 — 2017-09-21 00:00:00.0

起落架机轮溅水情况下的发动机进气道吸水特性分析

杨成凤郭兆电邓文剑 — 2017-09-08 00:00:00.0

当飞机在积水跑道上起飞着陆滑跑时，由于起落架机轮溅水引起的进气道吸水问题是非常复杂的。提出了进气道吸水特性分析的两种方法：类比法和数值模拟法。以某国产运输机为例，以机轮溅水的典型初始参数为输入，运用上述两种方法，对该飞机的进气道吸水特性进行分析。分析结果表明：该飞机在不同的滑跑速度以及典型的溅水初始参数条件下，进气道均处于起落架机轮的溅水覆盖区域以外,符合适航条例相关要求；机轮溅水被内侧短舱进气道吸入的条件是侧向溅水初始速度达到69m/s以上，同时法向溅水初始速度至少达到40m/s以上。

周向非均匀叶尖间隙对压气机性能影响的试验

向宏辉葛宁高杰唐凯杨荣菲 — 2017-08-31 00:00:00.0

以单级跨声速轴流压气机为研究对象，通过改变转子外机匣椭圆度产生周向稳态非均匀叶尖间隙布局结构，在高转速压气机试验器上详细开展了周向非均匀叶尖间隙对压气机性能特性与稳定边界影响的试验研究。同时，结合转子叶尖间隙流场动态压力精细化测量，揭示了周向非均匀叶尖间隙触发压气机内部流动失稳的物理机制。试验结果表明：转子叶尖周向非均匀间隙对压气机流量、压比和效率基本没有产生影响，但对气动稳定性具有显著影响。随着转子机匣椭圆度增大，稳定工作边界逐渐向右下方偏移，压气机稳定工作范围不断减小；不同转速下，压气机稳定裕度损失程度并不相同，高转速工作区域的压气机稳定裕度损失程度要大于中低转速工作区域；周向非均匀叶尖间隙会导致原有转子叶片气动负荷沿径向重新分布，弱化转子叶片尖部气动加功能力；设计转速时，相比于小间隙情况，大间隙下的泄漏涡与通道激波相互作用，使得相邻叶片压力面侧的高静压低速区域扩大，加重对转子通道的堵塞作用。

等离子体无人机失速分离控制飞行实验

张鑫 — 2017-08-14 00:00:00.0

为了进一步推动等离子体流动控制技术工程化应用发展，以无人机机翼失速分离控制为研究对象，以压力及姿态角传感器为测试手段，搭建了飞行验证平台，开展了等离子体无人机飞行实验，在真实大气环境下考核了对称布局等离子体激励器的控制能力，建立了从基础研究到工程应用的桥梁。结果表明：当在单侧机翼施加控制时，等离子体激励器能够较好地抑制无人机单侧机翼大迎角失速分离，使得该飞机产生较大的滚转角，从而实现对飞机姿态角的控制。

孔挤压强化技术研究进展和展望

王燕礼朱有利曹强张小辉 — 2017-08-02 00:00:00.0

螺接和铆接是飞机结构主要连接方法，因为孔边存在严重结构应力集中，孔结构很容易发生疲劳断裂，影响航空安全性和可靠性，因此，提高连接孔疲劳强度是航空业普遍关心的关键技术问题之一。孔挤压是当前国际上应用最为广泛的连接孔抗疲劳制造技术，具有不改变结构设计、材料，不增加飞机重量，成本低、效果好等优势。文章从孔挤压技术发展、孔挤压强化机理、孔挤压影响因素、服役条件对孔挤压疲劳增益影响、以及再挤压对预疲劳连接孔疲劳增益影响等五个方面进行了较为系统地总结，并基于孔挤压技术研究现状和航空工业发展实际需求，分析了当前研究的不足，提出了一些未来研究孔挤压技术需要关注的建议。

亚声速二喉道中心体构型研究

崔晓春孟凡民李庆利张刃李兴龙 — 2017-08-02 00:00:00.0

新一代战斗机及大飞机等先进飞行器的发展，对风洞试验的模拟能力以及精细化水平提出更高要求，这些都需要对现有的风洞设施进行技术升级。而跨声速风洞能力提升的关键技术中，第二喉道可以有效精准的控制试验段马赫数Ma，抑制下游噪声扰动前传。第二喉道段从结构构型上可分为调节片式、活动堵块式和栅指式。针对调节片加中心体式二喉道，研究不同中心体构型对第二喉道性能的影响。首先利用数值模拟手段定性研究不同中心体构型的第二喉道的气动性能；然后，通过风洞试验，设计加工了四种构型的第二喉道进行验证试验；最后，经过分析数值模拟和验证试验结果，得出加长板中心体在总压损失和流场控制方面综合性能最好，并在新建的大型连续式风洞中采用了加长板中心体方案。

圆盘结构下旋转爆震波不稳定传播特性研究

夏镇娟马虎卓长飞周长省 — 2017-07-07 00:00:00.0

为研究圆盘结构下旋转爆震波的不稳定传播特性，以2H2+O2+3.76N2为反应混合物，开展该结构下的二维数值研究。数值模拟得到了两种典型的传播模态：稳定传播模态和不稳定传播模态；详细分析了不稳定传播模态的流场特征，以及爆震波参数、出口流场参数和增压比的变化。结果表明，不稳定传播模态下，旋转爆震波重复进行“解耦-再起爆”过程，内圆扩张曲面及出口的发散作用，使出口附近的爆震波首先解耦，解耦区域逐渐往流场内部扩张；反射波与前导激波的碰撞产生局部热点，促使爆震波的重新起爆；爆震波的压力、温度以及传播速度皆随爆震波的解耦及再起爆过程发生变化；旋转爆震波的不稳定传播对出口速度分量及马赫数的影响很小；出口增压比受不稳定传播的影响较大，随时间成周期性变化，变化幅值较高且不稳定。增压比的循环周期与爆震波“解耦-再起爆”的周期一致，稳定后循环频率约为21.6kHz。

正态型有寿件的保障方案确定方法

邵松世张志华李华刘任洋 — 2017-04-19 00:00:00.0

针对有寿件工作寿命分布不确定、备件数量难预测的问题，提出了一种基于正态等效的有寿件保障方案确定方法。首先通过贝叶斯理论将有寿件的工作寿命分布等效为正态分布，进而计算其备件需求量；然后提出到寿更换概率指标用以度量部件在更换周期内的安全收益；最后通过综合权衡安全收益和经济成本确定有寿件的最佳更换周期，得到备件保障方案。在算例中，通过与仿真结果的对比表明：本文方法合理可行，精度较高。

过冷水快速冻结过程中的相界面温度确定

王天宝陈民 — 2017-01-05 00:00:00.0

过冷液体的冻结过程中的温度分布与相界面的位置可以通过求解Stefan问题来预测。经典Stefan问题中认为相界面的温度为凝固点，但在快速冻结发生时由于非平衡条件的影响，相界面的温度会低于凝固点，此时如何确定相界面的温度是一个难点。通过分子动力学模拟方法研究了过冷水快速冻结过程，得到了相界面在不同移动速度下相界面温度的变化规律。相界面过冷度为0~5K范围内，界面动力学系数可以近似为0.55m·s-1·K-1，即相界面移动速度每增加0.55m/s，相界面的温度降低1K。对于更高的相界面过冷度，相界面移动速度和相界面过冷度的关系可用一个二次函数来描述。该相界面温度确定方法可应用于过冷水快速冻结的数值模拟。

高超飞行器流-热-固耦合研究现状与软件开发

桂业伟刘磊代光月张立同 — 2016-11-29 00:00:00.0

新一代高超声速飞行器流-热-固耦合问题研究对准确评估与设计飞行器热防护系统结构尤为重要。本文回顾了高超声速飞行器的发展历程与现状。从物理含义出发，对高超声速流-热-固耦合问题各学科间的耦合关系以及各自的建模方法进行了归纳。对高超声速飞行器流-热-固耦合问题的研究进展，特别是流-热-固多场耦合分析策略/方法进行了总结。从平台框架、功能模块、耦合方法和技术特点等方面，对我国自主研发的热环境/热响应耦合计算分析平台（FL-CAPTER）进行了阐述。最后，对高超声速飞行器流-热-固耦合问题发展所面临的问题和今后的发展趋势进行了讨论。

吸气式高超飞行器非均匀尾喷流实验研究

贺旭照秦思卫锋乐嘉陵 — 2016-09-05 00:00:00.0

本文在中国空气动力研究与发展中心?0.5m高超声速风洞中，开展了非均匀喷流条件下的吸气式高超声速飞行器后体尾喷流/外流干扰测压实验研究。采用非均匀内喷管，模拟飞行器尾喷管非均匀入流，测量了飞行器后体膨胀面及水平翼表面压力，采用高清速纹影观测了喷流干扰区域的流场结构，获得了不同工况下非均匀入流对尾部及水平翼表面压力分布的影响规律。实验结果显示尾喷管非均匀入流对飞行器尾部壁面压力分布及流场结构有明显影响，喷管入流的非均匀特征在吸气式高超飞行器喷流模拟中不可忽视。非均匀喷流核心区压力分布明显高于均匀喷流时的结果；核心区域外，非均匀喷流的作用面积略小于均匀喷流，且非均匀喷流同外流交叉干扰区域的面积和强度要略小于均匀喷流；均匀喷流在喷管出口区域存在明显的膨胀波系，交叉干扰激波及剪切层的扩张角也大于非均匀入口条件时的结果。

改性双基推进剂粘弹-粘塑性本构模型研究

王鸿丽许进升陈雄周长省 — 2016-08-19 00:00:00.0

为了表征改性双基推进剂的力学行为，推导出改性双基推进剂粘弹-粘塑性本构模型。为获得模型参数，利用一系列蠕变-回复试验，将材料的总应变分离为粘弹性应变和粘塑性应变，使用最小二乘法获得了粘弹性参数，使用Nelder-Mead单纯形优化算法，结合后向Euler数值方法获得了粘塑性参数。通过不同应力水平和不同加载时间的蠕变-回复试验对模型进行了验证，结果表明，在应力水平较低或加载时间较短的情况下，模型预测与试验值变化趋势基本一致，模型获得的粘弹性应变与粘塑性应变在总应变中所占的比例与试验吻合。改性双基推进剂粘弹-粘塑性本构模型能够在一定范围内描述材料的力学性能。

串列U型管束换热器压降与回热效率模型实验

刘喜岳张靖周李刚团康涌 — 2016-06-03 00:00:00.0

为了研究串列双U型管束换热器的流动和传热特性，开展了模型实验，得到了串列双U型管束换热器布置方式对喷管通道流动压降和换热器回热效率的影响。结果表明：喷管通道流动压降随着换热器安装角的增大而增加，邻近喷管收敛状出口位置的换热器安装角对流动压降的影响最为显著，进口附近的换热器影响次之；相对通道内置单个换热器的情形，串列换热器中前置换热器安装角的变化对流动压降的影响有所减弱；较小的前置换热器安装角度导致其回热效率过低，从而导致平均回热效率难以改善；在本文研究的几种布置方式下，安装角为30°-17°-13°的串列换热器布置方式的流动和传热综合性能相对较优。

激波与转捩边界层干扰机理的数值研究

童福林唐志共李新亮吴晓军朱兴坤 — 2016-03-30 00:00:00.0

为了研究激波与转捩边界层的干扰机理，采用直接数值模拟方法对来流马赫数2.9，24o压缩拐角内激波与转捩边界层的相互作用进行了系统地研究。考察了转捩干扰下压缩拐角内拟序涡结构、分离泡形态和激波波系结构等的典型特征。比较了转捩干扰与湍流干扰流动结构的差异，并分析了造成差异的原因。研究了拐角内转捩边界层的演化特性，探讨了转捩干扰下脉动峰值压力和峰值摩阻的分布规律及形成机制。研究表明：相较于湍流干扰，转捩干扰下拐角内拟序涡结构沿展向非均匀分布，两侧发卡涡串的展向挤压使得分离区起始点以V字型分布，且分离激波沿展向以破碎状态为主，激波脚呈现多层结构。拐角内的干扰作用急剧加速了边界层的转捩过程。转捩干扰下的拐角内峰值脉动压力以单峰结构出现在分离区的下游，同时干扰区内的强湍动能和高雷诺剪切应力使得其局部峰值摩阻系数要高于湍流干扰。

贴地飞行时直升机旋翼非定常气动特性的CFD分析

朱明勇招启军王博 — 2015-12-24 00:00:00.0

建立了一套基于非结构网格技术和动量源模型的直升机旋翼CFD方法，用来模拟贴地飞行时直升机旋翼非定常气动特性。其中，控制方程采用三维Navier-Stokes（N-S）方程，空间方向上采用Jameson格式，时间方向上采用五步Runge-Kutta迭代法，选用Spalart-Allmaras湍流模型。旋翼对流场的作用采用动量源项模拟，为更真实地模拟地面效应的作用，采用了“移动地面”的物面边界来代替常规的“固定地面”边界，并对旋翼附近及旋翼与地面之间的网格进行加密处理，以提高地面涡的捕捉精度。考虑实际飞行环境下旋翼的运动和操纵，在流场计算时考虑旋翼配平特性。其中，配平方程的旋翼气动力通过CFD方法和动量-叶素组合理论模型的耦合计算给出，为了提高配平方法的鲁棒性和效率，提出并建立了基于遗传算法/拟牛顿法的高效混合迭代算法。运用所建立的方法，首先，选用有试验结果可供对比的算例计算了地面效应作用下的旋翼拉力增益、诱导速度以及功率变化，验证了计算方法的有效性，解决了涡流理论方法较难模拟的“小速度前飞旋翼需用功率突增”问题。然后，着重研究了UH-60A直升机旋翼在不同离地高度、不同前进比贴地飞行时，旋翼需用功率、诱导速度、地面涡及旋翼操纵的变化规律。计算结果表明：地面涡出现在较小的前进比范围内，随前进比的增大，地面涡在纵向平面将顺来流方向移动，在轴向方位靠近地面方向移动，直至最后不断减弱消失。

3维等损伤环境谱的编制原理和方法

张福泽 — 2015-12-22 00:00:00.0

本文研究给出一种真实使用环境的温度、湿度和时间3维日历寿命定寿谱，它包含：使用环境的原始参数的实测和统计；参数合并和等腐蚀损伤折算；使用环境下的3个参数任意组合的3维谱编制。该3维谱可根据日历寿命计算或试验需要，编制成多级温度和多级湿度的谱。也可编制成一级温度和一级湿度谱。从理论上讲，由于这些不同的谱是等损伤的，因此最终计算和试验给出的日历寿命是相等的，从而可消除腐蚀领域的“当量折算”这个不准确环节，使日历寿命确定更可靠。

加油机受油能力效能分析

赵志忠韩志敏 — 2015-12-04 00:00:00.0

加油机的受油能力逐渐成为加油机设计的必备能力。目前加油机效能分析没有考虑受油能力的影响。通过对加油机发展说明对受油能力的需求，并对历史上典型加油机远程部署战例的分析，说明加油机受油能力对作战的影响。在详细分析加油机机队加受油过程的基础上，建立基于受油能力的加油机机队对外供油模型，并通过对加油机机队供油对受油能力进行定量分析，分析加油机具有受油能力对加油机机队加油效能的重大影响，从而为加油机设计提供参考。

某型飞机内吹式襟翼优化设计

王妙香孙卫平秦何军 — 2015-11-23 00:00:00.0

摘要：为改善某型水陆两栖飞机的起降性能，提高其抗浪能力，需设计高性能吹气襟翼以满足其性能要求。本文在国内外已有的吹气襟翼研究基础上，结合飞机气动综合优化设计框架及计算流体力学的优势，以设计出高气动效率及工程实用性的吹气襟翼方案作为设计目标，对吹气襟翼的基本形式、吹气缝道位置及喷缝参数等进行综合优化设计，最终通过风洞试验来验证优化设计方案的有效性。从分析及验证结果来看，通过本优化设计方法所设计的吹气襟翼，能在使用相同吹气动量系数的条件下，明显推迟了襟翼上的气流分离，实现最大升力系数20%左右的提升，显著提升了吹气襟翼的气动效率，为进一步实现吹气襟翼的工程应用奠定了基础。

基于巡视方案事件检出概率的长距管线无人机总体设计（总体设计专刊）

王翔宇王跃鲍蕊蒋崇文万志强 — 2015-11-04 00:00:00.0

人为盗油案件是危害油气管线安全的主要形式之一，采用无人机对管线进行监控具有高效、灵活、不受地形限制等优势。本文通过建立无人机管线巡查的数学概率模型，定量研究影响事件检出概率的因素，提出提高事件检出概率的方法；通过定量研究不同任务模式及其组合下巡查方案的事件检出概率，与无人机总体设计相联系，总结出基于目标的无人机总体和方案协同设计方法；最后对比分析并优选出最佳方案。

应用直角形状等离子体激励器对后台阶流动的主动控制

王斌 — 2015-09-16 00:00:00.0

摘要：在湍流流动中，雷诺应力是一个能够影响平均流动的重要动态量，它可以在很大程度上影响湍流中动能的传输，强烈的影响表面摩擦力，对于摩擦阻力和流动的分离起着至关重要的作用。因此，本文的实验目的是：针对后台阶流动，特别设计了能够沿着45°方向形成射流的直角形状的等离子体激励器对后台阶流动中的雷诺应力进行控制，同时实现对后台阶流动再附着位置的改变。实验过程中，按照台阶后流向位置0.5H（H为台阶高度）的自然不稳定性频率对直角形状等离子体激励器的激励频率进行调制。使用PIV(Particle Image Velocimetry)对台阶后0-2.5H的区域以及再附着区域进行测量。实验结果表明：在直角形状等离子体激励开启后，在台阶后0-2.5H的区域，围绕剪切层及其附近区域的雷诺应力各分量在最大数值上分别增加了42%(< >),75%(< >),46%(-< >),湍动能产生项在最大数值上减小了35%。在再附着区域，后台阶流动的再附着位置也向台阶的上游发生了移动。

病菌在机舱内传播分析研究综述

王光秋汲生成 — 2015-06-19 00:00:00.0

自从近几年SARS和几起流感通过民航客机传播发生以来，研究病菌在相对密闭环境内交叉传播显得越来越重要。研究发现，肺结核、天花、麻疹、流感等可以通过感染者乘坐飞机从一个城市携带并传染给另一个城市的人。研究人员对病菌在机舱空间内传播方式和途径进行了研究，研究表明病菌在机舱内传播的方式和途径主要包括直接接触传播、间接接触传播和空气传播方式。不同的研究方法被用来研究病菌在机舱内乘客交叉传播模型、在空气中扩散规律和乘客在经济舱、头等舱和商务舱受感染的概率等，这些研究病菌在机舱内传播扩散的方法主要有模拟实验测量方法、数值模拟方法和概率分析方法。本文主要阐述了研究病菌在机舱内传播的意义, 病菌在机舱内传播的研究方法，取得的主要研究成果以及应用现状等；并重点介绍了三种主要的研究方法，包括模拟实验测量方法、概率分析方法和数值模拟方法。最后, 总结了病菌在机舱内传播的研究进展以及有待解决的问题.

SPS机匣处理研究进展

孙大坤孙晓峰 — 2015-06-04 00:00:00.0

随着现代高负荷航空发动机推重比的不断提高，风扇/压气机流动稳定性问题日益突出，而机匣处理是目前最有效的扩稳技术措施之一。本文首先回顾了机匣处理扩稳设计的研究历程和所面临的技术困难，进而阐述了SPS机匣处理（Stall precursor-suppressed casing treatment）的研究思路和基本原理。基于所发展的SPS机匣处理理论设计模型针对亚音风扇和跨音压气机进行了扩稳效果评估，结果显示，可以使亚音风扇和跨音压气机的流量裕度分别提高7.6%和6.8%。然后通过实验验证了SPS机匣处理的有效性，分别提高亚音风扇和跨音压气机流量裕度5.5%和9.3%，综合失速裕度均能够达到12%以上。同时，SPS机匣处理在小穿孔率大背腔情况下能够保持压气机原有的压升特性、峰值效率以及叶片径向负荷分布。最后，通过对失速先兆演化过程的对比分析发现，SPS机匣处理基于波涡相互作用改变了动力系统的阻抗边界条件，抑制了流场中的失速先兆的非线性放大，从而抑制旋转失速的发生。明显有别于传统机匣处理力图改变压气机尖区流动结构的扩稳思路，也完全不同于主动控制技术对消失速先兆波的研究策略，SPS机匣处理扩稳技术为风扇/压气机流动稳定性控制提供了一种可供选择的技术途径。

用于非沿轨迹成像卫星的切比雪夫神经网络滑模姿态跟踪控制

叶东屠园园孙兆伟 — 2015-05-08 00:00:00.0

摘要：针对地面兴趣点不沿星下点轨迹的动态非沿轨迹成像问题，设计了一种基于切比雪夫神经网络的非奇异快速终端滑模控制器。首先研究了非沿轨迹成像模式的姿态调整方法，并推导了相应的期望姿态角和姿态角速度。基于由误差四元数描述的跟踪运动学模型设计了非奇异快速终端滑模控制律(NFTSMC)。进一步为提高控制精度，引入只需要期望信号的切比雪夫神经网络(CNN)来估计系统总扰动，从而有效削弱滑模系统的固有抖振。为保证神经网络的输出有界，引入一个开关函数以实现自适应神经网络与鲁棒控制之间的切换控制。最后对具有干扰和参数不确定的姿态控制系统进行了数值仿真，结果表明该方法收敛速度快，控制精度高，具有一定的工程实际意义。

高超进气道自起动过程中流动非定常特性研究

王卫星郭荣伟 — 2015-04-13 00:00:00.0

本文采用非定常数值仿真的方法研究了进气道自起动过程中流动的非定常特性，分析了内压段构型对非定常流动特性的影响。研究结果表明：进气道自起动过程中流动特性受内压段构型与来流条件影响。内压段压缩面肩部曲率半径越大，内压段面积收缩越缓，越易出现流场振荡现象，流场振荡越剧烈；型面设计参数β≯33°，能够避免流场振荡现象出现。合理设计进气道内压段型面能够控制自起动过程中流动的非定常特性。自起动过程中，流场出现振荡时随着来流马赫数增大流动依次经历不振荡状态→振荡状态→不振荡状态→起动状态，且流场振荡频率逐渐下降；对于未发生流场振荡的进气道，随着来流马赫数增大进气道依次经历硬不起动状态→软不起动状态→起动状态。

民用客机翼/机身/平尾构型气动外形优化设计方法研究

陈颂白俊强史亚云乔磊 — 2015-03-16 00:00:00.0

针对典型跨音速民用客机的翼/身/平尾构型开展了基于离散伴随技术的气动外形优化设计方法研究，并采用FFD技术在优化设计过程中进行平尾的整体偏转，以实现最终设计结果全机俯仰力矩配平。采用基于雷诺平均NS方程的离散伴随技术求解气动参数对设计变量的梯度，使梯度求解计算量与设计变量个数实现解耦，提高优化效率。应用FFD技术对全机构型进行一体参数化，可通过FFD控制体同时控制机翼外形的变化以及平尾偏转，进而实现在机翼优化设计的同时通过偏转平尾来进行力矩配平，避免了单独优化机翼外形可能带来的额外配平阻力。采用序列二次规划算法进行基于梯度的优化设计并处理大规模的约束条件。以Drag Prediction Workshop-4 Common Research Model作为初始构型进行了分别有力矩配平约束和没有力矩配平约束的优化设计，并在优化过程中施加了升力约束以及几何约束。算例结果表明，优化后的气动外形显著改善了机翼表面压力分布，消除了激波，并且在力矩配平约束下的算例中，最终通过平尾的偏转实现了俯仰力矩配平下的机翼优化设计。

仿生全翼式太阳能无人机气动性能分析研究

甘文彪周洲许晓平 — 2015-02-06 00:00:00.0

以高空太阳能无人机为背景，探索性地针对仿生全翼式太阳能无人机进行了气动数值模拟分析研究。首先，应用基于有限体积法的改进层流动能模型方法，对典型低雷诺数机翼进行了数值模拟验证；其次，回顾了仿生全翼式太阳能无人机的设计特征；接着，采用数值模拟方法对仿生全翼式太阳能无人机进行了基本气动性能分析；最后，对无人机的横航向性能和方向舵舵效进行了检验性的计算分析，得到了较全面的全机气动性能结果。研究表明: 仿生全翼式是一种很具前景的太阳能无人机布局形式；其全机流动干扰较小，表征出典型的全翼面式低雷诺数三维流动特征；具有较高的基本气动性能(巡航升阻比大于34，纵向静稳定度约为8%)；具有静稳定的横航向性能和较好的方向舵舵效。

飞机鸭翼飞行载荷实测技术

曹景涛 — 2015-02-03 00:00:00.0

摘要：根据现代飞机鸭翼结构特点及载荷测量要求，提出了在鸭翼大轴外缘选择一个剖面进行测载应变计改装的方法，并采用不同侧应变计以特定方式组成惠斯通电桥。在载荷校准试验中，左右鸭翼同时对称向上施加校准载荷，利用飞机重量和后机身托架即可平衡加载载荷引起的飞机移动和转动，不需要对飞机进行复杂的约束和固定。通过对校准试验数据分析，某种应变电桥只对与其对应的载荷敏感，而对其它载荷响应较小，实现了对鸭翼弯矩、扭矩、剪力的机械解耦，据此数据可建立高精度的鸭翼载荷模型。对飞机各种机动情况下的鸭翼飞行载荷实测数据进行了分析研究，结果表明：采用此种方法进行飞机鸭翼载荷测量，改装和试验方法简便，载荷实测结果可信、可靠。

基于运动嵌套网格的直升机旋翼/尾桨/垂尾气动干扰计算研究

叶舟徐国华史勇杰 — 2014-12-09 00:00:00.0

摘要：建立了一个基于计算流体力学（CFD）技术的直升机旋翼/尾桨/垂尾气动干扰分析方法。在该方法中，选取Navier-Stokes方程为控制方程对旋翼和尾桨贴体网格进行求解，并采用Baldwin-Lomax（B-L）模型为湍流模型；为了实现旋翼、尾桨和垂尾网格之间的流场信息交换，采用了运动嵌套网格方法；使用二阶迎风的Roe格式进行空间离散，并选取隐式LU-SGS格式进行时间推进。应用所建立的方法，对C-Tung旋翼和Lynx直升机尾桨进行了流场算例计算，并与可得到的试验数据进行对比，验证了方法的正确性。然后，着重针对旋翼/尾桨干扰特性进行了计算，并进一步计入垂尾的干扰，对垂尾/尾桨干扰以及旋翼/尾桨/垂尾干扰特性分别进行了研究，分析了旋翼/尾桨、垂尾/尾桨和旋翼/尾桨/垂尾的气动干扰规律。结果表明：对于不同的垂尾/尾桨构型，阻塞面积越大，对应的尾桨拉力也较大，但尾桨和垂尾获得的净拉力却减小，且不同阻塞面积下，推力式构型尾桨比拉力式尾桨具有更大的净拉力。

高超声速流动特征分析

吴子牛 — 2014-12-04 00:00:00.0

在非流线型构件或突起物的扰动效应、高马赫数和低雷诺数极限效应、低湍流度环境效应和由激波或摩擦导致的气动加热效应等四个方面影响下，未来高超声速飞行器涉及的流动主要表现出这样的特点：(1)典型流动结构强度高、尺度大，如强激波和厚边界层,(2)局部流动结构数量多，（3）激波、膨胀波和边界层结构之间相互干扰十分严重，（4）转捩、压力脉动和一些流动结构对细微因素非常敏感，（5）压力、摩擦应力和热流峰值现象普遍，（6）升阻比屏障难以突破，（7）流场同时依赖大量无量纲参数和有量纲参数，导致实验模拟难道大。本文在回顾传统高超声速流动主要流动现象的基础上，对上述七个方面涉及的典型流动现象基础研究现状、问题本质和因果关系进行综合描述，最终讨论如何更有效地面对基础研究和工程实际问题。该文既可以为解决典型流动现象中尚未解决的基础研究提供指导，也为如何合理地利用有限的已知知识解决工程应用问题提供指导。

相控阵雷达搜索模式转换样本的序列匹配提取方法

孟祥豪罗景青 — 2014-10-29 00:00:00.0

多功能相控阵雷达可以实现搜索模式和跟踪模式联合工作。针对多模式联合工作的序列，提出一种基于最优序列匹配的搜索模式转换样本提取方法。该方法利用多功能相控阵雷达搜索模式序列的周期性规律，对于跟踪模式序列随机生成，并随机插入搜索模式序列的相控阵雷达，首先选取三个不同观测时间段的多模式联合工作序列；然后利用基于得分矩阵的最优序列匹配方法，提取多功能相控阵雷达的临时搜索模式转换样本；最后对提取的三个临时样本进行综合分析，生成最终的搜索模式转换样本。仿真结果验证了该方法的有效性。

表面温度分布与气动热耦合计算研究

江涛 — 2014-10-14 00:00:00.0

针对高超声速飞行器热防护设计中的高温气体非平衡效应问题和气动热环境精确预测问题，基于流场的非平衡Navier-Stokes方程、表面的能量守恒方程和内部的热传导方程，考虑流场的非平衡效应、表面的热辐射效应、催化效应和烧蚀效应以及热防护层内部的热传导效应，建立了初步的表面温度分布与气动热的耦合计算方法，完善了高超声速飞行器气动物理流场计算软件（AEROPH_Flow）。在表面材料为碳-碳(C-C)条件下，对飞行高度为65km和飞行速度为8km/s和10km/s的半球以及飞行高度为50km和飞行速度为8km/s的球锥模型，开展了表面温度分布与气动热的耦合计算，验证了计算方法和计算软件，分析了表面温度分布对气动热环境的影响。研究结果表明：表面温度分布对气动热的计算结果有较大影响，在气动热环境的预测中，不仅考虑热化学非平衡效应和表面催化效应的影响，还要考虑表面温度分布的影响，最好是采用表面温度分布与气动热耦合计算的方法，以减小表面温度分布对气动热计算结果的影响。为此,需要发展完善的非平衡流场/表面催化和烧蚀/热传导温度场（气/表/固）的计算模型、耦合求解技术和计算软件，实现对高超声速飞行器真实飞行条件下高温气体非平衡效应和气动热环境的精确模拟。

高速翼面颤振模型设计中颤振主要模态的判断和分析

赵玲季辰刘子强 — 2014-09-29 00:00:00.0

颤振试验项目中，缩比模型与原型模型的匹配度直接影响试验结果的可信性。但模型设计时，难以做到完全的动力学相似，只能模拟低阶模态或主要模态的振型和频率。模型设计时对颤振主要模态的判断和选取缺少理论支撑。本文以一个高速翼面模型为分析对象，通过广义气动刚度系数、非定常气动力、颤振结果分析等多种手段，完成对颤振主要模态的选取和分析。分析发现，基于振型的气动刚度系数，可作为颤振模型设计或颤振分析时主要模态选取的快速判断方法。

模态选取对基于模态法的气动弹性分析影响的研究

杜子亮万志强杨超 — 2014-09-29 00:00:00.0

气动弹性研究中关于结构的分析通常采用柔度法和模态法。相比技术成熟、计算量大的柔度法，模态法具有阶次低、求解快和便于试验验证的优点。但其作为近似的分析方法，在工程应用中需要一定的经验，尚缺乏模态选取的准则，研究旨在为模态法的工程应用提供模态选取的定量评价标准。针对某典型飞行器进行升降舵效率、副翼效率等弹性修正分析，提出模态影响系数的概念来评估模态的选取对这些气动弹性分析的影响，并对结果加以解释。结果表明，模态影响系数指标合理，能够反映模态选取对气动弹性特性的影响，可以作为模态法中模态选取的定量评价指标。

有翼再入高超声速飞行器气动设计难点问题

杨勇张辉郑宏涛 — 2014-09-26 00:00:00.0

有翼高超声速再入飞行器是近年来的研究热点，气动设计是飞行器设计的关键。为更清楚地认识有翼高超声速再入飞行器气动设计的难点问题，对有翼高超声速再入飞行器的发展、优势及总体任务剖面进行了介绍，从五个方面详细介绍了该类飞行器气动设计的难点问题，包括多约束复杂面对称气动布局设计、高温真实气体效应对气动特性影响、天地差异与天地换算方法、RCS喷流干扰对气动特性的影响、气动数据不确定度等技术研究，简要阐明了这些难点问题对总体设计的重要性及初步的解决思路，为有翼高超声速再入飞行器气动设计可提供一些参考。

周期性复合材料的数学均匀化方法计算精度分析

陈磊邢誉峰 — 2014-09-23 00:00:00.0

数学均匀化方法（MHM)一般需要通过有限元方法来实现，摄动阶次和单元阶次直接影响计算结果，其中各阶摄动项的解耦形式是相应阶次的影响函数和均匀化位移导数的乘积。影响函数精确解的阶次由其控制方程右端项的虚拟载荷阶次决定，外载荷阶次决定了均匀化位移及其各阶导数精确解的阶次；单元阶次的选取同时依赖于影响函数和均匀化位移精确解的阶次，而摄动阶次的选取则主要依赖于均匀化位移各阶导数的计算精度；针对周期性复合材料杆的静力学问题，在周期性复合材料杆上施加不同阶次的载荷时，通过选择合适阶次的单元和摄动阶次得到了精确解。使用类似的方法研究了2D周期性复合材料静力学问题，指出了四边固支作为周期性单胞边界条件对计算结果有很大的影响。最后应用最小势能原理评估各阶摄动数学均匀化方法的计算精度，数值比较结果验证了结论的正确性。

高超进气道的反设计和阻力特性分析

张堃元 — 2014-09-17 00:00:00.0

提出了曲面激波压缩系统的新概念，即利用特殊设计的楔形曲面压缩面或空间曲面压缩面，产生一系列与前缘弱激波相互交汇或叠加的压缩波系，从而使前缘激波弯曲，形成特殊的弯曲激波，它与波后的等熵压缩波来共同完成对气流的压缩。在此基础上实现了由给定出口气动参数的超声速内流道反设计，实现了由指定压缩面压力分布p(s)、指定压缩面马赫数分布Ma(s)要求的型面反设计，实现了由指定激波波面W(s)的压缩型面反设计。研究证明，曲面压缩-曲面激波压缩系统具有良好的综合气动性能，为高性能高超声速进气系统的气动设计提供了一种全新的设计方法。减阻是高超声速进气道面临的另一难题，本文运用基本气动理论分析了高超声速进气道可能的最小阻力和减阻设计方向，为飞行器总体设计、动力系统总体设计和进气道减阻研究提供了科学依据。

超声速民机和降低音爆的研究

朱自强，兰世隆 — 2014-09-16 00:00:00.0

本文在简述超声速民机（supersonic commercial transport---SCT）的发展历史后，介绍了正在研制的几种超声速公务机的特点，未来（2020-2035年间）超声速小型民机概念研究的进展及其可能的外形特点。由于降低音爆是当前发展SCT的首要任务之一，本文重点讨论了当前降低音爆的优化设计方法，包括：基于线性理论的设计方法；基于Euler解算器（Cart3D）和伴随方法的低音爆反设计方法；广义Burgers方程描述波的传播及其求解方法；以音爆造成地面噪声最小为目标，直接耦合音爆传播和CFD流场解的优化设计方法；可用于概念设计的多重优化设计方法等。

机翼跨音速抖振研究进展

张伟伟高传强叶正寅 — 2014-09-12 00:00:00.0

跨音速飞行中，激波-附面层干扰会引起激波周期性自激振荡，这种现象称之为跨音速抖振。跨音速抖振引起的脉动载荷有可能引发飞行事故或造成结构疲劳，该问题一直是航空领域的研究难点。本文从风洞实验和数值模拟两个方向总结了跨音速抖振研究的主要方法，重点综述了近几年在跨音速抖振机理研究方面以及结构运动对抖振响应特性的影响方面取得的新进展，简要总结了跨音速抖振的被动控制及主动控制方法。在此基础上，提出了跨音速抖振后续研究的重点方向：抖振机理的进一步探究，结构弹性特征对抖振特性的影响以及闭环主动控制等。

角振动标准装置研究

薛景锋 — 2014-06-09 00:00:00.0

为提升惯性器件（如陀螺、角加速度计）的动态性能评价能力，解决角振动量值溯源与统一问题，开展角振动标准装置研究。通过对被校传感器施加标准正弦角振动激励，精确测量角振动过程，与传感器输出相比，可实现对角振动传感器的校准。结合不同频段特点，将校准频段划分为低频和高频两部分，提出空气轴承与框式驱动结构相结合的电动式高频角振动台方案，分别采用精密角度编码器和衍射光栅激光干涉仪实现对低、高频角振动的测量。成功研制出频率范围为0.05Hz～600Hz、角加速度范围为0.1rad/s2～1760rad/s2、波形失真优于2%的角振动绝对法标准装置，与PTB角振动标准装置相比，在保证同等校准不确定度前提下，显著提升承载能力，可广泛开展惯性器件动态性能测试与评价。

外物损伤对民机短舱内/外流特性的影响分析

姬昌睿刘凯礼张鹏飞司江涛 — 2014-06-03 00:00:00.0

根据民用飞机动力装置/机体适航验证研究需要，结合三维有限元碰撞冲击仿真，进行了外物损伤条件下发动机短舱内/外流数值模拟分析，初步获得了外罩变形对短舱气动特性的影响。结果表明：结合三维有限元碰撞冲击仿真进行的民用飞机短舱气动特性数值模拟，可以较好的分析外物损伤对发动机短舱内/外流气动特性和安全性能的影响；在内流方面，外罩和唇口的变形导致了巡航状态和低速大流量等状态短舱内流品质降低，一定程度上影响了进气道流通能力并进一步降低了发动机效率；在外流方面，外物损伤变形导致的气流分离致使局部唇口的前缘吸力丧失，这使得外物损伤短舱的阻力系数始终比光滑短舱的大，但是当外罩流动均处于失速状态时，两者的阻力特性差异降低。研究认为，通过对严重影响短舱气动特性或飞机安全性的外物损伤进行评估，成果可以为短舱结构设计的优化和民用飞机安全性分析提供技术依据与建议。

飞翼布局无人机微射流控制参数效能分析

许晓平周洲 — 2014-05-23 00:00:00.0

开展了微射流控制参数对飞翼布局飞行器气动特性影响规律的研究。建立的流动控制模型及数值模拟技术经过了TAU0015翼型流动控制实验校核。设计了布置于飞行器前缘、1%c处的8套阵列式微射流控制方案，研究了微射流技术的气动控制效果，分析了典型流动控制参数对控制效能的影响规律。研究结果表明：微射流技术可以有效改善飞翼布局飞行器大迎角下的流动分离现象，布置于飞行器前缘、内翼段的射流激励器控制效果较优，较大的射流动量系数对流场影响较大，最优的无量纲射流频率为1。

一类空间对称6R 机构的研究及应用

杨毅张武翔 — 2014-05-08 00:00:00.0

可展开平板机构已广泛应用于平板天线、太阳翼等航天机构产品。空间机构具有结构刚度好、结构紧凑等优点。为提高可展开平板机构的刚度和展收比，将空间对称6R机构应用于可展开平板机构设计。首先根据约束条件，计算给出了一种空间3R运动链的几何参数关系；然后，结合螺旋理论，分析了该3R运动链的约束螺旋系；进而根据对称性，得到了空间对称6R机构的自由度、奇异性等运动特征；在此基础上，提出了一种特殊的空间对称6R转动机构；最后，研究了空间对称6R机构的组合方法，设计出一种新型单自由度可展开平板组合机构，并对其进行了运动学仿真验证。该可展机构具有二维方向的展开收拢能力，为可展开平板机构的创新设计提供了有益参考。

高超声速飞行器制导与控制研究现状及发展趋势

方洋旺柴栋毛东辉张磊 — 2014-04-01 00:00:00.0

制导与控制技术是发展高超声速飞行器的关键技术，同时也是控制学科研究的热点问题，许多先进控制理论在此领域得到应用。分析了吸气式高超声速飞行器动力学模型非线性、强耦合和不确定性等特点，指出高超声速飞行器制导与控制技术面临的挑战。在综述国内外研究成果的基础上，对吸气式高超声速飞行器制导与控制中基于线性化的非线性控制方法和直接针对非线性模型的控制方法分类讨论，分析了尚待解决的问题和不足。最后，结合吸气式高超声速飞行器鲁棒性、自适应性和智能化的目标，从面向机动目标制导律、高速目标拦截器制导律、全空域机动飞行控制和先进智能控制理论等方面展望了此领域研究的发展趋势。

救生伞-假人高速空投试验开伞过载测量研究

刘丹阳贾月红杨春信王璐宋炳辉 — 2014-03-28 00:00:00.0

对刚体和软体假人进行地面冲击试验，用小波方法将假人质心过载按不同频率和观察尺度分开，并分析了混沌特性参数随小波观察尺度的演化规律。对刚体假人进行高速空投试验，并用相平面分析假人质心过载与姿态的关联性。结果表明：假人质心过载波动集中在30~50Hz的低频段，软体假人对高频振荡具有良好的缓冲作用；质心过载的高频细节解随机性较大，高频干扰的误差放大率也较大，在刚体假人空投试验提取真实过载时应滤掉；高速空投试验过程中，拉直过载与开伞过载呈明显的负相关性，且开伞过载与假人的姿态角、角速度存在明显关联性，相平面中有利开伞区域为假人姿态角速度-4<α’<4rad/s，且向II、IV象限方向倾斜。

基于IDE-ELM与SVD-Kalman的航空发动机部件故障融合诊断技术

李业波李秋红黄向华赵永平 — 2014-02-28 00:00:00.0

研究基于模型和基于数据驱动的发动机部件故障诊断融合技术。采用极端学习机(ELM)实现基于数据驱动的故障诊断。针对极端学习机(ELM)随机选择输入层权值和隐含层偏置带来的缺点，采用改进微分进化(IDE)算法对其进行优化，减少了ELM的隐含层节点数，提高了网络的泛化能力。受到传感器数目的限制，采用基于SVD的Kalman(SVD-Kalman)滤波器实现基于模型的部件故障诊断。为了提高航空发动机部件故障诊断的精度，利用改进的迭代约简最小二乘支持向量回归机(IRR-LSSVR)算法对两种算法的估计结果在特征层进行定量融合。仿真结果表明，在发动机稳态状态下，与单独使用基于模型和数据驱动的诊断方法相比，采用特征层融合有效地提高了部件故障诊断的精度和准确率。

半实物仿真试验评估软件安全性方法研究

朱和铨徐浩军薛源杨雪苏晨 — 2013-12-10 00:00:00.0

针对机载软件在多因素耦合复杂飞行情形下的安全性评估与开发安全控制，提出了一种基于半实物仿真试验的软件安全性评估方法。介绍了采用飞行模拟器试验对软件安全性进行评估的思想；设计了实施该方法的操作流程；建立了试验平台中仿真系统主要的数学模型；借鉴生物学理论，分析了软件缺陷诱发飞机飞行危险的机理；最后，运用该方法对增稳系统嵌入式软件安全性进行了评估，验证该方法工程实践的可行性。利用该方法能够减少机载软件潜伏缺陷在多因素耦合情形下诱发飞机飞行危险，提高机载软件安全性。

高速叶栅纳秒脉冲等离子体流动控制研究

张海灯李应红吴云赵勤 — 2013-12-08 00:00:00.0

为研究纳秒脉冲等离子体气动激励在高亚音速来流条件下抑制压气机叶栅流动分离机制，建立了基于唯象学的模拟纳秒脉冲介质阻挡放电特性的热源模型，在微秒量级时间尺度上分析研究了纳秒脉冲等离子体气动激励对叶栅通道流动结构的影响机制，并初步探究了纳秒脉冲等离子体气动激励高速叶栅的流动控制规律。结果表明：基于唯象学的热源模型能够较好地模拟纳秒脉冲等离子体气动激励诱导产生冲击波的气动特性；纳秒脉冲等离子体气动激励诱导产生的冲击波在高亚音速条件下能够对叶栅通道流动结构产生较大影响，其影响规律与激励特征和流场特性有关；高亚音速来流条件下，在叶栅通道中施加纳秒脉冲等离子体气动激励能够降低通道出口总压损失，改变流场结构。

基于CATIA生成数控加工轨迹的机器人纤维铺放轨迹计算

段玉岗董肖伟葛衍明刘德宁 — 2013-11-26 00:00:00.0

纤维铺放技术是一种复合材料构件自动化制造技术，具有成本低、生产效率高、成品质量高等优点。其中纤维铺放轨迹计算是纤维铺放成型中控制加工路径的关键步骤，直接影响复合材料构件的成型精度和铺放效率。论文基于成熟的商业化CATIA数控加工编程软件进行纤维铺放轨迹计算，获取待处理的加工路径，利用矢量补充和格式转换算法解决了铺放轨迹信息与FANUC机器人兼容性差的问题；借助插值算法求出了输送点和剪断点，补充了铺放轨迹信息，进而得到了完整铺放信息，缩短了开发周期。在基于FANUC机器人的铺放装备上对某飞机舱门进行铺放实验，验证了基于CATIA数控加工技术的纤维铺放轨迹生成方法具有可行性，铺放轨迹结束点位置误差及轨迹间距误差都在±0.5mm之内。

吸气式高超声速目标跟踪模型研究

李海宁雷虎民邵雷李炯 — 2013-11-20 00:00:00.0

论文根据吸气式高超声速目标的力学特性，对传统动压加速度模型的局限性做了分析。基于重力转弯模型框架，提出了切向加速度的推广模型和法向加速度的斜激波、非解析混合模型。随后基于高超声速流场工程近似算法对吸气式高超声速目标的模式特征进行分析，并设计了均匀模型集。仿真研究表明，新的模型集能够较好地适应目标突然加速和转弯机动，有效跟踪助推跳跃机动的吸气式高超声速目标。

基于过载对虚拟路径变上限积分的变节点IDVD算法

赵继广闫梁 — 2013-09-02 00:00:00.0

针对 IDVD（Inverse Dynamics in the Virtual Domain）轨道优化算法中节点等距分布导致其使用率低的问题，提出了一种变节点 IDVD 轨道优化实时算法。该算法基于过载对虚拟路径的变上限积分，先后进行两次优化，将固定节点、固定步长的 IDVD 转化为变节点、变步长的 IDVD。与应用 IDVD 算法拦截上升段弹道导弹的两个实例进行对比研究，在总节点数相同的情况下，变节点 IDVD 比 IDVD 方法计算的弹道误差标准差在 X、Y、Z 轴降低了约20%，优化时间缩短了约20%。研究结果表明：变节点 IDVD 算法能够按照虚拟路径曲率的大小自适应分配节点，有效提高了节点的使用率，继而提高了弹道计算精度，缩短了在线优化时间。

压气机转子叶尖泄漏堵塞特性的实验研究

刘宝杰张志博于贤君 — 2013-04-24 00:00:00.0

在低速大尺寸压气机试验台上，利用SPIV技术详细测量了不同气动负荷水平的叶片、不同转子叶尖间隙大小和不同工作状态时，转子通道内部的流场结构。定量分析了不同测量条件下转子通道内堵塞分布特点，讨论了影响堵塞发展的物理机制。结果表明：在本文测量的各种条件下，叶尖泄漏堵塞均呈现非线性，非单调性的特征，通常在叶片通道内出现堵塞峰值；叶片通道内的逆压梯度是堵塞增长的重要物理机制，在逆压梯度环境下，堵塞起始区域的流量越大，堵塞增长的越迅速，堵塞起始区域流体的总压损失越高，堵塞越容易引起失速；泄漏流与主流之间存在较强的湍流掺混，在这个物理过程中，粘性和湍流脉动所带来的主流与泄漏流之间的动能输运是使得堵塞衰减的主要物理机制。

主动变形扑翼飞行器的设计和风洞试验研究

段文博昂海松肖天航 — 2012-12-24 00:00:00.0

主动变形扑翼可以模仿鸟翼飞行时的复杂运动。为了了解主动变形扑翼飞行器的气动特性，在对鸟类骨骼结构和翅膀及尾翼运动规律研究的基础上，设计并制造了一种基于机器人技术的主动变形扑翼飞行器；给出了主动变形扑翼飞行器的机构运动规律函数，设计出机构运动控制系统；在低速风洞中对此飞行器进行了一系列测力试验，研究了主动变形扑翼的升力、推力特性和气动机理，以及风速、扑动频率、扑动幅度、伸展相位等参数对升力、推力的影响，并与常规扑翼进行了对比分析。试验结果表明，较之常规扑翼在相同情况下主动变形扑翼可以显著提高升力和对不同飞行状态的适应能力。

基于三维参数化模型构建的飞机重量重心快速估算

罗明强魏城龙刘虎武哲 — 2012-11-22 00:00:00.0

针对飞机概念设计阶段重量重心估算的专业要求、设计方案反复调整的特点，提出了基于三维参数化建模的重量重心快速估算方法，从而实现后续的快速参数化调整。基于该方法的分析流程，通过分析飞机外形建模和结构、系统重量建模的工作对象和专业逻辑，对各个重量组成及其建模过程进行了参数化描述和流程定义，用于指导完成整个设计分析系统的开发实现。最后，通过算例演示了基于三维参数化建模进行重量重心快速估算的步骤。

用户端自主完好性监测研究综述

杨传森徐肖豪刘瑞华 — 2012-10-18 00:00:00.0

随着全球卫星导航系统的快速发展，对航空安全提出了挑战，完好性监测问题愈发凸显，用户端自主完好性监测是研究的重点之一。针对用户端自主完好性监测问题，介绍了所需导航性能的四个重要参数，包括精度、完好性、连续性和可用性。从单卫星故障下的用户端自主完好性监测、多卫星故障下的用户端自主完好性监测、高斯噪声下的用户端自主完好性监测三个方面，综述了国内外相关的重要研究，主要涉及了三个层次内容：算法、计算保护限值和可用性，并指出了目前研究存在的不足。介绍了近期研究的新趋势与取得的成果。最后，展望了未来的研究方向。

发动机短舱溢流阻力数值模拟研究

张兆陶洋黄国川 — 2012-09-04 00:00:00.0

摘要：本文以典型的发动机短舱为研究对象，分析了发动机短舱上的气动阻力，详细介绍了相应的溢流阻力计算方法。通过引入定流量的发动机进气道入流边界和定总温总压的发动机喷流边界条件，避免了对发动机复杂内流的模拟，从而建立了发动机短舱溢流流动的数值模拟方法，并给出了相应的溢流阻力计算方法。利用NACA-1-81-100发动机进气道作为标准算例，验证了数值方法的可行性。最后采用该数值方法，模拟了发动机短舱在不同工作流量下的流动现象，计算分析了相应的溢流阻力产生原因。

低速风洞动态试验高速并联机构设计及动力学分析

谢志江孙小勇孙海生张钧 — 2012-08-23 00:00:00.0

设计并制造了一种用于低速风洞试验的高速并联六自由度机构，综合分析需求和机构的约束条件，确定机构的结构参数，并分析和总结了该机构的特点。使用ANSYS软件计算系统的固有频率，得到系统极限位置的振动响应。利用ADAMS软件对机构进行柔性动力学仿真，模拟机构在高速运动时紧急制动的动力特征，比较分析刚性和柔性制动的冲击载荷，总结出机构高速制动的特点，所分析结果在机构的设计和实际应用中具有重要的意义。实际运行表明，并联机构可实现单自由度和多自由度耦合运动，具有大工作空间（振幅可达30°/500mm）、高运动精度（达0.05°/0.5mm）、高速（达5m/s）等特点，并具有较高的运动性能。

综合化飞机环境监视系统研究及数字仿真测试

肖刚敬忠良李元祥刁海南 — 2012-07-30 00:00:00.0

综合模块化航空电子(IMA-Integrated Modular Avionics)技术日益成为飞机航电系统开发主流构型。本文基于RTCA对飞机环境监视系统（Aircraft Environment Surveillance System, AESS）的定义，分析了AESS的发展过程及技术趋势，以空客A380、波音787飞机AESS为例进行现状分析，依据ARINC768规范开展了综合飞机环境监视系统IAESS（Integrated Aircraft Environment Surveillance System）方案及架构设计，实现了由综合飞机环境监视系统处理单元（IAESSPU）对T3CAS（TCAS、TAWS和ATCRBS）和WXR数据综合与处理的统一，开展了基于HLA架构的IAESS数字仿真系统设计、测试用例和性能分析，验证了IAESS具有高可靠性、低功耗、低总量等优点，未来IAESS发展也将进一步使得系统具备多功能特点。

单相机攻角测量中振动影响研究

孙岩姚海艳张征宇 — 2012-06-18 00:00:00.0

基于描述像空间坐标与物理空间坐标之间关系的共线方程出发，推导出模型攻角关于相机外方位元素的计算公式。在单相机攻角测量中模型表面被测点展向坐标Y不变的假设成立条件下，研究了相机和模型振动对攻角测量结果的影响。分析了相机位于5个不同位置时三个角外方位元素(φ, ω, κ)在-2.0o~2.0o之间振动和侧滑角β在-2.0o~2.0o之间振动对攻角测量结果的影响。结果讨论表明，相机外方位元素φ，κ的振动对攻角测量结果影响较大，且该影响对攻角和模型位置的变化不敏感；在相机位于法向投影位置（相机光轴与Y轴平行）时，相机外方位元素ω与模型侧滑角β的振动对攻角测量结果影响非常小，但影响量随相机位置偏离法向投影位置迅速增加。

基于Kirchhoff方法亚声速平面混合层主涡对并声场分析

冯峰王强 — 2012-06-18 00:00:00.0

为拓展主涡对并气动声场计算分析方法研究，针对亚声速平面混合层主涡对并流动，采用直接数值模拟方法求解获取近场声源，利用二维Kirchhoff频域法和时域法外推声辐射远场，并应用Kirchhoff频域法对主涡二次对并声辐射特征进行分析。研究结果表明Kirchhoff频域法和时域法具有一定差异性，但与主涡对并直接声计算结果对比，显示二者计算精度相当且均具有较高的精确性。通过Kirchhoff频域法应用分析，清晰揭示出主涡二次对并各声模态与主涡卷起、对并过程的对应相关性，利用频域法这种良好的计算分析性能，本文进一步研究了混合层入口扰动相位差对涡并声场的影响，展现出主导声波在声场中的重要作用。

纬度未知条件下捷联惯导晃动基座的初始对准

杨家胜 — 2012-05-30 00:00:00.0

针对纬度未知条件下捷联惯导系统（SINS）晃动基座的初始对准问题，本文提出了晃动基座下的纬度估计算法和初始对准方法。前者通过将重力加速度投影在惯性系下来消除晃动干扰的影响，利用惯性系下两个不同时刻的重力加速度的夹角来求取纬度；后者则是将晃动基座对初始对准的影响转化为姿态更新问题，利用姿态更新来实时地记录载体在晃动干扰下的姿态变化，结合初始姿态的最优估计值得到载体导航前的姿态，从而完成初始对准。理论分析表明，本文提出的纬度估计算法的误差主要由加速度计的测量误差所决定，陀螺的测量误差和晃动带来干扰误差均很小。仿真实验表明，本文提出纬度估计算法和初始对准方法能够适应纬度未知条件下晃动基座的初始对准。

板翅式换热器换热效能三元线性回归模型及系数辨识

董素君王凯高红霞王浚 — 2012-05-22 00:00:00.0

针对系统仿真需要，忽略壁面导热热阻和流体物性参数变化，推导出一定对流换热准则形式下，板翅式换热器传热单元数与两种流体介质质量流量间三元线性回归模型。利用少量换热器性能试验数据，以MATLAB内嵌最小二乘法可准确确定该模型系数，进而获得换热效能曲面。对比研究结果表明，该模型不仅试验数据少、拟合精度高，且具有一定鲁棒性。即使在不能准确知道换热器结构参数或传热因子拟合公式的情况下，也能利用少量性能试验数据合理给出换热效能曲面，解决系统仿真研究时换热器模型参数输入难题。

基于稀疏观测与格型理论的快速高精度周期估计

叶浩欢柳征姜文利 — 2012-05-03 00:00:00.0

一种格型线搜索算法（Lattice Line Search, LLS）最近被提出并用于在稀疏观测条件下对周期点过程的周期进行估计。但是，该算法通过数值方式搜索似然函数的最大值，其性能取决于人为预先选定的搜索步长。为解决这一问题，本文推导了一个步长计算公式。利用该公式，可以使改进之后的LLS算法达到克莱美罗界（Cramer-Rao lower bound, CRLB）的信噪比门限与最大似然估计（Maximum Likelihood Estimate, MLE）的一致；且其计算复杂度仅为O(n2) ，比已有的最大似然估计算法低不止一个数量级。

民机客舱地板下部吸能结构分析与试验相关性研究

刘小川周书枫马君峰孙侠生牟让科 — 2012-04-26 00:00:00.0

以民机典型机身段客舱地板下部结构为研究对象，建立了结构坠撞有限元模型，利用LS-Dyna软件进行了结构能量吸收特性分析，基于吸能结构思想，以降低传递到客舱地板的加速度载荷为设计目标，提出了一种民用飞机客舱地板下部结构吸能设计方法，设计制造了全尺寸的吸能结构试验件，并进行了垂直坠撞试验。为评估坠撞分析与试验的相关性，提出一种基于能量的能量吸收特性评估方法，首先对预试验分析结果与试验结果进行了相关性分析，根据相关性分析结果对分析模型进行了修正,修正后坠撞分析结果与试验结果的相关性表明，乘员质心处的平均加速度响应峰值误差为16.44%，最大平均反弹速度误差为10.53%，修正后模型的总体刚度与实际结构一致，分析获得的结构总体变形模式与试验结果基本一致。但能量吸收时间和加速度峰值出现的时间与试验结果相比误差较大，表明结构连接失效等结构建模细节计算结果有显著的影响。

基于边界层转捩的高超声速进气道特性

王卫星郭荣伟 — 2012-04-26 00:00:00.0

为了探索边界层非强迫转捩对进气道性能的影响，采用数值计算的方法开展了边界层转捩对轴对称混压式高超声速进气道流场特性的研究。研究表明：随着进气道中心锥锥尖钝化半径增大，边界层转捩先推迟。当锥尖钝度大到一定程度时，边界层转捩位置前移。随着钝化半径进一步增大，边界层转捩再次推迟，转捩位置逐渐后移。来流湍流度越大，边界层越不稳定，边界层转捩越易发生。与湍流边界层相比，考虑边界层转捩时进气道总压恢复系数较高、捕获流量较大、热载荷及阻力系数较小，当Ma6.5时喉道处总压恢复系数上升17.3%，进气道阻力下降17.4%。边界层转捩对壁面热流分布影响较大，但对壁面压力分布影响较小。钝化影响进气道的自起动性能，随着钝化半径增大，自起动马赫数升高，而边界层转捩对进气道自起动性能影响较小

基于back-stepping和扰动观测器的导引律

燕洁静李世华罗生张金鹏 — 2012-04-06 00:00:00.0

文中考虑目标机动和自动驾驶仪动态特性等情况，基于扰动观测器技术及back-stepping的设计思想，提出了一种新型的三维导引律。运用back-stepping的设计思想，将包含驾驶仪动态特性的制导环路分为外环和内环两个环路。将目标机动及俯仰和偏航平面间的交叉耦合项当成外环扰动，将驾驶仪参数不确定当成内环扰动，分别设计内外扰动观测器将它们估计出来，利用估计值做前馈补偿得到的外环控制器可抑制目标机动对制导精度的影响及实现两个平面的解耦控制，内环控制器补偿了驾驶仪参数不确定对制导精度的影响。导引律的设计在于使得导弹的实际输出加速度跟踪上外环输出的虚拟加速度。仿真结果表明，在目标做大机动、考虑驾驶仪动态特性的情况下，这种导引律仍然具有良好的制导精度。

双滑轨式机翼前掠机构设计研究

陈鹏王旭于冲胡孟权黄萌 — 2012-03-30 00:00:00.0

针对变前掠翼飞机自身特点设计了一种翼身连动机构，使飞机能够根据任务需求，在直机翼、前掠翼、三角翼之间进行气动布局转换，从而使飞机在整个飞行任务阶段都能获得比较理想的气动性能。该翼身连动机构为双滑轨式结构，通过机翼上两个固定点分别在两条不平行的轨道上滑动，从而改变机翼的前掠角。通过对轨道形状的合理设计，还可以在转动的同时，实现机翼相对于机身的非线性滑动。这样，理论上在任意前掠角的情况下，都能使机翼和机身的相对位置达到最优化组合。该结构使翼升力在翼根的载荷分散到两个固定点处，避免了因翼根加固所导致的结构增重。

高超声速飞行器大包线切换LPV控制方法研究

张增辉杨凌宇申功璋 — 2012-03-30 00:00:00.0

高超声速飞行器飞行包线广，参数变化范围大，气动参数存在较强不确定性，要求控制器能够适应大的飞行包线并具有较好的鲁棒性。针对上述问题，本文提出了一种基于间隙度量的大包线滞后切换线性变参数（Linear Parameter Varying，LPV）控制方法。依照时变参数将设计包线划分为若干子区域，将多胞理论和间隙度量引入控制器求解，提出了基于最优间隙度量的LPV控制方法，并利用此方法独立设计各子区域的LPV控制器,以改善控制器控制性能和鲁棒性能；利用基于重叠区域的滞后切换策略实现大包线内各子区域控制器的切换，以抑制切换面附近控制器的切换抖动，并证明了切换闭环系统的稳定性；最后以某型高超声速飞行器为对象设计了大包线滞后切换LPV控制器。仿真结果表明该方法可实现控制指令的精确跟踪，提高设计包线内LPV控制器的控制性能和鲁棒性能，并能保证切换系统的稳定性。

RCS的离散PWPF调制改进和混合控制逻辑研究

陆艳辉张曙光 — 2012-03-27 00:00:00.0

可重复使用飞行器再入控制常涉及离散的反推力系统和连续的气动舵面的混合控制，其中避免离散反推力系统出现极限环振荡、混合控制的逻辑是设计的关键问题。本文根据离散脉宽脉频调节反推力控制器极限环振荡行为的离散描述函数法预测，推导极限环出现条件，设计了一种前置非对称死区环节规避极限环而不损失性能，在此基础上提出便于工程应用的反推力控制器与气动舵面混合控制逻辑。通过对典型飞行器的控制仿真验证表明，对于离散脉宽脉频调节反推力控制器的改进及混合控制逻辑能够获得良好的控制效果，能够满足控制要求。

一种基于映射抑制的航拍视频图像配准方法

易盟郭宝龙严春满 — 2012-03-27 00:00:00.0

精确的航拍视频配准是全景图像拼接、运动目标检测及跟踪的前提和关键技术。针对Harris检测的角点分布不均匀和易产生偏移角点，以及匹配点精度不一致等问题，提出一种基于映射抑制的航拍视频配准算法。该方法首先在尺度变化下局部区域内选择出最稳定的Harris角点，以实现角点的精确定位，并利用分区检测方法提取出分布均匀的角点作为待配准点。然后通过比较各个角点邻域描述符的欧式距离提取出初始匹配点对。最后提出利用交比不变性方法提取出精确度最高的少数匹配点，并对模型参数进行估计，完成视频帧间的配准。实验结果表明，通过利用基于映射抑制的配准方法可实现帧间的精确配准，对分辨率为的航拍序列的平均误差达到0.968，并能有效提取地面运动目标。

一种基于时间反转法原理的板结构冲击识别方法

陈春林李玉龙邓琼 Fuh-Gwo Yuan — 2012-03-14 00:00:00.0

为了准确地获取结构上的冲击信息，基于时间反转法原理，利用传感器采集的应变信息，提出了一种可同时获取冲击位置和冲击载荷信息的冲击识别方法。将该方法应用到板结构上，通过铝板的低速冲击实验进行验证，讨论了冲击响应传递函数标定间距和传感器数目对冲击位置识别精度的影响，分析了位置识别误差和传递函数与冲击载荷重构误差之间的关系。研究结果表明，利用四个传感器能够成功识别冲击位置并重构冲击载荷曲线；冲击位置识别的概率、精度和稳定性均随冲击响应传递函数标定间距的增大而降低；冲击载荷重构的误差随识别位置误差的增大而增大。这种识别方法充分利用了传递函数包含的信息进行冲击位置识别和冲击载荷重构，不需要已知结构中的波速、结构材料性质及力学边界条件，避免了冲击载荷识别反问题中的病态问题，有良好的稳定性。

星上光学有效载荷的两级隔振研究（原稿号15512）

张尧 — 2012-03-14 00:00:00.0

为实现遥感卫星的高精度成像，对星上光学有效载荷的两级隔振进行了研究。所谓两级隔振，即除了对控制力矩陀螺群等执行机构振动源进行隔振外，还在光学有效载荷和星体之间加入隔振装置。首先建立了含有两级隔振系统以及控制力矩陀螺群和太阳帆板的整星动力学模型，并采用ADAMS工程软件验证了模型推导的正确性；其次，在合理假设的基础上简化模型，分别求得由扰动源到星体和有效载荷的传递函数矩阵，分析控制力矩陀螺群隔振平台参数变化对姿态控制系统的影响，选择合理参数分析两级隔振系统的频域特性；最后通过数值仿真分析了两级隔振系统在星上应用的可行性以及通过频谱对比分析两级隔振系统对光学有效载荷姿态稳定度的改善程度。

接触热阻对疏导式热防护结构防热效果的影响研究

刘冬欢尚新春 — 2012-03-14 00:00:00.0

采用内置高温热管的疏导式热防护结构是一种新型高效的热防护方式，热管与高温复合材料之间的接触热阻对防热效果有重大的影响。本文首先给出了一种疏导式热防护结构的计算模型，进而采用间接耦合的方法建立了由接触热阻引起的热力耦合问题的计算格式，在此基础上对不同预留间隙条件下的热防护结构进行了热力耦合分析，重点考察了接触热阻对其防热效果的影响。研究结果表明，采用预留装配间隙的方法可以有效降低结构的应力水平，但同时使得界面接触热阻增加，从而使得结构驻点温度升高，因此在采用预留间隙设计时必须在考虑界面接触热阻的条件下从结构强度和温度两方面对结构进行安全性评估。

基于偏最小二乘法的飞机总工时预测模型研究

王明珠 — 2012-03-14 00:00:00.0

从影响军用飞机生产制造工时的众多因素中提取出24个飞机总工时影响因素，采用统计学方法结合理论分析对因素进行科学筛选，筛选出飞机最大起飞重量、最大速度、爬升率、最大过载、钛铝合金比例、复材铝合金比例共计6个关键影响因素。考虑偏最小二乘回归在处理小样本多元数据方面的优势，采用偏最小二乘回归法对飞机总工时进行预测，预测结果表明该模型平均检验误差约为10%。该模型在实际使用过程中，只需获得飞机性能指标、材料构成等少数几个设计参数即可在飞机产品生产制造前对飞机生产制造总工时进行宏观预测，具有参数少、物理意义明晰、操作简单、便于使用、准确率高等特点，可为缺乏详细设计信息和生产信息的飞机研制早期方案优选、设计优化或对其进行费用分析和成本控制、固定资产投资、安排生产计划等工作提供相对准确的飞机产品工时。

基于集总虚拟湿源的民机客舱湿特性预测

庞丽萍巩萌萌曲洪权刘曦张鹤林 — 2012-03-14 00:00:00.0

民机客舱舒适性研究对于我国研制的大型飞机市场竞争力具有重要意义。热湿环境是影响国内航线民机客舱舒适性的主要因素，准确获得客舱热湿动态变化特性，对于飞机客舱舒适性研究具有重要意义。本文从现役国内航线民机热湿环境现状测试分析入手，引入集总虚拟湿源项，建立客舱湿特性预测模型，用于提高涵盖飞行包线的湿度预测精度。本文提出的湿特性预测方法与实测数据吻合较好，能够反应不同机型不同飞行剖面下的客舱湿度变化特性，可为未来我国民机客舱热/湿控制系统设计与控制提供依据。

闭式整体叶盘通道五坐标分行定轴加工刀轴矢量规划方法研究

任军学何卿功姚倡锋梁永收刘博 — 2012-03-07 00:00:00.0

闭式整体叶盘是新一代航空发动机实现减重增效的关键零件，其通道结构属于典型多约束复杂通道结构。针对闭式整体叶盘通道精加工，提出了一种基于分行定轴加工的刀轴矢量规划方法。从加工原理上给出了分行定轴加工方法的基本概念，并分析了闭式整体叶盘通道五坐标加工特征；在刀具预定义和建立检查面球体包围盒层次树结构的基础上，给出了刀轴矢量无干涉区域的计算方法；基于刀位点最短刀长的计算与分析，进行了叶盘通道加工区域划分，建立了分行定轴加工刀轴矢量规划方法。实验验证表明，分行定轴相对五轴联动加工方法不仅可明显提高加工过程中的稳定性和叶片加工表面质量，而且还可提高叶片精加工效率。

单边膨胀矢量喷管气动和红外特性的数值研究

张少丽单勇张靖周 — 2012-03-02 00:00:00.0

为了研究单边膨胀喷管的矢量特性，通过CFD/IR数值模拟的方法，研究了不同落压比下单膨胀边几何矢量角对单边膨胀矢量喷管气动和红外特性的影响。研究结果表明：随着几何矢量角由负值增加到正值，X方向（轴向）推力和推力系数先增大后减小，均在+5°方向达到最大值；随着几何矢量角向上或向下增大，Z方向（竖直方向）推力逐渐增大，Z方向推力为零的几何矢量角随落压比的增加而减小；随几何矢量角的增加，总推力系数先增加后减小；气动矢量角与几何矢量角具有相同的变化趋势，在落压比为3到6时两者相差5-10°；随着几何矢量角绝对值的增加，尾焰红外辐射强度减小；在XOY平面几何矢量角为正时喷管整体红外辐射强度比较小，在XOZ平面，整体红外辐射强度的峰值随着几何矢量角度的减小而向下方移动。

基于粒子群优化的WNN飞行数据气动力建模研究

甘旭升 — 2012-03-02 00:00:00.0

为了使所建立的气动力模型准确地刻画飞行器的动态特性，提出一种基于改进PSO算法的WNN飞行数据气动力建模方法。该方法引入邻近粒子信息和变异操作，对标准PSO算法的不足进行改进，以提高WNN参数的全局搜索能力，克服早熟收敛，再按照所设计的飞行数据的气动力建模流程，构建了改进PSO算法训练的WNN模型。实验结果表明，本文提出的气动力建模方法预测精度高，收敛速度快，能较好控制早熟收敛问题，用于飞行数据的气动力建模是有效的，也是可行的。

陀螺稳定平台漂移自适应实时估计

张智永周晓尧范大鹏 — 2012-03-02 00:00:00.0

针对陀螺稳定平台的漂移问题，提出了一种自适应实时估计算法。该算法采用卡尔曼滤波框架，利用滤波器收敛判据，结合Sage-Husa滤波和加权Sage-Husa滤波对陀螺常值漂移和相关漂移进行估计。与传统的卡尔曼滤波相比，该算法能够在系统模型和噪声特性均不准确的实际应用情况下使用，集判断发散和克服发散、最优估计和次优估计于一体，具有良好的鲁棒性和自适应能力。实验结果表明：新算法收敛时间<3秒，估计均方差<0.02度/秒。

双三角翼做俯仰振荡运动的流场特性数值研究

刘昕林敬周陈亮中肖春华 — 2012-02-23 00:00:00.0

建立了适用于双三角翼大迎角非定常分离流场模拟的数值方法，研究双三角翼俯仰振荡时的动态流场特性，给出动态流场结构和气动力性能随迎角的变化规律，重点考察了减缩频率、转轴位置、平均迎角和振幅等参数对动态流场迟滞效应和气动力曲线迟滞环的影响。研究结果表明，俯仰振荡到相同大迎角时上仰和下俯的流场存在明显差异，减缩频率对气动力迟滞效应的影响相对大于转轴位置，平均迎角的变化导致双三角翼背风区流场结构呈现不同流态，而振幅的大小决定这些流态的数目，事实上俯仰运动时如果跨越的流态数目越多则流场结构的动态响应滞后现象就越显著。通过数值分析，有利于提高对双三角翼在俯仰振荡运动条件下的非定常特性和流场滞后效应等非线性现象的认识。

非恒定温度剖面下弹上性能退化型部件贮存可靠性评估方法

刘震宇马小兵赵宇 — 2012-02-16 00:00:00.0

导弹在贮存期内要反复经历运输、存放、检测、维修、战备值班等过程，其环境温度并不是恒定的，而是在一定范围内动态变化。对性能参数有变化趋势的弹上部件而言，有必要考虑环境温度变化对其可靠性的影响。本文对此提出一种非恒定温度剖面下的贮存可靠性评估方法。首先，分析产品实际性能退化的特点，选择带有非线性漂移项的Wiener过程描述产品性能退化的过程，推导出试验环境下产品的寿命分布。然后，采用Gamma分布拟合贮存期间的弹内温度分布。进而利用比例风险模型描述温度变化对产品可靠性的影响，推导了弹上性能退化型部件在非恒定温度剖面下的无条件寿命分布，并给出了模型参数的极大似然估计。算例表明本方法实际可行。

非线性偏最小二乘回归在均匀设计响应面法中的应用

赵威王伟 — 2012-02-16 00:00:00.0

针对目前多维变量可靠度计算中广泛应用的均匀设计响应面法，分析了使用最小二乘法拟合拟线性回归模型时存在的局限性，提出采用拟线性偏最小二乘法回归响应面系数。然而由于拟线性回归方法限制了模型的形式，因此精度提高有限，结果也很不稳定。基于此，文中又提出将基于样条变换的偏最小二乘回归模型代替拟线性回归模型用于可靠度的计算，既能处理最小二乘法无法解决的变量间多重相关性的问题，又能避开拟线性回归中预先对模型形式的假定。通过算例验证了基于样条变换的偏最小二乘方法的适用性和有效性，尤其对于多维变量非线性程度较高的可靠度问题，与普通最小二乘拟合的响应面相比，模型更加精确，以此计算的失效概率精度更高。

基于社会模型的改进粒子群优化算法气动设计

李丁夏露 — 2012-02-16 00:00:00.0

为了提高优化系统的搜索效率，发展出了社会模型这一种改进智能优化算法的通用策略，在此基础上，提出了一种基于社会模型的改进粒子群优化算法。该算法对社会模型进行了分析并在此指导下，将人工鱼群算法中的聚群行为引入到了粒子群优化算法中，丰富了粒子之间的优势信息源，增强了粒子的信息共享能力，使得算法能够有效地跳出局部最优。函数测试表明，该算法显著提高了粒子群优化算法的寻优性能。将该算法应用到翼型和机翼的气动优化设计之中，取得了良好的结果，从而表明提出的算法简洁有效，具有较好的实用性。

基于预估校正和嵌套网格的虚拟飞行数值模拟?

达兴亚陶洋赵忠良 — 2012-02-16 00:00:00.0

针对导弹虚拟飞行数值模拟问题，发展了空气动力学/飞行力学数值计算方法和软件。控制方程为非定常RANS方程和刚体六自由度运动方程；流场求解器为有限体积法结构网格求解器，时间推进采用双时间步法，湍流模型为S-A一方程模型；采用Adams预估校正法实现飞行力学方程与流场控制方程的耦合计算；使用嵌套网格方法模拟多体运动。首先模拟了NASA窄条翼导弹模型纵向虚拟飞行，研究耦合方式和时间步长的影响。结果表明，双时间步三阶Adams耦合方法，同等精度下可以显著增大时间步长，缩短仿真时间。最后，利用三阶方法模拟了导弹自由摇滚特性和纵向虚拟飞行，结果与试验吻合较好。

单位矢量的二次旋转乘法观测模型

宁宇王志刚邓逸凡陈士橹 — 2012-02-07 00:00:00.0

视线矢量观测是实现自主导航的重要方式。本文针对单位矢量的加法观测模型中观测矢量非单位化问题和乘法观测模型中测量噪声与实际情况不符的问题，提出了二次旋转乘法观测模型。通过真实矢量在正交方向上进行的两次刚体旋转，获得了与现有乘法观测模型形式相同，但旋转角服从瑞利分布的正确观测方程。推导了测量误差的统计特性和双矢量观测的性质，并从空间几何角度给予了解释。数值仿真结果表明二次旋转乘法观测模型弥补了由加法观测模型线性化所引起的问题。给出了模型的潜在应用范围。

高超声速二元进气道顶板移动变几何方案数值研究

张林张堃元金志光南向军王磊 — 2012-02-07 00:00:00.0

针对一种工作于Ma=4~6范围内的高超声速二元进气道，探索了一种进气道部分压缩顶板可移动的简单变几何方案。利用数值仿真手段研究了接力点变几何进气道的自起动性能和Ma=4~6的调节方法。结果表明：部分压缩顶板可移动简单变几何进气道方案在Ma=3.7能够实现自起动；变几何所形成的自适应放气槽放气量很小，最大放气量在2%以内，关闭自适应放气槽接力点流量系数达到0.77；在整个工作范围内流量系数较高、总体性能较优，该变几何方案的调节方法是切实可用的。

基于盲源分离的同、异步系统Multi-Rate DS/CDMA信号扩频序列盲估计

任啸天 — 2012-02-07 00:00:00.0

本文通过分析Multi-Rate DS/CDMA信号特性，建模Multi-Rate DS/CDMA系统与线性混合的盲源分离模型一致，并针对异、同步信号的不同特性，提出不同循环分段降维方法：对异步系统而言，采用2倍扩频周期为间隔对接收信号进行分割，利用Fast-ICA算法盲估计同一扩频周期用户的扩频序列、基于矢量2范数基础上估计各用户失步时间，并依此截取组合得到各用户的实际扩频序列，然后，循环至次大扩频周期进行盲估计，同时根据估计波形相似度归一化衡量函数消除最大周期分段序列，求解次大周期用户扩频序列，直至循环结束。对同步系统则以单倍最大扩频周期为间隔对接收信号进行分割，然后进行盲估计及降维处理。理论分析和仿真结果验证了本文方法的有效性。

基于OSPA距离的航迹关联算法

刘伟峰文成林 — 2012-02-07 00:00:00.0

本文提出了一种基于OSPA距离的多传感器航迹关联算法，该方法把每一个局部传感器航迹看作为一个航迹集合，通过OSPA距离度量各个航迹集合之间的距离，具有最短OSPA距离的航迹属于同一个目标航迹；针对航迹关联实时性的要求，进一步给出具有滑窗的航迹OSPA递推算法。研究表明，本文算法不仅可以有效保持航迹的历史信息和几何特征信息，而且可以有效地关联航迹交叉、航迹分叉和航迹异步等问题。通过与加权关联方法、独立序贯方法的比较，仿真实验分别在关联精度、异步等几个方面问题具有比较好的优势。

基于控制线的开式叶盘叶片四轴数控加工刀轴控制方法

任军学杨大望姚倡锋田荣鑫谢志丰 — 2012-01-15 00:00:00.0

针对开式整体叶盘叶片数控加工中存在的干涉及刀轴变化稳定性问题，提出了一种基于刀轴控制线的四轴刀轴矢量控制方法。阐述了基于刀轴控制线的四轴刀轴控制基本原理，通过对四轴无干涉刀轴摆动区间的计算，建立了四轴无干涉刀轴控制面；根据控制线生成准则，给出了在刀轴控制面上生成刀轴控制线的具体算法。实验验证表明，该方法不仅可解决开式叶盘叶片加工中的刀具干涉问题，而且有效避免了刀轴突变引起的叶片啃伤现象，明显提高了叶片表面的加工质量。

Gurney襟翼对某型客机流动控制数值研究（11-15707）

刘沛清杨硕王宇晨 — 2012-01-15 00:00:00.0

本文拟采用Gurney襟翼改善某型客机的起降性能，在某型客机的着陆状态下，在其机翼尾缘上安装Gurney襟翼进行流动控制数值模拟研究。首先对该客机机翼的控制翼型安装不同高度的Gurney襟翼进行数值模拟，结果表明安装Gurney襟翼可以提高多段翼型的升力系数和阻力系数，但会增强尾迹流动的不稳定性。将不同高度的Gurney襟翼应用于该客机的简化模型，机翼的大部分区域符合二维翼型研究得出的流动控制规律；在机翼外侧区域，Gurney襟翼使机翼附近流场中的翼尖涡发生了一定的变化。

扑翼微型飞行器非定常运动对平尾影响的研究

杨茵李栋 — 2012-01-09 00:00:00.0

以西北工业大学自行研制的微型扑翼飞行器ASN-211作为研究模型，对三维模型进行简化，简化为二维扑翼及平尾串列模型。通过非定常计算，研究扑翼非定常运动尾流对平尾气动效率的影响。利用CFD软件fluent提供的动网格模型实现机翼的非定常运动，以及其用户自定义函数(User-Defined Function，UDF)定义扑翼的周期运动。通过对比模型在定常状态及非定常时均条件下的升力曲线，分析研究表明，扑翼的非定常运动能够增大平尾的失速迎角及最大升力系数，从而改善平尾的失速特性。通过非定常力矩特性分析表明，平尾对微型飞行器的稳定性控制具有重要作用。

一种前体加宽型高超声速进气道实验方案研究

袁化成郭荣伟 — 2012-01-09 00:00:00.0

根据矩形截面高超声速进气道前体的流动特征，对一种加宽前体型高超声速进气道实验方案开展了数值仿真及高焓风洞试验研究。首先，对不同前体宽度的矩形截面高超声速进气道开展了三维数值仿真研究，结果显示，随着前体宽度的增加，进气道的流量系数和静压比逐渐增加，而总压恢复系数和隔离段出口马赫数逐渐减小，表现为先急后缓，且当来流马赫数和来流攻角变化时依旧保持上述变化规律。其次，对前体加宽型高超声速进气道实验方案开展了高焓风洞实验研究，结果表明：加宽前体可有效地提高进气道的流量系数，较为真实的反映此类进气道的流动特征，实验结果与数值仿真结果吻合较好。考虑到进气道性能参数随前体宽度比变化规律表现为先急后缓，建议在实验条件下前体宽度比取0.5～0.8之间较为适宜。

电脉冲除冰系统除冰激励的简化与影响因素研究

李清英白天朱春玲 — 2012-01-09 00:00:00.0

建立了电脉冲除冰系统的电路模型，求解了有无二极管条件下的理论脉冲电流曲线，通过分析计算电流与实验电流，提出了将正弦半波电流函数用于电磁场分析以简化研究除冰激励的观点，同时求解了不同电流方式下的电磁压力分布，再用结构动力学分析了不同压力载荷下实验铝板的位移响应。通过比较铝板中心位移实验值与动力学求解的响应位移值，其有效的吻合程度验证了用正弦半波电流简化电脉冲除冰激励分析的可行性。最后，在利用正弦半波电流简化分析脉冲激励的基础上，研究了电流大小、电频率、铝板厚度、铝板弹性模量、铝板密度以及铝板长宽比对最大响应位移的影响。结果表明，最大响应位移随电流增加而增加，随铝板厚度、弹性模量与密度的增加而减小，且随电频率的改变而改变，但几乎不受铝板长宽比的影响；在研究电频率时得出，可将电频率与系统结构固有频率以1:1的比例设计，此关系式是电脉冲除冰系统电路设计的基础。

Lie群SE(3)上一般力学控制系统的运动描述与飞行器建模

左宗玉 — 2011-12-29 00:00:00.0

与简单力学系统不同，一般力学控制系统需要考虑势能在位形空间中的变化，故其拉格朗日算子不再是左不变的，这意味着根据定义Euler-Poincaré方程不能直接应用于此类系统。本文首先建立矩阵Lie群上的力学控制系统的数学描述，重新定义拉格朗日算子为左不变动能减势能，然后基于连续Lagrange-d’Alembert法则推导得到了含有势能函数的Euler-Poincaré方程，用来刻画一般力学控制系统的动态，最后给出了四旋翼无人直升机和无人飞艇建模的应用实例。

雷达检测性能试验等效推算方法(修改版)

刘峥张翼付强 — 2011-12-29 00:00:00.0

雷达检测性能是雷达最基本最重要的性能，雷达检测性能试验是雷达试验的重要内容。由于各种原因，针对雷达的系统级原型试验常常难以开展或者只能极少量的开展，通常只能通过大量进行等效试验来辅助雷达性能的鉴定评估工作。本文针对缺乏原型试验条件下的雷达检测性能评估问题，提出了一种基于试验数据分析的雷达检测性能等效推算方法。首先详细研究了等效试验与原型试验之间的差异性度量，它是等效推算和性能评估的基础；接着对存在原型试验条件下的等效推算方法进行了研究，而后针对通常无法进行原型试验的实际情况，研究了一种基于预测模型和仿真试验相结合的零子样原型试验条件下的等效推算方法，最后仿真实例验证了本文方法的合理性和可行性。

改进的MM-PHD机动目标跟踪方法

罗少华徐晖徐洋 — 2011-12-27 00:00:00.0

基于序列蒙特卡洛方法的经典多模概率假设密度滤波算法及其各种衍生方法，在预测过程中依据多个并行的状态转移模型，通过将大量粒子散布到下一时刻目标所有可能出现的状态空间实现目标状态的捕获，造成计算量大、目标跟踪精度差。为此，论文提出了一种改进的多模粒子概率假设密度机动目标跟踪方法。该方法利用最新量测信息估计目标运动模型概率及模型参数，并将估计得到的目标模型应用到粒子概率假设密度滤波算法的预测过程中生成预测粒子，从而将大部分粒子聚合在目标最可能出现的状态空间邻域中，实现粒子的有效利用。仿真试验表明，论文提出的方法不仅显著的减少了目标丢失个数，而且提高了目标跟踪精度。

基于周期LFM本振的同步Nyquist折叠接收机多分量信号参数估计算法

曾德国成昊唐斌曾小东 — 2011-12-27 00:00:00.0

Nyquist折叠接收机（NYFR）为一种新型侦察接收机结构，可利用单/双片模数转换器（ADC）同时完成多Nyquist区域内的宽频段信号采集。对NYFR结构进行了改进，提出了多分量信号的参数估计算法。首先，引入了同步结构，对NYFR进行了改进，得到了同步NYFR（SNYFR）；其次，以本振为周期性线性调频为例，分析了多分量信号的输出结果；然后，提出了去斜函数（DF）以用于检测信号的Nyquist区域；最终，根据区域信息完成了信号的各参数估计。计算量分析与仿真表明，所提算法计算量小且在信噪比优于-9dB时性能已接近克拉美-罗下限。

基于损伤标尺的电子设备预测维修决策优化（11-15726）

徐玉国邱静刘冠军吕克洪 — 2011-12-21 00:00:00.0

基于故障预测信息进行维修决策是预测性维修等新型维修模式的主要特征之一，可以有效提高装备使用可用度、降低寿命周期费用。本文面向单部件电子系统，针对故障预测中的损伤标尺方法，在完美换件维修的假设下，以单位时间成本、平均使用可用度与平均效费比为指标，提出了一种预测维修决策优化模型。对于与部件寿命独立的损伤标尺，选择预测距离与威布尔分布的形状参数为决策变量，对于与部件寿命相关的损伤标尺，选择累积损伤因子与随机标准差为决策变量，应用Monte Carlo仿真研究了各个决策变量对维修效能指标的影响。结果显示，应用与部件寿命独立损伤标尺的预测维修策略的效果优于事后维修策略但劣于年龄换件维修策略，揭示了该方法的本质特性；应用与部件寿命相关损伤标尺的预测维修策略的效果，在一定条件下优于年龄换件维修策略，并分析了维修决策的优选方法。

基于在线滚动LS-SVR的涡轴发动机混合预测控制研究11-15673

王健康张海波黄向华段姝婧 — 2011-12-21 00:00:00.0

提出了一种串级PID+非线性模型预测控制的混合控制方案，用于涡轴发动机控制系统。其中，主控制回路采用串级PID控制器以消除静差保证系统稳定，带约束优化的预测控制器则用于实时燃油补偿，以增强发动机系统对直升机功率需求的快速跟随能力。该预测控制器是基于在线预测模型实现，首先在VC环境下设计在线滚动最小二乘支持向量回归机，在线训练高精度、实时性好的内嵌式预测模型，其测试精度可达3‰，而后利用该模型与序列二次规划算法完成滚动优化，建立预测控制器。最后，在UH-60A直升机/T700涡轴发动机综合模型仿真环境下，通过模拟直升机大幅急速升降操作，验证了该混合预测控制方案对大扰动具有较强的抑制能力及鲁棒性，从而使直升机获得更好的机动性能。

安装角对压气机叶栅气动噪声特性影响的分析

杨燕丽杨爱玲董锐陈二云戴韧 — 2011-12-19 00:00:00.0

基于大涡模拟和边界元方法对轴流压气机叶栅湍流流场以及流场诱导的噪声进行计算，在不同叶栅安装角下研究来流攻角和雷诺数对叶栅气动噪声产生、辐射的影响。研究表明：来流雷诺数不变时，同一安装角下，随着来流攻角从-5°～20°变化，叶栅监测曲线上的声压级先减小后增大，在0°攻角下声压级达到最小。安装角为45°时，监测点a的总声压级随攻角α的分布与30°安装角变化趋势相近。但安装为60°时，监测点a的声压级的变化则明显变缓。在0°攻角下，a点声压级比安装角为30°、45°时增加了近6dB，但在其它攻角下，变化并不明显。叶栅的最小声压值出现在弦线方向附近，安装角改变时，最小声压级出现的位置也不同。安装角不变，随着来流雷诺数的增大，叶栅表面的分离减小，损失降低。但叶栅表面的压力脉动随着雷诺数的增大而增大，使外场辐射噪声增加。

离心叶轮与扩压器相互干扰的数值模拟研究

魏宝锋金东海桂幸民 — 2011-12-19 00:00:00.0

摘要：采用定常与非定常数值模拟方法，对某小型离心压气机进行数值计算，先比较了定常结果与非定常时均结果的特性，然后结合离心叶轮出口和径向扩压器进口典型位置非定常压力脉动的频域特性，研究了离心叶轮与扩压器之间的转静干涉作用，最后着重分析了有没有分流叶片对径向扩压器进口压力脉动频率特性的影响。结果表明：1）在相同流量下，非定常时均结果的压比偏高约3.7%，效率偏高0.1%；2）在带有分流叶片的离心压气机中，离心叶轮叶片出口与扩压器叶片进口的脉动除了叶片通过频率的非定常脉动外，分流叶片尾缘会产生与之强度相当的2倍叶片通过频率的非定常压力脉动，同时，分流叶片会对径向扩压器进口产生更强的0.5倍叶片通过频率非定常压力脉动，这些频率的非定常压力脉动很可能会对离心压气机叶片的疲劳强度造成影响。

空中加油对接过程的动力学建模与仿真（定稿）

张雷雨张洪杨洋 — 2011-12-09 00:00:00.0

摘要：空中加油的成功与否主要依赖于加油锥套与受油插头的顺利对接，对对接过程中产生的动力学行为的研究是实现顺利对接的前提。利用多刚体系统动力学建立对接过程的动力学模型，求解出加油锥套与受油装置间的广义速度；并依据建立的接触动力学模型，得到局部接触点间的相对速度。基于非线性连续碰撞理论，提出对接过程中碰撞力的计算方法，并在机械系统动力学仿真软件ADAMS的环境下，构建加油锥套和受油装置的对接虚拟样机。通过虚拟样机的动力学仿真，得到了对接过程中的碰撞力及速度响应曲线。结果表明，制约对接成功的主要参数是：初始相对速度vr、加油锥套的俯仰角α及相对偏距d，同时，给出了能够实现成功对接时各参数的具体范围。该研究对空中加油的对接和受油机的导航控制具有重要的意义。

基于协方差矩阵高阶幂的二维DOA估计新方法

罗争张旻李鹏飞 — 2011-12-09 00:00:00.0

针对稀疏分解方法进行圆阵的二维来波方向(2-D DOA)估计运算复杂度大的问题，提出了一种基于协方差矩阵高阶幂稀疏分解的二维DOA估计新方法。该方法首先利用协方差矩阵高阶幂无需进行特征值分解和信源数估计的特性，构建了协方差矩阵高阶幂的稀释分解向量；然后运用粒度分层思想，构造了粗区域估计和细方位估计的分层多粒度的快速分解模型，分层字典的长度大大减少，在保持相同估计精度的前提下，算法运算时间远小于现有的恒定冗余字典的稀疏分解方法，从而解决了基于稀疏分解的圆阵二维DOA估计问题。论文提出的方法与二维MUSIC算法相比，估计精度高,且能满足对相干信号的估计。最后，仿真结果验证了算法的有效性和可行性。

预燃/流向涡掺混超声速燃烧室稳焰火炬实验研究

杨占宇单鹏 — 2011-12-09 00:00:00.0

为研究马赫数5-7的双燃式碳氢燃料超燃发动机的原理和工程参数，进行了直连双燃式超燃室超声速冷主流和亚燃室稳焰火炬热流的掺混实验和燃烧实验。令进气道输出的超声速气流的10%流量经亚燃进气道进入亚声速预燃室，先低速地与雾化预燃油掺混并建立稳定的预燃。该预燃气流与二次喷入的主燃油掺混而形成富含吸热分解油气的高温射流，再经一组波瓣掺混器与超声速主流在下游流向涡中深入掺混/燃烧，扩大燃区厚度而趋于深入超声流层，以期实现稳定超燃。在总温约285K，总压15和10个大气压，燃烧室进口马赫数2.5的来流下，对三种不同结构参数的预燃室和一种超燃室，进行了冷态流场和预燃/主燃的喷油/燃烧实验。实验与计算表明如下结果。冷/热态实验中整个超燃室保持了超声速流动，尽管斜激波系存在一些变化。存在四种旋涡掺混现象，使得超/亚声流之间的掺混进一步增强。当采用三波系进气道和较小容积热强度的大体积预燃室和本文的流向涡掺混器，可以形成稳定的高温富油火炬，成为超燃室稳定点火源。已见到在超燃室下层流层的原无预热冷态来流的亚声速和低超声速区域中出现火焰，且其并不破坏超燃室上层的高超声速未燃流动。

飞机起落架气动噪声特性仿真与试验研究

龙双丽聂宏薛彩军许鑫 — 2011-11-30 00:00:00.0

对某型飞机前起落架的气动噪声特性进行了数值仿真分析和声学风洞试验研究。在典型飞机着陆速度下，采用分离涡方法模拟起落架周围非定常湍流流场，通过涡声理论计算声源的强度和位置，并利用FW-H方程积分外推法求解出不同部件及其组合件产生的声场，分析其噪声的产生机制，频谱特性及远场指向特性，同时评估各部件对总噪声的贡献量。在声学风洞中对轮胎和轮叉组合件进行气动声学试验，借助麦克风测量获得了噪声的频谱特性。仿真结果和试验结果在远场条件下吻合较好。结果表明：起落架气动噪声是钝体绕流噪声和空腔噪声的叠加，呈现宽频噪声的特性。强度最大的声源主要分布在起落架各部件的固体表面；轮胎噪声对总噪声的贡献最大，其次是轮叉噪声，支柱噪声对总噪声贡献最小。各部件噪声和总噪声均具有偶极子声源的辐射特性。研究结果为低噪声起落架设计提供了一定的参考。

时效工艺对冷变形多相紧固件合金GH350组织与性能的影响

李科敏韩光炜邓波 — 2011-11-22 00:00:00.0

摘要: 本文利用光学显微镜和SEM分析，研究了冷拔态GH350合金中η-Ni3Ti相的时效析出规律以及对合金高温拉伸性能的影响。研究发现，冷拔态GH350合金中η-Ni3Ti相在780~1060℃温度范围内析出，且呈两种形态。晶界片状η相在780~1060℃温度范围内均可析出，但在850~1060℃温度区间，除晶界η相外，在晶内沿（111）面呈魏氏体形态析出片状η相。冷变形GH350合金在980℃开始发生再结晶，1010℃可完全再结晶。对二阶时效后冷变形GH350合金的高温拉伸实验表明，随着一阶时效温度的升高，合金的高温塑性增加，强度降低。

基于四分之一象限光强法热解炭消光角的计算机测量方法

李逸仙齐乐华宋永善李贺军张卫红 — 2011-11-22 00:00:00.0

针对C/C复合材料中圆周沉积热解炭的消光特性，根据四分之一象限光强法测量原理提出了一种基于灰度曲线极值变化的热解炭消光角计算机测量方法。开发了一种动态模版匹配算法以修正图像采集中产生的目标位置偏移，并通过图像序列纤维截面形状校正解决了纤维倾斜截面的灰度信息提取问题。测量结果与目测结果相比误差基本在±1°以内，当织构类型为粗糙层时，纹理较为复杂，误差可达2°左右，说明此方法能够准确有效的实现C/C复合材料消光角的计算机测量。

专用风洞开孔壁试验段设计数值模拟

丛成华 — 2011-11-22 00:00:00.0

为获得内埋式武器弹舱流场准确的试验数据，需要对我国唯一的2m量级以上的2.4m×2.4m跨声速风洞试验段进行适应性改造，本文通过数值模拟对引导风洞试验段设计方案进行评估优化。与Ma=1.4时的试验结果相比较，文中采用的开孔试验段壁板边界条件能获得较为准确的流场特性。数值结果表明，前过渡段的收缩与扩张降低了试验段气流质量，后过渡段引射缝开度明显影响分离特性，对前过渡段开孔率分布规律的优化使试验段流场均匀性达到了试验要求。

新淬火态硬铝合金薄板热处理工艺与组织和性能

朱彤吴建军靳力李善良王永军 — 2011-11-18 00:00:00.0

采用正交法设计2A12铝合金热处理试验，通过单拉试验和X射线衍射仪测定材料在新淬火状态的强度、延伸率等主要力学性能参数以及试件长度方向上的残余应力，并研究其在试件轧制方向、加热温度、转移时间、淬火水温影响下的变化规律,找到了新淬火态2A12铝合金薄板的最佳热处理工艺制度。同时采用透射电镜对2A12铝合金微观组织进行观察和分析，对新淬火状态的中的GP区及过渡相析出作出解释，并研究了不同热处理工艺参数下强度变化规律的机理。

面向不均匀飞机舱音信号样本的模糊支持向量机识别方法

王从庆 — 2011-11-14 00:00:00.0

舱音记录器CVR记录了反映飞机和设备状态的客观声音以及反映飞行员感知描述和情感特征的主观信息，具体包括话语声、航空噪声以及各种背景声等，是飞行事故调查时的重要依据。针对CVR中记录的舱音背景信息多而复杂、频率范围宽、非平稳等特点，通过对15类舱音信息进行傅里叶变换和小波包变换，依次提取其梅尔倒谱系数和小波包分解系数，利用距离可分性判据对MFCC和WPC信息进行压缩融合，得到舱音信息特征向量。设计了面向不均衡样本的模糊支持向量机，分别计算每类样本和每类样本内每个舱音信息两个隶属度，然后利用模糊支持向量机对舱音信号进行分类识别，解决了CVR信号含噪奇异样本和数目不均衡样本时识别性能较差的缺点，实验表明该方法明显优于常规支持向量机和模糊支持向量机，分类识别率达到98.333%。

一种MIMO雷达幅相误差估计方法

徐青廖桂生张娟曾操 — 2011-11-03 00:00:00.0

给出了单基地相关MIMO雷达的阵列模型。针对相关MIMO雷达中存在的阵列幅相误差问题进行了研究，提出了一种MIMO雷达幅相误差估计方法。首先利用分时信源数据将真实导向矢量中信源波达方向引起的相位与幅相误差分离开，通过构造代价函数得到波达方向估计值，进而得到幅相误差的估计值，同时给出了误差引入量分析。该方法简单可行，适用于任意构型。最后，仿真实验验证了该方法的有效性。

一种新的基本随机变量重要性测度指标体系

李璐祎吕震宙李维 — 2011-11-01 00:00:00.0

综合当前基于方差的重要性测度与矩独立重要性测度的优点，建立了一个新的随机变量重要性测度指标体系。该体系从输出响应量的均值、方差以及可靠度指标方面对随机变量的重要性进行了分析，进而可以根据不同的要求衡量基本随机变量对系统或模型输出的影响程度。给出了各个重要性测度指标的定义，并探讨了他们与现有的基于方差的重要性测度指标的关系。结果表明，新指标体系中的指标不但可以反映旧的指标，而且还对其进行了修正，克服了基于方差的重要性分析中随机变量取不同实现值时对输出响应量的影响相互抵消的问题，从而更加合理地衡量随机变量的重要性；与当前矩独立的重要性分析方法相比，新的指标体系在继承其优点的基础上能够从不同侧面更加全面地对随机变量的重要性进行分析，因而具有更广泛的应用范围。所提新的重要性测度指标体系的优越性将由文中算例进行说明。

弹用内乘波式进气道起动性能研究

周淼黄国平朱呈祥尤延铖 — 2011-11-01 00:00:00.0

为弄清内乘波式进气道在低马赫数状态下的流动特征，分析影响内乘波式进气道起动能力的因素，研究了与弹体匹配设计的内乘波式进气道的起动问题。首先基于一种有利于出口均匀性的基本流场，采用流线追踪技术，设计了来流马赫数4.0且进出口形状适应弹体安装要求的双模块弹用内乘波式进气道；此后，CFD计算结果获得了低马赫数下进气道的三维波系结构和流动特征。研究表明，进气道溢流口位置是影响内乘波进气道起动能力的重要因素：在溢流口位置由两侧改至最下端后，起动马赫数由3.6下降为3.3；采用单模块方案，溢流口设置在下端后，起动马赫数下降为3.25。此外，设计内乘波式进气道基本流场也对起动性能有影响：设计出口马赫数不变，双模块方案下，入口气流偏转角每增大2°，起动马赫数约下降0.1；单模块方案下，提高入口气流偏转角最大可使起动马赫数下降为3.1。另外，内乘波式进气道的内收缩比也对起动能力有较大影响：如入口气流偏转角不变，进气道起动能力仅取决于内收缩比，设计出口马赫数每增加0.2，起动马赫数约减小0.2。研究所分析的各个弹用内乘波式进气道在设计条件下均可捕获99%的来流，在扩大了工作马赫数范围的同时，保持了高流量捕获性能和高总压恢复的优势。

结构非概率可靠性灵敏度分析方法

李贵杰吕震宙王攀 — 2011-11-01 00:00:00.0

基于结构非概率可靠性指标理论，提出了结构非概率可靠性的灵敏度分析方法。针对极限状态函数为线性的情况，推导出了非概率可靠性灵敏度的解析解。在此基础上，结合函数线性化理论，提出了求解极限状态函数为非线性情况的非概率可靠性灵敏度的近似解析方法。基于求解非概率可靠性指标的优化方法，并结合差分理论，提出了求解非概率可靠性灵敏度的优化方法。给出了算例分析，结果表明了所提方法的可行性。

基于POD降阶模型的非接触端面密封动态监测原理及仿真

张国渊 — 2011-11-01 00:00:00.0

端面密封动态性能模型的多维求解复杂性限制了对密封的实时动态监测，为此建立了基于本征正交分解（POD）方法的密封性能求解降阶模型，以获取实时的密封性能特征参数，包括非接触密封微小间隙产生的液膜轴向力及沿着不同方向的液膜力矩。基于降解模型提出了非接触端面密封动态监测的原理，并分析了不同液膜振动频率下的降阶模型的计算误差。完成了对一组不同密封间隙及液膜振动频率下的水润滑端面液膜轴向力及力矩的数值仿真，研究结果表明提出的基于POD降阶模型的非接触端面密封动态监测能达到较高的分析精度，这对于非接触端面密封的动态控制及研究瞬态启动过程中的密封动静特性具有重要的作用。

火星超压气球温度分布研究

雷岩鹏杨春信 — 2011-11-01 00:00:00.0

本文针对火星气球的温度特性开展研究。首先分析了火星大气的特殊热环境。归纳了影响火星气球温度特性的主要环境因素，并设计了两种不同蒙皮辐射特性的原型超压气球。建立了计算火星气球稳态温度分布的模型，并做了合理的简化。选择了冷、热、任意时刻及特殊工况进行气球的蒙皮和内部气体温度计算。结果表明，通过改进蒙皮辐射特性的设计，可以满足火星气球在特定工况下飞行的温度要求。

基于动态Bayesian网络的叶片加工质量监控与溯源

王佩张定华陈冰李山王明微 — 2011-11-01 00:00:00.0

针对叶片加工过程中质量精度不高的问题，提出了基于动态Bayesian网络的叶片加工质量监控与溯源方法。利用动态Bayesian网络建立起叶片加工工序间的相互联系，实现对整个加工过程的控制。基于Bayesian网络对影响加工工序的因素集建立因果联系，采用多元统计过程控制中的控制图完成对各工序影响因素集的监控。进行误差溯源时，根据Bayesian网络建立的因果关系对失控样本的统计量依据原因变量进行误差分解，并构建各分解变量的控制限，将其作为误差源判定的条件。通过对某叶片加工过程的仿真，验证了所提方法的有效性。

高压压气机低速模拟试验

王志强胡骏王英锋阮立群 — 2011-10-27 00:00:00.0

设计了一台用于模拟高压压气机内部流场结构的四级重复级低速模型压气机。对该低速压气机的模拟级（第3级）进行了详细流场测量。流场测量结果以及三维流场计算结果与模拟目标值的对比，表明低速模型压气机基本达到了设计目标，在70%叶高以下，低速模型是可以反映出高速原型的流场结构的，这也表明本文已经掌握了高压压气机的低速模型压气机设计方法，所采用的“相似准则”是基本可靠的；受加工因素的影响，转子叶片的叶尖间隙明显大于设计值，从而导致在70%叶高以上区域，低速模型的流场参数与设计目标存在一定的偏差，无法模拟出高速原型的流场结构。

复杂异形截面薄壁环形件轴压充液成形技术研究

朱宇万敏周应科刘青海李又春郑南松皮克松 — 2011-11-18 00:00:00.0

液压成形技术是成形薄壁零件的一种有效的解决方法。针对具有异形截面结构的某型发动机高温合金薄壁环形件，提出了液压成形结合轴向加载的复合成形方法，依据塑性力学方法和增量理论对成形过程进行了应力应变特征分析，并建立了有限元模型。基于有限元模拟和工艺试验，研究了筒坯成形区高度和型腔液压加载路径等关键工艺参数对零件成形结果的影响，探讨了成形过程中壁厚过度减薄、材料堆积“折叠”、形状不对称等失效形式，提出了优化的工艺参数。结果表明，提出的工艺方法可实现复杂异形截面薄壁环形件的整体精确成形，采用优化的筒坯成形区高度和液压加载路径可获得壁厚分布均匀、成形质量较好的零件。

基于提前停止判决的编码软信息辅助载波同步

刘荣科李满庆侯毅 — 2011-10-27 00:00:00.0

针对目前编码辅助载波同步算法中复杂度较高、延时大的问题，提出了引入辅助停止判决机制的编码辅助载波同步算法。在现有的编码辅助载波同步结构基础上，该算法对环路信噪比进行实时判定，在环路信噪比满足限定条件后提前停止编码辅助载波同步迭代，而不影响译码性能。并采用新的相位估计方式估计含相位噪声的载波相位，提升了该条件下的环路信噪比。仿真采用码率为1/2的LDPC码作为编码方式，结果表明，在误码率为10-5时，该算法减少了约50%的编码辅助载波同步迭代次数；在含相位噪声的信号条件下，与理想解调译码相比，性能损失不超过0.15dB。

多段翼型缝翼流动非定常性的实验研究

焦予秦熊楠 — 2011-10-27 00:00:00.0

在西北工业大学NF-3低速翼型风洞用动态压力传感器研究多段翼型前缘缝翼在不同条件下流动的非定常性。分析了雷诺数、来流攻角、缝翼和襟翼参数（偏角、缝道宽度、搭接量）对缝翼流动的非定常性的影响规律。研究结果表明，缝翼流动非定常性与流动雷诺数、缝翼参数、襟翼参数和来流角度密切相关，初步揭示了缝道涡的变化趋势和对翼型表面流动的影响，以及缝翼噪声产生的原因。研究结果对研究多段翼型噪声产生及抑制方法具有一定的指导意义。

一种基于共轭方程法求解粘性反问题的简化方法(原稿号:11-15254)

杜磊宁方飞 — 2011-10-27 00:00:00.0

摘要：对于给定压力分布的粘性气动反问题，考虑到壁面微小扰动造成的压力变化主要由势流作用引起，因此可以简化用以获得目标函数对设计变量敏感性导数的共轭方程。将粘性流场插值到粗网格中作为彻体力模型方程的解，则其对应的共轭方程将以简单的源项取代原方程中复杂的粘性项。由于在粗网格中求解，网格数减少，同时收敛速度加快，简化的共轭方程计算时间可以减少到粘性方程的十分之一。典型的算例结果表明简化方法计算得到的敏感性导数具较高的精度，能够有效完成反问题设计且减少总的计算耗时。

民用飞机鸟撞研究现状

李玉龙石霄鹏 — 2011-10-27 00:00:00.0

鸟撞事故是近年来对民用航空威胁较大的事故之一，民用飞机鸟撞研究已经渐渐成为各国学者研究的新热点。本文详细介绍了民用飞机鸟撞研究的现状。文章总结了近年来鸟撞事故所造成的损失，例举了一些航空大国的航空管理部门针对鸟撞做出的适航管理规定。对于鸟撞问题的研究，从鸟撞过程的理论研究、数值模拟研究和试验研究三个方面进行了详细介绍。对于近些年国内外的飞机抗鸟撞设计，主要包括新材料的运用以及新的结构形式的运用，进行了详细介绍。最后，对未来民用飞机抗鸟撞研究的发展做了展望。

阻尼不相似动力学模型的时域响应修正方法

李斌张玉杰杨智春 — 2011-10-27 00:00:00.0

动力学相似的缩比模型试验中，阻尼往往难以保证相似，使得缩比模型的动响应测试数据难以直接换算到结构原型上。本文提出一种阻尼不相似动力学模型的时域响应修正方法来解决这一问题。该修正方法假定缩比模型的阻尼可用比例阻尼模型近似表征，并直接从实际缩比模型与理想缩比模型的一般强迫振动响应计算方程出发，利用线性系统的叠加原理和模态叠加法，将动响应修正量的求解转换为实际模型在一个“等效附加激励力”作用下的时域响应求解。同时，针对实际工程中响应测点数目有限的问题，利用模态缩聚法进行了未测量点的响应反演。该修正方法仅需已知结构原型和实际缩比模型的模态阻尼比，并准确建立实际缩比模型的质量矩阵和刚度矩阵，即可实现实际缩比模型在任意激励工况下的测试动响应修正。以某型飞机的翼梁缩比模型为研究对象，对所提出的响应修正方法进行了验证。试验和计算结果对比分析表明，修正后的响应功率谱密度和响应的均方根值与理想模型基本一致，表明了本文方法的可行性和有效性。

含有SMA弹簧驱动器的可变倾斜角翼梢小翼研究(二次投稿)

李伟熊克陈宏张绪任智毅 — 2011-10-27 00:00:00.0

针对传统翼梢小翼在非设计状态减阻效果不佳的缺点，本文提出一种含有形状记忆合金（SMA）弹簧驱动器的变体翼梢小翼结构，能根据飞行状态调整小翼的倾斜角，实时优化飞机的阻力特性。采用有限元仿真与风洞试验验证了可变倾角翼梢小翼的变形能力。结果表明，在26 m/s流速、3°迎角条件下，采用该结构的翼梢小翼倾斜角可在15~38°范围内变化。最后初步研究了变体翼梢小翼的闭环控制方法。

基于PAM-CRASH的某结构抗鸟撞分析与设计

石霄鹏李玉龙刘军王意王冰陈鲁峰 — 2011-10-27 00:00:00.0

以PAM-CRASH显式有限元分析软件作为平台，对某飞机中的蜂窝夹心挡板结构地面抗鸟撞试验过程进行了数值仿真分析，并将挡板结构破坏失效的数值模拟结果与试验结果进行了对比，二者良好的一致性表明了抗鸟撞计算方法的合理性。在此基础上对原挡板结构设计进行改进并利用鸟撞计算方法考核其抗鸟撞性能。最后，对改进结构进行了地面鸟撞试验。试验结果表明改进结构能够满足抗鸟撞设计要求，表明了设计方法的合理性，为飞机结构抗鸟撞设计提供了一定的技术支持。

基于粘性涡模型的旋翼流场数值方法研究

魏鹏史勇杰徐国华招启军 — 2011-10-14 00:00:00.0

建立了一种适用于旋翼非定常流场特性分析的粘性涡数值方法。在该方法中，流场中的大尺度涡被离散为若干微小的涡元，通过求解涡量－速度形式的N-S (Navier-Stokes)方程模拟涡元的输运等过程；粘性扩散效应采用高精度的粒子强度交换法进行计算，而桨叶附着涡以及新生涡环量采用了Weissinger-L升力面理论进行求解；为显著提高计算效率，在诱导速度及其梯度的计算中还引入了快速多极子加速算法。应用上述方法，对悬停和前飞状态下的多个旋翼流场算例进行了计算，通过对比旋翼尾迹涡量特征和诱导速度分布等，验证了方法的有效性。此外，文中还将本方法与旋翼CFD(Computational Fluid Dynamics)方法及传统的自由尾迹方法进行了比较，结果表明粘性涡方法在兼顾效率的同时，能够更好捕捉旋翼尾迹运动。

航空发动机叶片柔性抛光技术研究

段继豪史耀耀李小彪张军锋董婷 — 2011-10-14 00:00:00.0

基于发动机叶片结构特点及其抛光工艺要求分析，为实现叶片型面及阻尼台自动化抛光，满足其型面及进排气边尺寸、粗糙度等质量要求，消除叶片型面波纹对抛光工艺的影响，对砂带柔性抛光工艺装备技术进行研究，提出基于抛光力控制的砂带柔性磨头抛光工艺方法，并对其抛光工艺过程、抛光力控制进行研究，通过对叶片自动化抛光编程及抛光轨迹路径规划技术研究，最终实现发动机叶片高效柔性抛光工艺。抛光试验结果表明，柔性自动化抛光后叶片型面尺寸精度可达±0.06mm，粗糙度低于Ra0.4，与传统手工抛光方法相比，大大提高其抛光效率及表面质量稳定性，降低劳动强度，且减少粉尘污染。

输入受限的吸气式高超声速飞行器自适应Terminal滑模控制

李静 — 2011-10-14 00:00:00.0

针对吸气式高超声速飞行器的纵向运动模型，研究了输入受限时控制系统的设计问题，提出了一种内外环相结合的自适应Terminal滑模控制方法。以攻角和俯仰转动角速度作为内环控制对象，考虑到气动弹性模态和外部干扰，采用反演设计方法，设计出俯仰舵的自适应Terminal滑模控制律；以飞行速度作为外环控制对象，采用动态逆设计方法，设计出输入燃料当量比的动态逆自适应控制律，同时利用多层神经网络逼近俯仰舵和输入燃料当量比的饱和特性。基于Lyapunov稳定性理论，证明了采用此控制策略可以保证闭环控制系统的所有信号都是指数收敛至系统原点的一个有界邻域内，同时飞行器的气动弹性模态都是渐近稳定的。仿真结果表明此控制策略能有效地处理吸气式高超声速飞行器在纵向运动过程中控制输入饱和受限的约束，在完成控制目标的同时，具有良好的过渡过程品质。

具有时延的漂浮基空间机器人基于泰勒级数预测、逼近的改进非线性反馈控制

梁捷陈力 — 2011-10-14 00:00:00.0

探讨了本体位置与姿态均不受控的漂浮基空间机器人在时间延迟情况下惯性空间轨迹跟踪的控制问题。利用拉格朗日方法并结合系统动量守恒关系，分析、建立了漂浮基空间机器人完全能控形式的系统动力学模型及运动Jacobi关系。以此为基础，针对系统存在时间延迟的情况，利用泰勒级数预测、逼近的方法，建立了适用于时延情况下控制系统设计的数学模型。利用该模型，提出了一种空间机器人在时延情况下的改进非线性反馈控制方案。然后运用Lyapunov第二类方法，结合范数以及图形分析的方法证明了存在时间延迟情况下整个闭环控制系统的渐近稳定性。文中提到的控制方案能够有效地克服系统存在时间延迟的影响，控制漂浮基空间机器人末端爪手跟踪惯性空间的期望轨迹；并具有不需要测量、反馈空间机器人本体的位置、移动速度、移动加速度以及姿态角速度、姿态角加速度的显著优点。系统数值仿真，证明了上述控制方案的有效性与精确性。

一种新型的直流固态功率控制器行为模型

阮立刚王莉 — 2011-10-14 00:00:00.0

提出了一种适用于大型飞机电气系统数字仿真的直流固态功率控制器(SSPC)的行为模型。利用受控电压源控制SSPC两端电压按照线性规律变化以模拟SSPC的慢开通和慢关断特性。分析了该行为模型在稳态导通和稳态关断时的工作状态，考虑了实际直流SSPC的漏电流，对该模型进行了改进。分析该模型带各种负载的开通关断过程。在Saber软件中实现该行为模型，并仿真和实验验证与各种性质负载的兼容性。快速性测试结果表明，相比基于真实结构和器件模型，该行为模型能够显著提高仿真速度和收敛性能。

基于BOWA小脑模型的高精度稳定电动加载系统

杨波黄耀达台钰莹 — 2011-10-09 00:00:00.0

随着电动加载系统的不断发展，对控制精度、动态特性和稳定性提出了更高的要求，常规的小脑模型（Cerebellar Model Articulation Controller，CMAC）和PD（Proportional-Derivative）控制相结合的复合控制策略难以满足加载指标要求。针对无人机舵机电动加载系统的控制需求，提出了一种基于平衡学习、自适应学习率、最优权值的BOWA-CMAC新型复合控制策略，它在保留CMAC算法正常学习过程的同时，避免了算法的过学习现象，保证了系统的稳定，同时提高了跟踪精度和动态特性。仿真和实验测试结果表明，BOWA-CMAC复合控制策略具有很强的鲁棒性，抑制了加载系统的多余力矩，保证了系统的稳定性，有效提高了系统的跟踪精度和动态特性。

基于CDM_CZM的复合材料补片补强参数分析

姚辽军赵美英万小朋 — 2011-10-09 00:00:00.0

针对复合材料层合板开口区补片补强结构，采用各向异性材料连续介质损伤力学方法对复合材料层合板的损伤演化进行描述，采用粘聚区模型对补片与母板间界面材料的分层损伤进行模拟，建立了复合材料开口区补片补强结构三维非线性渐进损伤模型，模型可预测补强结构强度和损伤演化过程。利用本文模型分析了补片铺层形式、补片半径和补片厚度三个主要设计参数对补强效果的影响，明确了补片与母板间界面材料分层损伤破坏是导致补强结构最终失效的主要原因。

民机机身下部结构耐撞性优化设计

郑建强向锦武罗漳平任毅如 — 2011-10-09 00:00:00.0

针对含多设计参数的典型民机机身下部结构耐撞性设计，提出一种以最小化客舱地板的初始加速度峰值与最大化参考压溃状态的结构内能为优化双目标，通过Kriging模型对结构的冲击响应预测，采用非支配排序遗传算法对双目标优化，进而由Nash-Pareto策略获得最优方案的设计方法。为了得到最优设计方案，同时研究设计参数对机身结构耐撞性的影响，提出最大化期望提高与最大化预测方差同步加点准则建立代理模型。采用该设计方法，以典型民机机身下部结构设计问题为算例，对客舱地板支撑结构，货舱地板和泡沫构件形状参数进行优化。结果表明，相对原始设计客舱地板的加速度峰值降低约18.3%，次高加速度峰值也有效降低，改善了机身结构的耐撞性；Kriging模型预测响应与有限元分析结果误差小于1%，说明了设计方法的有效性。

CST气动外形参数化方法研究

关晓辉李占科宋笔锋 — 2011-10-09 00:00:00.0

类别形状函数变换法（Class-Shape- Transformation, CST）是一种通过类别函数和形状函数来表示飞行器几何外形的新型参数化方法。本文从参数化过程中线性系统的条件数和对几何外形的表示精度两个方面对CST参数化方法进行了研究，使用该方法对超音速机翼进行了参数化分解，在此基础上以激波阻力最小为目标，对超音速机翼的厚度分布进行了优化，优化后的机翼其激波阻力系数降低达61%。研究表明：Bernstein多项式定义的形状函数使CST参数化方法对设计参数的突变震荡具有一定的过滤能力；与其它参数化方法相比，CST方法具有参数少，精度高的优点；同时研究发现，进行气动外形参数化表示时，为保证表示精度，又避免病态参数化过程的出现和限制设计参数数量，应使用4阶以上、10阶以下的Bernstein多项式定义形状函数。通过CST方法对飞行器部件气动外形进行参数化分解，可以用较少的参数和较高精度定义很大的设计空间，从而很方便的使用各种优化算法对其气动外形进行优化设计。

基于TMSDG的民用飞机故障诊断与隔离策略研究

周虹左洪福蔡景苏艳 — 2011-10-09 00:00:00.0

通过分析民用飞机的诊断与隔离特点,在符号有向图(SDG)中补充状态节点的故障概率信息和未测状态表达，引入对测试节点的描述，提出了一种附带测试维修信息的TMSDG，给出了基于此模型的交互诊断流程。首先根据初始征兆获取可疑集，然后综合可靠性和测试代价等因素生成一种基于最小测试代价的诊断二叉树对初始可疑集进一步隔离。该模型能描述复杂系统中存在的状态关联和故障测试依赖关系，对其中故障进行交互式诊断和隔离指导。利用该方法建立了某飞机发动机高压引气的诊断模型,实验结果表明提出的方法有效。该方法适用于飞机的外场故障诊断与隔离。

具有碰撞角约束的三维圆轨迹制导律

胡锡精黄雪梅 — 2011-10-09 00:00:00.0

针对再入飞行器带碰撞角约束的末端导引问题，设计了一种新型三维制导律。改进并扩展了圆轨迹导引算法，定义了两个圆轨迹跟踪误差变量。通过对导引任务的分析，提出闭环修正导引方法。在此基础上，对再入飞行器制导过程的动力学方程进行解析推导，设计出能适应再入飞行器速度大小变化的三维闭环圆轨迹制导律。数学仿真结果表明：此制导律能导引再入飞行器沿末端约束方向精确命中目标；同文献已有算法相比，该制导算法优势明显，其导引的飞行路径短，末端碰撞速度大，并能实现大角度转向攻击，大幅提高再入飞行器的末端机动能力。

求解高超声速飞行器平衡状态的GA-SQP 算法

张红梅张国山 — 2011-10-09 00:00:00.0

针对含有不稳定模态的高超声速飞行器平衡状态的求解问题，提出了GA-SQP混合优化求解方法。该方法基于遗传算法(GA)，根据误差积分的性能指标准则，采用混沌搜索和淘汰机制，将配平问题转化为代价函数最小值的求解问题。并且，局部搜索引入序列二次规划策略(SQP)，分步求解出升降舵偏角，油门设置与迎角初始值。建立了基于Simulink的动态模型, 仿真结果表明，该算法能够精确地收敛到平衡点，并具有较好的稳定性，而且与初始值无关。该算法为一类复杂非线性系统平衡状态的求解问题提供了一种实用有效的解决方法。

头盔伺服系统的主动柔顺控制研究

李鹏顾宏斌吴东苏刘晖 — 2011-10-09 00:00:00.0

对头盔伺服系统主动柔顺控制策略的主要内容——轨迹规划和控制方法进行了研究。采用基于力反馈和滑动杆动力学模型的头部运动预测法进行轨迹规划，该方法利用并联机构分支杆长与运动平台位姿间的映射关系，通过力反馈信息和6-3UPS并联机构滑动杆动力学模型对头部运动进行预测，为头盔伺服系统的位置控制提供期望轨迹；基于头盔伺服系统的动力学模型对系统的惯性项和非线性项进行了计算，设计了惯性项和非线性项补偿控制器，在进行头部运动跟踪的同时，实现了头盔显示器与头部间接触力的控制。最后，采用SimMechanics模块建立了HMDPM—人交互模型，并进行了相关验证实验。仿真结果表明，基于力反馈和滑动副滑动杆动力学模型的头部运动预测法能实时地、较为准确地预测出头部运动位置；基于动力学模型的惯性和非线性项补偿控制器不仅可以较为准确地跟踪头部运动，而且还能有效地减小头盔显示器与头部间的接触力，降低执行机构的刚度、减少系统摩擦力等非线性因素对使用者的干扰。

基于开放式知识表示的智能化产品设计

席平张宝源宁涛 — 2011-10-09 00:00:00.0

基于知识的智能化产品设计是CAD技术的发展方向之一。但现有知识表示方式缺乏对产品设计人员的开放性，不利于设计人员理解和维护设计系统中的知识。针对这一不足，研究机械产品设计领域常见的公式、表格、二维映射图、过程、规则等类型知识的开放式表示方法，给出了其BNF范式描述，并研究了各类知识的推理方法。开放式知识表示及相应推理方法实现了：(1)知识不再固化于设计系统；(2)知识便于设计人员自行录入和维护。最后以基于知识的航空发动机涡轮叶片气膜孔设计为例，验证了该方法应用于工程实践的可行性。

串件拼修对策下多级维修供应的装备系统可用度评估

阮旻智 — 2011-09-23 00:00:00.0

实施串件拼修对策是提高装备保障效能的有效途径，能够在现有保障条件下使装备可用度达到上限。针对该问题，在备件多级维修供应模式下，根据串件拼修的特点，并结合METRIC理论，建立了非串件系统、串件系统以及不完全串件系统可用度评估模型。研究了串件对策下装备保障效能的分析流程和方法。通过实验设计，确定初始备件库存方案，在给定的方案下，对不同串件对策下装备的可用度进行评估。采用VMETRIC平台对模型进行验证，结果表明，本文模型结果与VMETRIC仿真结果具有相当高的吻合度，证明了模型的正确性。

基于非线性阻尼的航空发动机高压转子拉杆结构装配检测方法研究

张子阳谢寿生彭靖波滕健翟旭升 — 2011-09-23 00:00:00.0

为了提高航空发动机高压转子拉杆结构的装配质量，本文提出基于非线性阻尼的装配检测方法。该方法运用组合阻尼模型描述拉杆结构的非线性接触特性，并通过能量方程推导出基于Hilbert-Huang变换方法的非线性阻尼的识别公式。在拉杆结构正常装配、单个螺栓变化和两个不相邻螺栓变化的三种情况下，采用非线性阻尼识别法进行实验，将三种情况得到的实验结果进行对比，发现基于组合阻尼模型得到的非线性阻尼与装配情况具有强烈的相关性，从而验证了基于非线性阻尼的装配检测方法的有效性。

一种新的电铸阳极轮廓设计方法

章勇朱增伟高虹朱荻 — 2011-10-09 00:00:00.0

拉瓦尔喷管的电铸层有一定的均匀性要求。在电铸过程中，电铸阳极的轮廓和位置决定了阴极表面电流密度的分布，并最终影响电铸层的均匀性。设计了一种新的阳极轮廓优化方法，在进行阳极轮廓优化设计时，只需在编制的优化程序中输入阴极轮廓，通过ANSYS进行电场分析，程序根据阴极上不同位置电场强度的强弱，自动逐步调整对应点的阳极轮廓，以改善阴极表面的电流密度分布均匀性，即可得到优化后的阳极轮廓。采用该优化方法，可以快速得到所需的阳极轮廓，且通用性强。对某型喷管外壁进行阳极轮廓优化设计后，制得了厚度最大处与最小处比值为1.26的电铸镍层。

高负荷压气机叶栅分离结构及其等离子体流动控制研究

赵小虎李应红吴云朱涛 — 2011-09-19 00:00:00.0

为揭示高负荷压气机叶栅内部流动损失的产生机理和分布规律以及等离子体气动激励的作用机制，利用拓扑分析和数值计算的方法，从计算模型的建立与验证、基准流场的分离结构和等离子体流动控制三个方面展开研究。主要对总压损失系数分布、拓扑结构和表面流谱与空间流线分布以及旋涡结构进行分析，并开展了激励方式的优化分析。结果表明：随着攻角的增大，固壁面拓扑结构增加了三对奇点，吸力面流向激励改变了固壁面拓扑结构，攻角为2°时，在吸力面拓扑结构中产生了一对奇点，打断了角区分离线，并引入了一条回流再附线。叶栅流道内部有五个主要涡系，尾缘径向对涡促进流体的展向流动，并成为吸力面倒流的主要组成部分；角涡是一个独立的涡系，其强度和尺度不受等离子体气动激励的影响。吸力面流向激励可以改善叶中流场，但对角区流动作用很小；端壁横向激励可以降低角区流动损失，对叶中流场作用有限；吸力面流向与端壁横向组合激励在整个叶高范围内均可以显著抑制流动分离。端壁横向流动对角区流动分离结构的影响大于吸力面附面层的分离。吸力面流向激励的优化明显降低而端壁横向激励和组合激励的优化保持并增强了等离子体流动控制效果。

光纤通道交换网络WRR实时调度算法分析

张建东吴勇史国庆王钦媛时洋洋 — 2011-09-19 00:00:00.0

随着综合航电系统的发展，1553B总线已经不能满足发展的需要，光纤通道交换式网络作为新一代高性能网络通信协议被引入到航电系统中，其性能指标与整个航电系统的总体指标有着密切的关系。为了解决系统消息实时发送的问题,研究了光纤通道交换网络实时条件下加权轮询调度算法的通信性能，利用随机Petri网对光纤通道交换网络的调度过程进行了建模，通过对模型的仿真和分析，得到了数据传输量及传输时限变化时系统网络负载、延迟时间、超时消息所占比例等重要性能指标，并分析了调度算法的性能。

基于MAP估计和广义高斯分布的SAR图像边缘比率检测方法

袁湛何友蔡复青 — 2011-09-19 00:00:00.0

合成孔径雷达（Synthetic Aperture Radar, SAR）图像的低信噪比和乘性相干斑噪声给SAR图像的边缘检测带来了极大的困难。本文通过引入广义高斯（Generalized Gaussian，GG）分布作为局部均值功率的先验分布模型，给出了局部均值功率在最大后验概率（Maximum A Posterior，MAP）意义下的最优估计，进而提出了一种新的SAR图像边缘比率检测算子。利用以梅林变换为基础的对数累积量方法估计GG分布的参数，在此基础上给出了一种局部均值功率MAP估计和GG分布参数估计的联合迭代求解方法。利用SAR实测数据对本文提出的边缘检测算子进行了仿真实验验证并将其与RoA(Ratio of Average)算子和ROEWA(Ratio of Exponentially Weighted Averages)算子进行了对比，结果表明该算子可以有效克服相干斑噪声的影响，边缘定位准确且虚假边缘明显减少。

基于改进型UDVT分解的单频整周模糊度快速解算

庞春雷赵修斌卢艳娥余永林严玉国 — 2011-09-19 00:00:00.0

摘要：基于GPS快速定位中观测矩阵的病态性特点和Tikhonov正则化原理，研究了单频整周模糊度快速解算的改进方法。1.基于奇异值扰动理论，研究了改进型UDVT分解算法，即通过对病态观测矩阵的构造，化为上Hessenberg形式的三对角矩阵，利用移位QR算法得到精确的奇异值，避免了因较小奇异值发生较大抖动而使正则化矩阵出现不稳定的情况；2.在分析法矩阵病态性特点的基础上，设计了改善正则化矩阵的构造方法。实验结果表明，与传统LAMBDA方法和Tikhonov正则化-LAMBDA法相比，新算法能更有效地改善法矩阵的病态性，只利用3-5个历元即能实现模糊度浮点解的快速解算及其固定，且结果可靠，浮点值更加接近真实值。

高超声速滑翔飞行器摆动式机动突防弹道设计

谢愈刘鲁华徐明亮汤国建 — 2011-09-19 00:00:00.0

为提高大升阻比高超声速滑翔飞行器机动突防能力，提出了一种侧向摆动式机动弹道的设计方法。基于动态逆的思想，建立了侧向摆动式机动弹道的弹道形式和所需倾侧角间的关系模型；在平衡滑翔假设下，将包括动压、过载、热流在内的飞行约束转化为攻角约束，从而确定了攻角-速度飞行走廊；在此基础上，设计了平衡滑翔情况下满足侧向摆动式机动及飞行约束所需的攻角变化规律。根据所设计的攻角和倾侧角，即可实现平衡滑翔情况下预定机动模式的侧向机动。以HTV为例进行仿真分析，结果表明该方法能够快速设计出预定机动幅度和机动频率的侧向摆动式机动突防弹道。

舰载飞机着舰过程的参数适配特性

许东松贾重任王立新 — 2011-09-16 00:00:00.0

舰载飞机着舰过程的参数适配特性对于着舰安全性有着重要的影响。基于着舰安全准则，研究了无风和平静海况下驾驶员视野、着舰下沉速率、拦阻距离对舰载机参数适配特性的影响，给出了一定初始状态下飞机的着舰质量和着舰速度的适配包线，分析了最大着舰质量的影响因素并对适配包线的扩展方法进行了研究。研究结果表明，适配包线由最小着舰速度和最大着舰速度封闭而成。其中，最小着舰速度主要由驾驶员视野准则决定。对于最大着舰速度，当着舰质量较小时主要由着舰下沉速率准则决定，当着舰质量较大时主要由拦阻距离准则决定。最大着舰质量由拦阻系统性能和驾驶员视野共同决定。通过增大拦阻力、改善飞机的低速气动特性可以有效扩展适配包线范围，增加许用的最大着舰质量，但下滑角大小的改变对其影响不大。

基于交互正交试验的空间用谐波减速器传动性能影响因素敏感性研究

李波 — 2011-09-16 00:00:00.0

针对空间用谐波减速器的传动性能受多种因素影响且这些因素又相互作用的实际情况，选用XB1-60-150型谐波减速器，采用交互正交试验方法，进行了谐波减速器传动性能热真空试验，考察了转速、环境温度、负载扭矩及润滑方式等因素及其耦合作用对谐波减速器传动效率的影响。通过极差分析和方差分析研究了各因素及其耦合作用对传动效率的影响敏感性，两种分析方法得到的试验结果一致。研究结果表明，转速和温度对谐波减速器传动性能有显著影响(置信度 )，且负载与润滑方式之间的交互作用高度显著( );并通过交互作用分析获得谐波减速器最佳的空间使用条件,在该条件下谐波减速器的传动性能最优。

用于碳纤维复合材料的电热除冰技术的实验研究

马莉娅熊联友杨娇萍杨岩峰刘立强 — 2011-09-16 00:00:00.0

基于用于碳纤维复合材料机翼的电热除冰技术研究现状，提出了多层材料结构的电热除冰技术方案。该电热除冰垫各层均由具有不同热功能的材料构成，其中部分材料为根据性能需要自行制备得到的。采用有限容积法对除冰垫的性能进行了模拟计算，确定了隔热层厚度，验证了加热回路的均匀性。根据所确定的方案制备了电热除冰垫，并利用自行搭建的除冰验证装置对该电热除冰垫的性能进行了实验研究，得到了加热热流密度、来流风速、来流与除冰表面间夹角对除冰性能的影响规律。研究表明，该电热除冰垫具有良好的除冰性能，除冰方案可行。

直连式三体绳系卫星姿态鲁棒最优跟踪控制

黄静刘刚马广富 — 2011-09-05 00:00:00.0

针对存在参数不确定性以及外部有界干扰的直连式三体旋转绳系卫星系统姿态跟踪控制问题，提出了一种分布式鲁棒最优控制方法。该方法首先针对单体绳系卫星姿态模型，在不考虑参数不确定性和干扰的条件下，应用HJB方程设计了最优控制器；接着，考虑到实际系统存在参数不确定性和干扰，采用自适应与鲁棒误差积分方法在线学习参数不确定性和有界干扰，与最优控制器结合设计了鲁棒最优控制器，使闭环系统满足了性能指标达到最小的要求，并应用Lyapunov稳定性定理证明了其闭环系统的渐近稳定性。进一步考虑到绳系卫星系统的运动同步性，将单体绳系卫星姿态控制器设计扩展至直连式三体绳系卫星姿态系统，设计了分布式鲁棒最优控制器。最后在MATLAB/Simulink平台上进行了仿真验证，结果表明了方法的可行性与有效性，具有潜在的应用前景。

基于直升机/涡轴发动机综合平台的发动机非线性模型预测控制

王健康张海波黄向华 — 2011-09-05 00:00:00.0

基于具有可靠置信度的直升机/涡轴发动机综合仿真平台，研究了涡轴发动机带约束优化的非线性模型预测控制技术。首先通过设计多输出迭代约简最小二乘支持向量回归机，训练具有较好实时性、精度及泛化能力的内嵌式预测模型，在高度0~5km,前飞速度0~75m/s范围内模型精度达5‰。其次，考虑了扭矩、燃油流量、动力涡轮转速、燃气涡轮转速等综合信息及相关约束对控制效果的影响，利用在线序列二次规划算法实现滚动优化控制，而后加入目标转速偏差的积分项以消除静差，保证输出恒定。最后，通过对直升机进行机动飞行大扰动仿真验证了该预测控制器对扰动的抑制能力，相比与传统串级PID控制，能够显著降低动力涡轮转速下垂/超调量，达到更好的控制品质。

铝合金盘件辗压成形数值模拟与晶粒尺寸演化预测

金泉林刘晓飞 — 2011-09-05 00:00:00.0

本文应用数值模拟方法研究了盘型件双面辗压成形过程中所发生的动态再结晶和晶粒长大规律，其中盘型件材料为铝合金6061，辗压成形温度为350-500℃。主要研究结论为：晶粒尺寸演化规律的数值模拟结果与实验结果基本符合。与整体锻造不同，双面辗压成形没有变形死区，并且越靠近盘件表面晶粒细化效果越好，即使零压下量辗压也会在沟槽附近产生晶粒细化。多遍次辗压过程中，第一遍次辗压对晶粒细化的贡献最大，后续辗压的贡献较小。提高成形温度可能会出现动态晶粒长大区，在这种情况下，盘件上的点将交替发生动态再结晶和动态晶粒长大。最终晶粒尺寸会有一定程度增加。

基于系统辨识技术的叶轮机非定常气动力建模方法

苏丹张伟伟叶正寅张陈安 — 2011-09-05 00:00:00.0

为了快速获得不同刚度特性的叶轮机叶片颤振特性，提出了一种基于系统辨识技术的叶片排非定常气动力建模方法，并分析了叶片气动阻尼特性随叶间相角差和固有频率的变化特性。该方法通过对多叶片通道的某一叶片单独地施加一个扫频振动信号，求解一次非定常流场，获得叶片排上每个叶片的气动力响应，通过系统辨识，获得每个叶片气动力的频率响应特性。根据叠加原理，得到扫频范围内各固有频率下的叶排所有叶片共同激励的气动力模型。针对STCF4算例，该方法的计算结果与直接CFD方法和直接采用谐振信号的降阶方法得到的气动阻尼系数吻合很好。该方法只需进行一次非定常CFD计算就能得到扫频范围内不同固有频率下的气动阻尼特性曲线，极大地提高了计算效率，方便了叶轮机设计初期的气动弹性稳定性参数分析。

LEO移动通信星座的网络综合连通度研究

孙远辉韩潮 — 2011-09-05 00:00:00.0

为了研究通信星座服务区域内不同地面用户之间的通信连通情况，提出了网络综合连通度的概念。作为服务可用性的重要内容，网络综合连通度应该成为通信系统的一项重要性能评价指标，对系统的顶层设计起到主导作用。首先给出了星座网络综合连通度的相关定义，在此基础上基于星间链路约束和星座覆盖约束建立了LEO移动通信星座的网络综合连通度的评价模型。然后基于该模型，分别改变轨道高度和轨道倾角，就不同星座的网络综合连通度如何变化进行了仿真计算和分析。结果表明，二者都对星座的网络综合连通度有显著影响，适当减少轨道面数有利于改善网络综合连通度。最后研究了星座缺失卫星时不连通地面点的纬度分布情况。研究结论有助于在概念设计阶段对星座构型优化后的参数进行优选。

涡轴发动机尾气静电信号影响因素分析

孙见忠左洪福詹志娟刘鹏鹏 — 2011-09-05 00:00:00.0

本文针对某型航空涡轴发动机试车台实验所获得的尾气静电监测信号，结合发动机状态和性能数据，分别在两个时间尺度上展开了分析研究。研究发现发动机的工作状态和健康状态均对尾气静电信号产生重要影响。在小时间尺度上的分析发现，无故障情况下影响静电信号变化的主要因素为燃油供给量，尾气静电信号能量随燃油供给量的增加近似按指数规律上升；而在大时间尺度上的分析发现，在一定的燃油供给和恒定的自由涡轮转速条件下，尾气静电信号能量随着发动机性能的缓慢衰退而逐渐上升。实测尾气静电信号所反映的趋势与初步的理论分析结果相一致，为建立涡轴发动机尾气静电信号的健康“基线”，进而用于气路状态监测及故障识别提供了初步的依据。研究同时发现，静电监测技术不仅能够为突发性故障提供预警信息，而且能够反映发动机整机性能衰退,进一步拓展了静电传感器的监测能力及其在航空发动机健康管理中的应用。

基于涡限制法的旋翼气动噪声计算

许建华宋文萍韩忠华 — 2011-09-05 00:00:00.0

在直升机旋翼流动的数值模拟中，尾涡的捕捉精度对旋翼气动噪声的预测有着重要影响。本文采用中心格式有限体积法求解可压缩Euler方程数值模拟旋翼绕流，采用基于FW-H（Ffowcs Williams-Hawkings）方程的声学类比方法计算旋翼气动噪声。为了抑制中心格式的数值耗散，保持机翼翼尖、旋翼桨尖的尾涡结构，本文引入了涡限制方法（Vorticity Confinement Method）。通过对ONERA M6机翼定常绕流、UH-1H和Caradonna旋翼悬停绕流以及AH-1/OLS旋翼前飞绕流的数值模拟，验证了涡限制方法可以有效提高粗网格的尾涡捕捉精度，从而提高旋翼气动噪声的计算精度。重点研究了涡限制系数对机翼定常绕流和旋翼悬停绕流的数值模拟计算的稳定性和计算结果的影响，给出了临界涡限制系数随网格量、马赫数、桨距角和展弦比的取值规律。

弹道中段目标质心位置估计

肖立卢再奇周剑雄付强 — 2011-09-05 00:00:00.0

质心在目标上的位置是弹道中段目标的重要进动特征，也是目标的质量分布特征，可用于识别弹头和诱饵。针对旋转对称目标，提出了基于窄带雷达回波相位特性的质心位置估计方法。首先选取目标对称轴上的任意点作为质心位置参考点，定义相应的质心位置参数，并构造以该点为相位参考中心的全姿态散射系数模板。然后对窄带雷达回波采样序列进行相位匹配变换，搜索匹配函数的最大值，从而得到质心位置参数的估计值。仿真结果表明了该方法的有效性。

复合材料整体化加筋壁板高速冲击损伤数值模拟

古兴瑾许希武 — 2011-08-30 00:00:00.0

以复合材料结构抗弹性能分析与设计为目的，根据纤维的线弹性假设和基体的粘弹性假设，推导了复合材料单向板的粘弹性本构关系，导出了高应变率下复合材料层板的一阶剪切理论，建立了复合材料整体化加筋壁板高速冲击有限元分析模型。该模型引入界面单元模拟复合材料层间分层以及筋条与壁板间的脱粘损伤，结合Hashin失效准则进行筋条和单层板面内损伤识别，引入材料刚度退化，采用非线性有限元方法，研究了复合材料加筋结构高速冲击的破坏过程及损伤特性。数值分析结果与实验结果吻合良好，证明了该方法的合理有效性。探讨了筋条参数对高速冲击损伤的影响规律，获得了一些有价值的结论。

面向测试性虚拟验证的功能-故障-行为-测试-环境一体化模型

张勇邱静刘冠军杨鹏 — 2011-08-30 00:00:00.0

由于测试性预计和测试性试验验证客观存在的困难及问题，测试性虚拟验证将在测试性工程领域发挥重要作用。本文根据测试性虚拟验证对模型的需求，针对传统测试性模型存在的定量特征少、导致测试性评估结果不准确等问题，提出一种功能-故障-行为-测试-环境一体化模型。首先，分析并指出该一体化模型由功能、故障、行为、测试、环境五大类要素构成。然后，在数学上对该一体化模型及其子模型进行定义和描述，分析并建立各子模型之间的关联关系。最后以某导弹及其测试系统为案例进行实验和应用研究。结果表明，在建模信息量充足的情况下，基于该一体化模型得到的测试性虚拟试验验证与评估结果较准确，能较好的支持装备测试性摸底、鉴定与验收等。

一种分段线性边界条件连续体振动响应求解方法

卫洪涛孔宪仁王本利张相盟 — 2011-08-30 00:00:00.0

基于振型转换的思想，提出了一种求解分段线性边界条件，以及可将其他非线性边界条件转化为分段线性边界条件的连续体振动问题的方法——相对振型转换法(Relative Mode Transfer Method)，用该法研究了端点带双阻挡悬臂梁的非线性振动。利用相对振型转换法处理了梁的接触振型与非接触振型的振动转换，与Moon的方法进行了相互印证，通过时程图与幅频响应图，将两种方法得到的梁端点响应的结果进行对比，证实了相对振型转换法的正确性；并研究了一类边界条件梁的非线性振动，通过梁端点的幅值响应的分岔图，讨论了振型之间的耦合、模态阻尼及端点弹簧刚度对梁端点响应的影响。结果表明，弹簧刚度、阻尼、激励力等不同的参数组合可以导致梁的单周期运动、多周期运动以及混沌运动，得到了上述复杂非线性响应在激励力频域上存在的区域。

军用飞机无维修工作期参数分解方法研究

孙华荣王礼沅 — 2011-08-30 00:00:00.0

分析了实现军用飞机无维修工作期（Maintenance-Free Operating Periods, MFOP）的基本思路，通过对基本可靠性、故障预测、系统重构和冗余设计等影响军用飞机MFOP实现的主要因素进行分析和数理建模，提出了一种军用飞机MFOP参数的分解流程和方法，为MFOP由使用参数（使用要求）向合同参数（设计要求）的分解提供初步的方法基础，能够为军用飞机的MFOP指标分析论证和基于MFOP的飞机可靠性设计工作提供一定的理论指导。

基于功能危险分析的涡扇发动机数字控制系统危险识别方法研究

巩磊张曙光刘晓锋邱天 — 2011-08-30 00:00:00.0

将功能危险分析（FHA）方法应用到涡扇发动机全权限数字电子控制（FADEC）系统危险分析，对系统危险准确识别和多重失效分析效率提高的重点问题展开研究。针对由于结构复杂和功能层级较多导致的FADEC失效状态和影响的分析难度问题，提出了FHA功能定义及失效分析层级解决方案；针对多重失效状态数量的组合爆炸问题，提出组合劣化分析方法；在此基础上，发展了一套针对FADEC基于SAE ARP-4761可操作性的FHA危险分析方法，并在型号中进行了应用实践。结果表明，本文所提FHA方法能够明确分析出FADEC系统的危险失效状态，并能有效减少多重失效分析工作量。

阻拦系统动力学建模与仿真研究

朱齐丹闻子侠张智 — 2011-08-22 00:00:00.0

本文以舰上阻拦装置MK7 Mod3型阻拦系统为例，在考虑了凸轮阀的控制曲线和锥形阀的流量系数可变的基础上，建立了较为完整、准确的液压系统模型。模型不仅包括主液压缸、凸轮阀和储能器还包括滑轮缓冲装置，文章建立了各个环节的液体压强的动态计算和飞机阻拦过程的质点动力学模型，同时考虑了主液压缸及滑轮缓冲装置的惯性力、阻拦索的多圈缠绕、以及重量选择器等各项因素。仿真通过引入钢索的弹性形变，实现了阻拦过程考虑主液压缸惯性、滑轮缓冲装置的惯性和飞机惯性在内的综合联合仿真。仿真中考虑了在阻拦系统各项参数变化情况下，研究飞机与阻拦系统中各状态的变化情况，并将仿真结果与美国AD报告中试验数据进行了对比分析，验证了仿真结果的准确性。

提高增升装置效率的微型后缘装置探索研究

褚胡冰张彬乾陈迎春李亚林 — 2011-08-22 00:00:00.0

以典型三段翼型为对象，采用数值模拟方法，研究了在襟翼上增加微型后缘装置提高增升装置效率的可行性；给出了微型后缘装置的作用原理，获得了微型后缘装置位置、长度、偏度等几何参数对增升和升阻性能的影响规律。研究表明：微型后缘装置明显改变了襟翼后缘弯度，对襟翼流动产生有利诱导作用，拓展加长了增升装置的有效“气动弦长”，是一种附加“气动襟翼”。其几何参数设计原则是，以长度L≤1.5%C、位于95%襟翼弦向位置前较为合适；偏度则可根据起降等飞行状态进行选择。与四段及其以上增升装置相比，微型后缘装置具有增升效果显著、结构简单、附加重量小，易于工程实现等优点，是一种极具潜力的新型增升技术，具有深入研究价值和良好的应用前景。

基于工程的跨声速机翼两步优化设计方法研究

李沛峰张彬乾陈迎春 — 2011-08-22 00:00:00.0

以跨声速机翼设计如何权衡气动性能和总体要求的工程使用为出发点，在保证机翼结构重量和容积不变的约束下，提出了平面形状优化与剖面翼型优化结合的两步优化设计策略，应用基于神经网络和遗传算法结合的优化体系，建立了相应的设计方法。采用本文两步优化方法，首先通过平面形状优化，增大机翼展弦比减小诱导阻力，但由于结构重量约束，平面形状变化不大，对机翼气动性能改善有限；在平面形状优化基础上，在机翼容积不变约束下，再采用剖面翼型优化设计，通过机翼剖面细微变化弱化较大马赫数下的激波、减小激波阻力。经过这两步优化设计，在两个设计点，机翼升阻比分别提高了3.02%和9.96%，阻力发散马赫数由0.854推迟到0.8653，表明本文方法适合工程使用的机翼优化设计问题。在无结构重量和容积约束下，采用基于气动最优的平面形状和剖面翼型优化两种设计方法均可明显改善机翼气动性能，但不能满足保证机翼结构重量和容积不变的总体设计要求。

基于相对轨道要素的椭圆轨道卫星相对运动研究

韩潮殷建丰 — 2011-08-22 00:00:00.0

采用球面几何方法，引入了像的概念，严格定义了相对轨道要素，推导了与绝对轨道要素相互之间精确的转换关系；针对近圆和椭圆基准轨道相对运动情况，给出相对轨道要素和绝对轨道要素之间相互转换的近似式，满足不同任务的要求；分析了卫星近距离相对运动时相对轨道要素的一些特性；基于相对轨道要素，推导了无奇点问题的、适用于近圆和椭圆基准轨道的近距离相对运动方程，解决了目前近距离相对运动模型中存在的问题；据此分析了椭圆基准轨道卫星相对运动特性，对比近圆基准轨道相对运动模型和精确解的结果进行了误差分析，通过典型算例验证了本文提出的方法和结果的正确性和有效性。论文研究结果完善了相对轨道要素的基本理论，统一了近圆轨道和椭圆轨道的卫星近距离相对运动的描述形式。

基于协同多任务分配的飞机排班模型与算法-修改重投

周琨 — 2011-08-12 00:00:00.0

航空公司的航班运行一直存在安全与成本的矛盾：既要严格按规定完成飞机例行检修，优先保障运行安全，又要尽可能提高飞机日利用率，以降低运行成本。为此，研究基于协同多任务分配的飞机排班问题，分析例行检修约束，建立最优化飞机日利用率的数学模型，运用分枝定价算法进行求解。算法引入检修节点和虚拟飞机节点的定义，将分配的航班飞行任务和例行检修任务表示为飞机路径。通过迭代求解由部分飞机路径构成的限制主问题，以及寻找飞机路径以改进目标值的定价问题，获得线性松弛问题的最优解。并基于最先失败原则选择路径变量，采用路径分枝策略划分解空间，从而删除分数解、生成飞机排班计划。实验结果表明，该方法能够有效求解飞机排班问题。

多输入多输出电磁矢量阵列雷达的DOD和DOA联合估计

王克让贺亚鹏朱晓华 — 2011-08-12 00:00:00.0

研究一种基于电磁矢量传感器阵列的多输入多输出（MIMO）雷达目标波离角（DOD）和波达角（DOA）的联合估计算法。提出了一种新型MIMO雷达系统，发射阵列采用常规阵元，而接收阵列采用电磁矢量传感器，在此基础上，算法首先利用矢量传感器的内在结构特点结合子空间旋转不变性质获得目标DOA预估计，随后采用最佳加权子空间拟合算法对DOD和DOA分别进行一维搜索，即可获得目标角度的高精度估计，并讨论了阵列结构对目标DOD和DOA精度的影响。与已有算法相比，该算法适用于不规则阵列结构，且具有无需配对和二维搜索等特点。仿真实验验证了算法的有效性，其估计精度与CRB界接近。

潜热型功能热流体在扁管内的对流换热实验研究

王亮林贵平王涛王慧丹 — 2011-08-12 00:00:00.0

开展了质量浓度5%-20%的潜热型功能热流体在等扁管内的对流换热特性实验研究，研究了相变材料微胶囊浓度，质量流速等对流体换热性能的影响。实验发现，流量较小的情况下，功能流体传热性能优于水且随着浓度的升高而增强，而当流量较大的情况下，接近入口处的功能流体的传热性能则弱于水。以改进的Nusselt数评价，入口段内，10%和20%的潜热型功能热流体的平均换热能力比水分别提高了6.7%和16.2%。实验浓度范围内的潜热型功能热流体均表现出牛顿流体的特性，且其粘度较符合Vand关系式。

介电型EAP驱动器失效行为分析

朱银龙王化明赵东标 — 2011-08-09 00:00:00.0

介电型EAP驱动器在工作过程中，边界条件及驱动电压的改变经常导致EAP薄膜发生起皱现象以及介电击穿，致使驱动器失去工作能力。为了保障驱动器的正常工作，避免失效行为的发生，对EAP驱动器的失效行为进行了研究。针对锥形驱动器，计算出不同驱动电压下驱动器EAP薄膜的变形情况以及其中的应力、应变、电场强度的分布情况。利用薄膜起皱判别方法，对驱动器的起皱行为进行预测，同时分析了预拉伸倍数对驱动器失效的影响。试验结果表明，EAP驱动器的理论临界起皱电压与理论分析比较吻合，预拉伸可以提高薄膜的机电稳定性能。本文的研究可用于预测介电型EAP驱动器发生失效的临界电压，有利于保障驱动器的安全工作。

基于泵式流体回路的小卫星姿控/热控一体化执行机构设计

耿云海单晓微陈雪芹张世杰 — 2011-08-09 00:00:00.0

针对小卫星姿态/热一体化执行机构的方案和数学模型进行研究。首先，通过流体回路中液体变速对小卫星施加力矩实现姿控，并利用液体流动吸/散废热实现热控，设计姿控/热控一体化执行机构方案。然后，基于流体回路内压强和电磁转矩关于电机转速的方程推导流体回路提供的控制力矩模型，并利用散热量随流体回路流速变化建立流体回路工质传递的热量模型。最后，建立某小卫星姿态/热一体化闭环控制系统，并针对该一体化执行机构设计适当的姿控/热控解耦方法，对其姿控/热控能力进行数学仿真验证，仿真结果证明了该一体化执行机构的有效性。

基于MLR的机动平台传感器误差配准算法1

崔亚奇熊伟何友 — 2011-08-09 00:00:00.0

基于固定平台传感器误差配准MLR (Maximum Likelihood Registration)算法，针对机动平台存在姿态角系统误差的问题，提出了对机动平台传感器系统误差和目标状态进行批处理离线估计的MLRM (Maximum Likelihood Registration of Mobile Sensor)算法。该算法利用所有传感器对目标的量测值，通过对传感器系统误差和目标状态进行期望最大化迭代，最终实现量测、姿态角系统误差和目标状态的有效估计。仿真结果表明，该算法迭代收敛速度快，对系统误差估计精度高，对系统误差可观测性较低的配准环境的适应性强。

基于混合动态系统理论的事故过程建模方法研究

王薇赵廷弟 — 2011-08-09 00:00:00.0

为了研究系统事故机理，建立有效的事故过程模型，分析了事故过程的特征，指出其呈现离散与连续动态行为交互的混合特性。针对现有事故过程建模方法在描述该混合特性时的不足，提出了基于混合动态系统理论的建模方法，建立了事故过程的混合自动机模型，在Simulink/Stateflow环境下进行仿真。实现了事故过程的连续机理与状态运转及其交互影响的有效融合，为制定应急预案提供了依据。通过案例模拟了系统从危险经应急操作，直至事故或安全的过程，验证了该方法的有效性。

高斯-厄米特滤波器在捷联惯导系统初始对准中的应用

谢阳光伊国兴王常虹曲耀斌 — 2011-07-21 00:00:00.0

为提高静基座初始对准精度，缩短对准时间，采用了基于大方位失准角的对准模型，引入了高斯-厄米特滤波器（Gauss-Hermite Filter, GHF）。针对GHF中均值和协方差阵的多元非线性高斯积分求解问题，利用初始对准误差方程的非线性是由大方位失准角导致的特点，通过状态的线性变换，求其线性状态解析解，将高维积分转化成一元数值积分，在不损失精度前提下，解决了GHF在对准应用的“维度灾难”问题。将此算法用于实际系统，对比于扩展卡尔曼滤波（Extended Kalman Filter, EKF）、无迹卡尔曼滤波(Unscented Kalman Filter, UKF)方法，结果表明应用GHF方法航向角的对准精度提高了15%，对准时间缩短了4倍。

翼型失速的非线性动力学特性研究及其控制

张家忠李凯伦陈丽莺 — 2011-07-21 00:00:00.0

摘要：本文以NACA0012翼型为研究对象，使用CBS(Characteristic-Based Split)有限元方法对翼型绕流流场进行了数值模拟，着重对翼型失速现象的动力学机理和特征进行了研究。首先给出了静止翼型在不同攻角下流场的瞬时流线图，以及静态翼型的攻角-升力系数关系曲线，并且分析出此曲线具有滞后、突跳等典型非线性动力学特性。进一步，基于映射的不动点分岔理论，通过构造映射，发现和证明了静态失速是一种鞍-结分岔现象。其次，由于鞍-结分岔对外部激励的敏感性，因此对在失速攻角附近翼型做俯仰运动（一类外部激励）的动态失速现象亦进行了研究，通过ALE(Arbitrary Lagrangian-Euler)方法处理了翼型俯仰运动中涉及到的动网格问题并求解流场。数值结果表明，特定的外部激励能够明显地提高升力系数并且有效地延迟失速现象的发生。

超椭球凸集合可靠性综合指标定义及求解方法

周凌安伟光贾宏光 — 2011-07-20 00:00:00.0

针对失效域与超椭球凸集合发生干涉与不发生干涉两种情况下，超椭球凸集合非概率可靠性指标与非概率可靠度两种指标各自存在的不足，将两指标相结合提出超椭球凸集合可靠性综合指标的概念，并提出采用改进的有限步长迭代法与Monte-Carlo法相结合求解综合指标。改进的有限步长迭代法是在有限步长迭代法的基础上，根据增广拉格朗日函数的极值条件构造了一个新的评价函数，并引入黄金分割法对步长进行一维搜索得到最优步长从而加速收敛。数值算例表明，改进的有限步长迭代法求解超椭球凸集合非概率可靠性指标的结果正确，并具有很好的收敛性；超椭球凸集合可靠性综合指标的物理涵义更明确，在干涉与不干涉两种情况下度量结构的非概率可靠性程度更加合理。

飞机柔性对前起落架摆振的影响分析

冯飞常正聂宏张明彭一明 — 2011-07-20 00:00:00.0

以某型客机为对象，研究了飞机滑跑前起落架摆振动力学问题。基于多体动力学理论，采用子结构模态综合法将关键部件柔性化，建立了计及前起落架和机身弹性的全机地面滑跑刚柔耦合动力学模型，并进行了摆振稳定性仿真分析。采用起落架静力试验和模态试验的结果对模型进行校验，仿真结果与试验结果吻合较好。给出了以飞机速度和防摆阻尼系数组成的飞机摆振稳定区域图，研究了机身刚体运动与弹性对摆振的影响。结果表明：采用线性防摆阻尼时，定义摆振临界稳定所需的初始摆角对临界防摆阻尼的影响可忽略不计；采用简化方法将起落架弹性等效为起落架和机身连接刚度的方法会带来较大的误差，仅适用于定性分析；机身刚体运动对防摆阻尼影响很小，机身柔性的影响相对略大，使得中高速情况下所需防摆阻尼平均增加了12.1%。

基于单叶双曲面的标准Stewart并联结构六维力传感器各向同性优化设计

佟志忠姜洪洲何景峰段广仁 — 2011-07-20 00:00:00.0

基于Stewart并联结构六维力/力矩传感器在空间六维力的准确检测上具有广泛前景，设计低耦合、高精度、易于标定和使用的六维力/力矩传感器是其结构设计的关键问题。传统Stewart并联结构几何参数描述为6个相互耦合的变量，不利于实现设计参数与设计指标的解耦，而且非正交条件下的各向同性使得六维力/力矩传感器仍存在耦合，为此提出基于单叶双曲面定义并构造Stewart并联结构，将最小结构参数描述集元素数量减至3个，利用解析的静态数学模型推导满足传感器正向和逆向的力/力矩各向同性的条件，以得到二者相互制约的关系，给出解耦中心数学表达式。综合性能指标，提出了优化设计方法，给出了构造一类各向同性的Stewart并联结构六维力/力矩传感器的新方法，为该类传感器设计提供了新路线。

双向DMFT算法研究不规则地形条件下的电波传播特性

李德鑫杨日杰王元诚张丹 — 2011-07-11 00:00:00.0

在传统中心差分离散混合傅立叶变换（DMFT）抛物方程模型基础上，针对传统算法计算动态阻抗边界条件时的数值振荡及忽略后向传播与散射造成计算误差增大的问题，提出基于前-后向混合差分方法的递归双向DMFT模型并给出具体实现步骤。新算法提高稳定性及精度的同时弥补了传统算法的不足。仿真分析了双向DMFT模型计算不同边界及媒介条件下单刃峰和实际地形的电波传播分布特性，与传统DMFT方法及几何绕射理论（GTD）进行比较，验证了该算法的正确性和有效性。

某250座级翼身融合无尾布局客机操稳性设计

张曙光陆艳辉巩磊刘晓静 — 2011-07-11 00:00:00.0

翼身融合飞翼布局是未来新一代客机的热点方案之一，然而由于没有常规尾翼也面临着稳定性和操纵性方面的困难。本文在一架250座级翼身融合客机布局设计基础上，根据平衡、增稳、机动等要求，设计了操纵面配置方案；根据适航要求和电传飞机飞行品质要求设定增稳目标，并将其直接纳入特征结构配置要求中，通过前向通道修正响应类型，保证获得与飞行阶段相适应的响应类型和满意的飞行品质参数；为了提高安全性，在增稳控制设计基础上，在指令回路增设姿态保护和限制模块。结果表明, 本文的设计能够提供较合适的稳定性和操纵性，控制增稳后具有满意的飞行品质，保护模块可达到预期效果。

溅射-电镀微成型制造柔性热膜传感器阵列

傅博马炳和李建强邓进军董拴成 — 2011-07-11 00:00:00.0

为了实现流场壁面剪应力等动态定点分布测量，提出了一种新的柔性热敏薄膜传感器阵列结构及其制作工艺。旋涂并升温固化制备聚酰亚胺柔性薄膜衬底，在衬底上溅射沉积金属镍膜，并用剥离工艺成型热敏电阻元件阵列及其引线区底膜。然后在引线区底膜上电镀沉积铜膜，再剥离成型铜引线。通过电镀可以经济快速地获得较厚的引线铜膜，使得引线电阻远小于热敏元件阻值，有利于减小引线的热敏干扰。经热敏性能测试，其电阻温度系数达到3600ppm/℃以上，线性度优于0.7%，并且热敏响应速度极快；结合风洞试验验证了该传感器测量壁面剪应力的有效性，并且获得了较好的测量重复性。该传感器阵列结构简单，工艺成本和复杂度较低，提高了用于非平面应用时柔性热膜元件与引线间的连接可靠性，为高曲率表面的非破坏性动态流场参数测量提供了新手段。

单晶硅电火花线切割表面损伤层形成机理研究

刘志东高连邱明波田宗军汪炜 — 2011-07-20 00:00:00.0

以电火花线切割加工后单晶硅表面为研究对象，采用表面形貌观察分析及择优腐蚀方法研究了单晶硅经过电火花线切割后损伤层的损伤形式、形成机理。研究结果表明单晶硅经电火花放电加工后表面损伤分为四种：热损伤、应力损伤、热与应力综合作用损伤及电解/电化学腐蚀损伤。热损伤使得硅表面形成多晶或非晶硅；应力损伤使硅表面产生裂纹；热与应力综合作用会产生小孔效应，且随着放电功率密度的增加，小孔会明显增多；电解/电化学作用会加快损伤区域及杂质元素富集区的腐蚀。

混合变量系统基于MCMC的自适应重要抽样法

王进玲曾声奎马纪明庞怡 — 2011-07-05 00:00:00.0

系统关键故障的发生，会导致系统处于各种离散性能降级状态。针对传统的基于马尔可夫蒙特卡罗（Markov Chain Monte Carlo，MCMC）的自适应重要抽样法只适用于连续变量系统的不足，提出考虑混合变量的基于MCMC自适应重要抽样法，以支持系统性能可靠性的高效仿真。该方法首先将由关键故障产生的不同失效域组成失效空间，并通过初始样本点在失效空间中随机游走构造马尔可夫链模拟样本；然后综合考虑连续变量与离散变量，利用核密度估计构建混合核抽样密度函数；再根据该密度函数进行重要抽样仿真并计算系统的性能可靠性，最后对该方法的仿真效率进行理论分析。通过多余度舵机案例对方法的正确性和仿真效率进行验证。

基于协同进化粒子群和Pareto最优解的卫星编队队形重构方法研究

黄海滨马广富庄宇飞吕跃勇 — 2011-07-05 00:00:00.0

针对卫星编队自主队形重构问题，提出了基于协同进化粒子群(CPSO)和Pareto最优解的求解方法。首先，使用Legendre伪谱法将队形重构问题离散化为非线性规划问题；其次，根据卫星编队的特点及碰撞规避的需要，使用CPSO方法对重构问题采用既独立又集中的求解方式，避免了传统优化方法对梯度的求解；然后，使用一种深度-广度优先搜索方法，能够高效地找到CPSO进化中所有Pareto最优解，提升了算法的效率。仿真结果表明，与传统方法相比该方法快速有效且不会出现维数灾难，能够满足实时性的要求，使得卫星编队的自主运行成为可能。

基于时频分析的双通道SAR自旋目标检测

张伟童创明张群张亚楠 — 2011-07-05 00:00:00.0

强地杂波背景给微动目标检测带来很大困难，为此在详细分析原始数据域自旋目标回波特性基础上，提出了基于双通道SAR/DPCA和SAR/ATI杂波抑制的两类自旋目标检测方法，并对其比较分析。在DPCA模式下，受目标旋转中心方位向位置影响，微多普勒频率会沿频率轴整体平移，且平移量与方位向坐标成正比，据此可在提取微多普勒信息的同时完成目标定位，并结合时频谱二维自相关函数估计自旋参数；在ATI模式下，由于不能直接对干涉信号虚部作时频分析获取微多普勒特征，因此提出了基于干涉信号虚部重建自旋目标复信号的微多普勒提取方法。同时考虑了微多普勒模糊问题，指出与DPCA模式相比而言，ATI模式在较小基线长度的情况下对雷达脉冲重复频率的要求宽松得多，且适宜于大旋翼目标检测。不同模式下的仿真数据验证了理论分析和所述方法的正确性

适于长传播时延无线网络的快速预约按需发送MAC协议

李亚燕刘凯 — 2011-07-05 00:00:00.0

为了解决无线网络中长传播时延所带来的信道资源利用率低的问题，提出了一种快速预约按需发送（FRODT）的媒质接入控制（MAC）协议。该协议采用中心控制节点（CCN）在两个信道上安排各节点的分组预约和发送，保证了各节点可以在一帧中无碰撞地发送一个或多个业务分组，并且各节点可通过一次握手预约即可完成整个通信会晤的业务分组发送，从而减少了由于握手而产生的过多传播时延，大大提高了多址性能。仿真结果表明，FRODT协议比基于集中调度的MAC（CSMAC）协议的信道吞吐量高、平均分组接入时延小、平均分组丢弃率低，尤其是在长传播时延情况下。

基于分层体系的现代作战飞机方案评估

李军宋笔锋裴扬 — 2011-07-05 00:00:00.0

针对目前作战飞机方案评估中体系与方法的不足，依据飞机发展的时序性和评估内容的细化程度，确定了现代作战飞机方案评估的5个层次，分别为综合作战能力层、综合作战效能层、综合使用效能层、综合使用效费层、方案评价决策层。在分析各评估层特性的基础上，建立了各评估层的细化指标体系，改进和完善了各评估层的理论模型和计算方法，通过现役先进作战飞机的算例验证了评估体系和方法的有效性。本文建立的评估体系和方法可以为现代作战飞机以及其它武器系统的方案评估提供有益的参考和依据。

针对温度对预浸带铺放效果的影响及研究

黄志军 — 2011-07-05 00:00:00.0

针对自动铺带成型工艺过程分析了自动铺带成型过程中铺放压力、温度及速度等影响因素。在一定的压力和速度作用下，根据温度对自动铺带过程中预浸带基体流动性的影响，提出了一种基于热弹性理论来计算预浸带形变的方法，能够预测预浸带形变。接下来，针对预浸带的铺覆性和形变进行自动铺放实验。最后，总结分析温度对预浸带铺放质量的影响，为实际产品成型工艺提供参考。

叶片五轴清根加工刀位优化技术研究

李志兵王爽徐汝锋 — 2011-06-27 00:00:00.0

基于最短距离线对的刀位误差分布计算原理，提出了一种利用圆环面刀具来加工叶片根部的五轴宽行清根加工的刀位优化数学模型。以圆环面刀具的环心圆前沿上的各点到被加工曲面等距面的误差在控制范围内，后沿上的各点到被加工曲面等距面的误差大于零，以及环心圆上的各点到相邻曲面等距面的误差大于零作为刀位计算的约束条件，以行宽作为优化目标函数，通过调整刀具相对于工件的位置和姿态角来获得行宽最大的刀位集合。以某航空发动机叶片的叶盆根部为例进行了刀位优化、加工仿真和切削试验，验证了该方法在叶盆根部加工中的有效性。该方法可广泛应用于利用环面刀具高效加工复杂型腔底部或凸台底部边缘。

高精度光纤IMU的磁屏蔽方法及实验研究

李金涛房建成 — 2011-06-27 00:00:00.0

惯性测量单元（IMU）是位置姿态系统（POS）的核心部分，IMU的精度很大程度上决定着POS精度，基于高精度光纤陀螺(FOG)的IMU其精度由于高精度FOG的光纤线圈对磁场敏感而降低。研究了FOG磁敏感性机理，通过实验得出高精度光纤IMU对磁场敏感的结论，采用电磁场有限元分析软件Ansoft Maxwell研究了磁屏蔽体采用不同材料、不同厚度的磁屏蔽效能（SE）并进行了IMU磁屏蔽结构设计。磁屏蔽体实际屏蔽效能通过亥姆霍兹线圈测试最高为48.20分贝,与有限元分析结果基本一致。转台环境测试表明：屏蔽体使FOG漂移减小到9%以上；亥姆霍兹线圈测试表明：通过磁屏蔽使FOG零偏磁敏感度衰减2-21dB，漂移磁敏感度衰减9-23dB，对提高光纤IMU测试和应用精度以及机载环境适应性有重要意义。

研究碳氢燃料裂解吸热反应及超临界传热现象的数值模型的构建与验证

阮波孟华 — 2011-06-27 00:00:00.0

本文基于正癸烷在超临界压力下的热裂解反应机理，建立了考虑正癸烷裂解吸热反应及超临界传热现象的数值计算模型。采用该模型对正癸烷在3.45~11.38 MPa压力条件下的湍流传热过程进行了数值模拟计算研究，得到了详细的温度、速度、裂解转化率、物性、壁面热流密度的变化和分布情况。通过与已有的实验和数值计算结果的详细对比，我们对数值模型和计算软件进行了充分的验证，结果表明本文的数值模型是准确、可靠的。这就为研究碳氢燃料的裂解吸热反应及超临界传热现象提供了一个有效的计算模拟工具。

基于故障传递特性的位置不可访问故障注入方法

李天梅胡昌华周鑫 — 2011-06-27 00:00:00.0

为解决位置不可访问故障的有效注入问题，在深入分析影响故障注入有效性主要因素基础上，建立了故障—状态、故障—故障之间传递特性分析模型，并以故障传递特性为依据，建立了基于故障传递特性的故障模型和位置不可访问故障注入方法。研究表明基于故障传递特性的故障注入方法能在保证较高的故障样本注入率，有效节省试验费用的情况下，较好地解决了装备位置不可访问故障的注入问题，具有重要的理论意义和工程指导作用。

弹道目标航迹片段关联及优化的研究

俞建国刘梅陈锦海 — 2011-06-27 00:00:00.0

多弹道目标跟踪伴随着速度快、密集程度高以及测量误差大等因素，在跟踪过程中发生航迹中断是一个很普遍的现象。在未知导弹任何先验信息前提下如何将中断前后的航迹片段进行关联，提高航迹的连续性已成为亟待解决的难题。针对该问题本文提出了一种实时的离散最优关联算法，它利用速度信息对中断前后弹道外推航迹进行粗关联；将对数似然函数作为关联代价函数，采用拍卖算法完成关联代价函数的二维全局最优分配实现细关联并提高了关联概率；对关联上的航迹片段利用“窗口”统计最小误差方法进行优化，提高了整个航迹的连续性。仿真实验表明该算法能够将航迹平均周期提高一倍，在航迹中断期间对比最小二乘方法能够较大幅度地减小跟踪位置和速度的均方根误差。

快速声散射方法在变截面管道中的应用

张莉爽王同庆杨兵张伟 — 2011-06-20 00:00:00.0

快速声散射方法是一种基于无流动Helmholtz方程边值问题的声散射预测工具，具有快速、灵活的特点。以航空发动机消声短舱的声学设计为背景，采用该方法对变截面管道声传播特性进行数值模拟研究,采用直接边界元方法进行数值求解，避免了求解管口反射系数，有效的提高了计算速度。数值研究了刚性壁面和不同位置壁面声衬组合对变截面圆环管道形状声传播的影响，并分析了管道厚度对散射声场的影响，数值结果与声类比方法结果进行了相互验证。最后，还对一种真实转子声源进行了管道声散射的数值研究，表明了本方法在航空发动机的声学设计中的工程应用价值。

基于光固化快速成型技术的测压风洞模型孔道制造与性能评价

张威李涤尘赵星磊朱伟军王炜刘钧 — 2011-06-20 00:00:00.0

传统金属加工制造测压风洞模型存在难度大、周期长、成本高的问题，利用光固化快速成型技术，可以实现测压风洞模型气动外形-内部孔道的一体化成形制造。设计制作了不同孔径、长度的孔道结构模型，对孔道成型质量和孔道结构参数之间以及孔道半径与设计半径之间的关系进行了研究，并对孔道的气密性以及通气性进行了验证。研究得出了可成型的测压模型孔道结构设计原则及孔径设计补偿值。研究表明，测压孔道气密性、通气性均良好，基于光固化快速成形的一体化测压模型制造技术满足风洞试验要求。

月球车释放对着陆器稳定性的影响研究

邓宗全李奎刘荣强姜生元 — 2011-06-20 00:00:00.0

月球车着陆释放机构用以辅助月球车由着陆器搭载平台安全抵达月球表面。基于摇臂式释放机构的月球车释放对着陆器施加的倾翻力矩较大，容易使着陆器倾翻而导致整个探测任务失败，因此对月球车着陆释放时着陆器稳定性的研究就尤为重要。首先将着陆器腿不等量压缩、月面坡度、低重力环境、释放加速度等因素进行参数化处理；其次应用D-H坐标法得到基于各参量的支撑多边形坐标以及着陆器和月球车的位姿方程，进而建立了月球车释放过程中的ZMP坐标方程和稳定性判定依据。通过实例仿真分析一方面验证了方程的正确性，另一方面得到了各参数对着陆器稳定性的具体影响情况，为月球车着陆释放控制提供了理论依据。

直升机振动主动控制的机身/压电作动器耦合优化法

夏品奇 — 2011-06-20 00:00:00.0

本文采用基于频率响应函数的子结构法建立了直升机机身结构/压电叠层作动器的耦合频域方程，研究压电叠层作动器应用于直升机结构响应主动控制的位置及控制参数优化，采用实数编码遗传算法同时优化离散位置变量和连续控制加权参数，以得到在控制约束范围内的最有效振动抑制。对一简化的弹性线机身模型进行了数值分析和时域控制仿真，结果表明本文提出的方法能有效地找到最佳振动抑制的参数，得到显著的振动抑制效果。

缝隙—腔体密封结构在高速气流冲击下的整体流动、传热特性分析

沈淳夏新林 — 2011-06-14 00:00:00.0

根据高马赫数流场特征参数变化快，固态场特征参数变化慢的特性，编制开发了针对高速气流的“半解耦”显示流固耦合近似计算程序，通过数值方法分析了该方法的计算误差，结果显示其能够较准确模拟高速流场与固态场长时间非稳态耦合问题。运用“半解耦”流固耦合方法数值模拟了高速气流横掠缝隙-腔体典型密封结构的非稳态过程，经过与相关实验测试对比，验证了程序可靠性后，进一步分析了气流侵入密封结构的主要特性，总结了密封结构内、外流场中气流温度、压力和速度的分布特征以及其随时间的变化规律，研究了密封结构中加热板气动热流随时间的变化规律，探讨了密封结构中固体温度场分布特征和随时间积累的变化等规律。最终说明了密封体的结构布局对于其内部热状况的决定性影响。

无失效数据下液体火箭发动机的E-Bayes可靠性分析

韩明 — 2011-06-14 00:00:00.0

为了解决航空航天产品、造价昂贵的产品、高可靠性产品的可靠性评估，本文在无失效数据情况，对液体火箭发动机进行了可靠性分析。应用E-Bayes估计法，在有关文献的基础上，针对液体火箭发动机热试车过程中可能出现的无失效数据情况，确定了失效概率的先验分布，并给出了其E-Bayes估计和多层Bayes估计。然后用最小二乘法、加权最小二乘法给出寿命分布的参数估计，进而得到了可靠度的点估计和区间估计。最后结合实际问题进行了计算，说明了方法的可行性，且便于工程应用。

基于控制出口轴向速度变化的1.5级涡轮压力可控涡设计

邓庆锋郑群刘春雷李松 — 2011-06-14 00:00:00.0

考虑了可控涡级内流面弯曲，通过寻找可控涡设计适宜的轴向速度分布，采用给定压力分布求解环量分布的可控涡设计方法，对1.5级轴流亚音速实验涡轮进行了设计。然后进行参数化造型，最后运用三维粘性数值模拟，对所设计的1.5级涡轮进行了数值研究。数值结果表明，采用这种可控涡设计方法减缓了叶栅通道内的横向压力梯度，遏制了低能流体向吸力面堆积，同时消除了动叶栅根部沿径向方向的负压力梯度，降低了下通道涡涡核能量。与自由涡设计相比，可控涡设计涡轮效率提高了0.67%，功率提高了3.47%。研究还表明，采用这种压力可控涡设计方法，不仅可以提高了动静叶匹配，还可以避免级后气流参数不均匀，最大程度地减少了叶栅出口掺混损失。

飞行器进近中的自适应协同传输与节点选择

李国彦张有光 — 2011-06-14 00:00:00.0

针对单中继非再生的进近飞行器协同传输网络，在给出系统模型后，推导并分析了系统的输出信噪比表达式，得到了中继节点参与协同传输的条件，提出了一种自适应的协同传输方案。目的节点判断是否采用中继传输并将结果发送到中继节点，中继节点根据接收到的信息调整传输模式。在此基础上，针对多节点正交性协同传输会显著降低系统的传输性能，给出了一种最大化系统输出信噪比界的节点选择方法，在多个节点中选择一个满足要求的节点参与协同传输。进一步，对协同节点间的最优功率分配进行了研究，得到了功率分配因子的最优解，提出了一种基于最优功率分配的协同节点选择方案。在完成节点选择后，目的节点经控制信道将选择结果及功率分配结果发送到中继节点，仅由选择的节点参与接下来的协同传输，其它节点则进入空闲状态。仿真结果表明，通过采用上述新方法，系统的性能可以得到显著提升。

带有自适应参数近似的块控反步飞行控制器设计

曹立佳张胜修刘毅男刘英张盈 — 2011-06-07 00:00:00.0

针对含有未知气动参数的导弹飞行控制问题，设计了一种含有自适应参数近似的块控反步飞行控制器。给出了块控反步控制器设计的假设条件，并通过分析放宽了对指令信号和输入矩阵的部分限制。以导弹动态模型为基础，将未知气动参数转换为待估计参数矩阵，采用自适应参数近似律对未知参数矩阵进行估计，相比使用神经网络逼近未知函数更为简单，易于工程实现。设计虚拟控制律时引入易于实现的一阶滤波器避免微分运算，克服了传统反步法所带来的“项数膨胀”问题。利用Lyapunov函数证明了闭环系统有界且跟踪误差指数收敛于零的一个小邻域。对某型有翼导弹进行了六自由度飞行仿真对比试验，结果显示所设计的控制器具有良好的指令跟踪能力和较强的鲁棒性。

瞬间射流作用下的进气道起动特性分析

游进夏智勋方传波胡建新刘冰 — 2011-06-07 00:00:00.0

针对冲压发动机转级过程中可能出现的混压式进气道不起动现象，提出了一种新的瞬间射流调节技术，并开展了非定常数值模拟研究。结果表明，利用储气腔内高压气体的瞬间喷射，可以实现进气道不起动流场的再起动，且气体质量最少需要0.011kg，射流作用时间最多持续0.027s，具有较高的工程应用价值。深入研究发现，射流引起的进气道溢流是实现再起动的主要机理，射流流量变化曲线是决定进气道能否再起动的关键因素。射流流量变化速率越小，初始流量越大，进气道越容易再起动。最后利用微元法得到了射流流量随时间变化的函数关系式，并和数值模拟值进行了对比，分析了各设计参数的影响。

基于自动铺放成形的红外加热系统研究

文立伟 — 2011-06-14 00:00:00.0

随着树脂基复合材料在航空航天及其他领域的广泛运用，高效率、低成本的复合材料自动铺放成形技术越来越受到关注。通过与传统的热风加热对比并参照国外相关研究，采用了红外加热替代热风加热的方案；根据已经建立的稳态下自动铺放成形的红外加热数学模型，基于自动铺带机的硬件结构，通过采用前馈控制方式、制定相应的控制策略，搭建了以速度为变量、温度为被控变量、可编程控制器为控制核心的红外加热温度自动控制系统。实验表明：通过红外加热恒温自动控制系统成形的复合材料构件表面光滑、无曲皱，层间间隙、气泡少，预浸带粘性适中，无粘接背衬纸及滑移等现象产生，此加热系统能够满足预浸料在高速、变速工况下的温度控制要求。

基于分布式光纤光栅传感网络的可变体机翼应变监测技术研究

徐海伟曾捷梁大开王晓钢刘宏月 — 2011-06-07 00:00:00.0

在不同飞行姿态及飞行条件下，可变体机翼智能结构及驱动器根据外部条件及控制指令，可以实现翼体自适应动态变形，表现出有良好的空气动力学性能。由于翼体结构应力场、温度场分布和作用形式复杂多样，因此需要对结构进行多物理场耦合分析，并准确获取翼体结构应变分布的有效信息。为此，本文采用COMSOL Multiphysic多物理场数值分析软件，对可变体机翼后缘缩比模型进行了应力、温度场模拟仿真研究，并通过构建分布式光纤Bragg光栅传感网络实现对可变翼体结构关键部位应变分布信息的监测。仿真研究与实验测试结果分析表明，二者能够准确反映翼体结构在应力、温度场耦合作用下，翼体翼表结构应变变化情况。

航空发动机整机动力学研究进展与展望

陈予恕张华彪 — 2011-05-25 00:00:00.0

摘要：本文对近年来航空发动机整机动力学的研究进行了综述，包括双转子系统固有特性计算、转子-滚动轴承系统动力学、转子叶片振动、发动机机匣动力学、机动飞行转子系统动力学、航空发动机转子碰摩动力学、航空发动机转子裂纹以及整机动力学等等。最后对航空发动机整机动力学今后工作研究的方向进行了展望。

飞行模拟器操纵负荷系统的无源性设计

刘彦文王广雄李佳 — 2011-05-25 00:00:00.0

操纵负荷系统是飞行员与飞行模拟器之间的接口装置。文中指出这种系统应该按人在回路的实时控制系统来设计。这是指传递到操作员手上的阻抗应该尽可能与飞行环境的阻抗相匹配，而且操纵负荷系统还应该是无源的以保证整个系统的稳定性。将无源性与阻抗的概念相结合对这种操纵负荷系统给出了一种新的设计思想，并将系统阻抗的频率特性用作定量设计的手段。文中附有算例。文中所给出的这种设计思想还可推广应用于其他各种虚拟环境的设计。

折叠翼飞行器发射段鲁棒非线性控制系统设计

曹立佳张胜修李晓峰刘毅男 — 2011-05-25 00:00:00.0

为解决折叠翼飞行器在发射段各项特性变化较大，对飞行控制律鲁棒性要求较高的问题，设计了一种以块控反步法为基础的自适应鲁棒非线性控制器。在折叠翼飞行器发射段动态模型基础上，该控制器采用RBF神经网络自适应逼近飞行器特性变化时的系统未知不确定性和干扰，通过在虚拟控制律中引入动态面控制技术避免多重微分运算，克服了传统反步法所带来的“项数膨胀”问题。利用Lyapunov稳定性定理证明了闭环系统有界且跟踪误差指数收敛于零的一个小邻域。在考虑未知不确定性情况下对某型折叠翼飞行器进行的六自由度飞行仿真结果验证了所设计控制器的有效性和鲁棒性。

J-C本构参数对绝热剪切影响的敏感性分析

张克国刘战强 — 2011-05-25 00:00:00.0

综合考虑应变、应变率和温度对绝热剪切的影响，通过理论推导建立了基于J-C本构方程的绝热剪切失稳判据。以45钢、TC4钛合金和7050航空铝合金三种不同的金属晶格材料为例，计算得出了出现锯齿形切屑的临界切削速度，并以临界切削速度为参量，以敏感度作为衡量敏感性的统一标准，进行了本构参数对绝热剪切的敏感性分析，旨在说明J-C本构参数对绝热剪切的影响大小，为材料的本构研究和工程中绝热剪切的预测提供一定的理论参考。研究结果表明：三种材料中，TC4钛合金对绝热剪切的敏感性最大；J-C本构参数对锯齿形切屑的出现皆有影响，对绝热剪切的敏感性最大的是参数A，次大的是参数n。

带补偿加热的GH4169间的接触热导测试研究

王宗仁张卫方唐庆云刘升旺 — 2011-05-25 00:00:00.0

针对航空发动机热端部件的材料特性和工作环境特点，自主研制了带有补偿加热装置的高温、高压接触热导(TCC)测试系统。设计使用了纯铜作为热流计材料，使其对于热导率系数不明确或随温度变化较大的高温合金同样具有较好的适用性。针对航空发动机热端部件常用结构材料GH4169/GH4169在不同界面压力（60MPa~180MPa）和界面温度（150℃~500℃）下的接触热导进行了试验研究。研究结果表明该系统进行高温、高压条件下的接触热导试验研究是可行的，利用该测试系统得到了GH4169/GH4169间的接触热导的变化规律，并分析比较了有、无补偿加热装置条件下的接触热导变化情况。

基于余度和容错技术的高可靠机载智能配电系统设计

徐金全郭宏张秦岭钱浩 — 2011-05-25 00:00:00.0

针对大型无人机用常规配电系统占用航空总线资源多和可靠性低的问题，通过研究多电/全电飞机技术发展趋势和大型无人机电气系统技术特点，提出了一种适用于大型无人机体系结构和指标要求的机载智能配电系统。通过采用集散式和分层总线的配电系统体系结构，有效地缓解了航空电子总线带宽资源紧张的问题；对机载配电系统的核心设备供电处理机（PSP）和电气负载管理中心（ELMC）进行不同的余度配置，建立系统的马尔可夫模型，计算和分析不同的余度结构对系统可靠性的影响，进而实现机载智能配电系统余度结构的优化配置。提出了一种适用于大型无人机机载配电系统的基于RS-422总线的PSP与ELMC相互监控的方法，有效解决了二余度系统的故障检测问题，进一步提高配电系统的可靠性。在此基础上，采用高速数字信号处理器、大规模可编程逻辑门阵列和实时软件进行系统设计，完成了原理样机的研制。理论分析和实验结果表明，所设计的机载配电系统具有高可靠性、容错性和智能化的特点。

压气机/风扇二维叶型自动优化设计研究

周正贵邱名徐夏苗雨露 — 2011-05-25 00:00:00.0

本文通过压气机叶片自动优化设计关键技术研究，提出采用并行遗传算法以实现全局寻优和并行优化缩短优化耗时；采用基于修改量参数化方法，达到优化过程生成叶型的可控性、合理性；提出兼顾非设计点性能的目标函数设置方法，实现全工况优化；进一步研制出二维平面和任意回转面叶型自动优化设计软件。软件中流场计算模块与商用软件比较一致性较好，表明流场计算模块的可靠性。应用所研制的优化设计软件设计的高亚声叶栅叶片表面等熵马赫数分布呈控制扩散规律；超声叶栅通道内势流区流动近于呈等熵压缩，实现了给定压比下低损失和较大的低损失工作范围。

适用于概念设计的再入飞行器外形优化设计方法

张珍铭丁运亮刘毅张铁亮 — 2011-05-25 00:00:00.0

面向再入飞行器概念设计，提出了一种高效实现外形多目标优化，并按照分层图方式从Pareto-前端与Pareto-最优解集中定量筛选最优设计构型的外形综合设计方法。首先，基于类型函数/形状函数变换技术建立再入飞行器参数化几何模型，实现了以少量设计变量覆盖较大范围的设计空间。进而引入考虑真实气体效应的工程方法估算飞行器气动特性，应用NSGA-Ⅱ进化算法实现兼顾升阻比和容积利用率最大化以及热流量最小化的多目标优化设计。在此基础上，通过减法聚类提取典型设计构型，并根据分层图筛选最优设计方案，相对于初始构型，可以在不损失容积利用率的情况下，使配平升阻比提升44.6%。方法同时还有利于概念设计中设计空间的有效压缩，明确外形参数选择的方向和范围。

用于变体翼梢小翼的伸缩栅格研究

李伟熊克陈宏王帮峰顾蕴松 — 2011-05-25 00:00:00.0

翼梢小翼能抑制翼尖涡流形成、降低机翼的诱导阻力，小翼的高度是对减阻效果影响较大的参数之一。目前翼梢小翼仅针对巡航状态设计，而在起降、爬升等非设计状态减阻效果不佳。变体翼梢小翼能根据飞行状态改变几何外形和尺寸，实时优化减阻效果。本文研究了一种用于变体翼梢小翼的伸缩栅格，通过步进电机驱动，改变翼梢小翼的高度。ADAMS动力学仿真分析表明，伸缩栅格在970.9N?mm的转矩作用下，翼梢小翼的高度变化率可达13.9%，伸缩周期为4.4秒，模型实验验证了该结果。针对飞机起降阶段的流场特性（0.1Ma，6°迎角），采用CFD与风洞试验相结合的方法，分析了伸缩式小翼对机翼翼尖尾涡流动结构和升阻特性的影响。实验结果表明，增大翼梢小翼的高度可显著降低翼尖尾涡强度，最大降幅约为47.7%；并可将机翼的升力系数提高3.5%，阻力系数降低4.8%。因此，采用伸缩栅格结构的变体翼梢小翼具有改善飞机起降性能的潜力。

一种非对称折叠扑翼的风洞实验与数值计算研究

张云飞叶正寅谢飞 — 2011-05-25 00:00:00.0

为了解鸟类翅膀折叠运动的作用，对一个专利中的折叠扑翼机构进行了数学建模，外翼的折叠运动由非定常过程中的气动力、弹性恢复力矩和惯性力决定。利用风洞实验和数值计算两种方式对该折叠扑翼模型进行了研究。数值和实验结果表明：相对于非折叠扑翼，折叠翼能够有效提高平均升力；在一定范围内增加内翼扑动频率可以提高折叠翼平均升力系数，但对折叠翼平均阻力系数影响甚微；一个扑动周期内折叠翼能量耗损小于非折叠翼；各力系数曲线揭示了折叠翼与非折叠翼气动特性差别的原因。所以，在扑翼飞行器设计时采用折叠运动是有利的。

基于扩展单脉冲比的拖曳式诱饵存在性检测

宋志勇肖怀铁 — 2011-05-25 00:00:00.0

诱饵的存在性检测是对抗拖曳式有源雷达诱饵干扰的前提，也是决定抗干扰效果的重要因素。当导引头雷达发射多个不同频率的脉冲信号时，在一定的检测处理时长内目标回波信号幅度服从瑞利分布，而诱饵干扰信号则是幅度固定的。本文基于导引头雷达波束内诱饵存在导致的回波特征变化，通过提取诱饵存在/不存在两种情况下雷达接收回波信号的幅度特征差异以及单脉冲比特性差异，推导了两种假设下比幅测角扩展单脉冲比的条件概率密度函数，在此基础上提出了采用Neyman-Pearson准则的广义最大似然比(GLRT)诱饵存在性检测方法。结合不同干扰场景仿真验证了该方法的有效性。

基于方差的相关输入变量重要性测度分析新方法

郝文锐吕震宙田龙飞 — 2011-05-25 00:00:00.0

为了清晰地掌握相关输入变量情况下响应量方差的来源，非常有必要将基于方差的重要性测度分离为相关部分和独立部分。为此，在二阶非线性回归的基础上，提出了一种适用于非线性响应量的相关变量重要性分析的新方法。一个输入变量对响应量方差的相关贡献由该变量与每一个剩余变量两两相关的贡献分量组成，所以又进一步提出了一种概念简单有效的求解相关贡献分量的方法，并在此基础上定义了重要性矩阵，以便清晰地表达相关变量对响应量方差贡献的各个分量。数值算例和工程应用算例中各相关输入变量的重要性测度分析的结果表明本文方法可以在二次非线性响应量情况合理分解相关变量的相关贡献和独立贡献，对于更复杂的非线性响应量情况，通过扩展所提方法中的二次非线性回归为更合理的近似模型，可以得到重要性分析的高精度结果。

基于梯度方向二值模式特征的飞机翼尖跟踪技术

孙瑾顾宏斌侯建波 — 2011-05-16 00:00:00.0

研究基于视频图像分析与定位的飞机翼尖跟踪技术，为飞机地面移动提供安全保障。现有图像特征进行翼尖跟踪经常失效且计算效率低下，本文结合纹理和轮廓信息，提出以梯度方向二值模式为特征的粒子滤波跟踪算法，降低特征维数的同时建立局部和全局的翼尖特征直方图描述，提高识别效果。同时，该算法在粒子滤波基本框架之下，结合当前观测信息，通过粒子传播半径的自适应更新建立系统状态模型，降低粒子集的衰减程度，提高算法效率。实验结果表明，该算法有效降低计算复杂度，在各种复杂背景下均可实现各种翼尖实时、有效的跟踪，并更具鲁棒性。

一种快速的自适应角度-多普勒补偿算法

田斌朱岱寅朱兆达 — 2011-05-16 00:00:00.0

自适应角度-多普勒补偿(Adaptive Angle Doppler Compensation，A2DC)算法可在惯导参数未知的情况下解决非正侧视阵列中由杂波距离相关性引起的非均匀问题，但该算法运算大、工程实现困难。本文首先对A2DC算法的基本工作原理进行了深入的分析；在此基础上，针对算法运算量大的缺点，将分块处理和近似投影子空间跟踪(Projection Approximation Subspace Tracking，PAST)技术引入到A2DC算法中，提出一种快速的自适应角度-多普勒补偿(Fast Adaptive Angle Doppler Compensation, FA2DC)算法。与常规的A2DC算法相比，二者补偿性能相当，但FA2DC算法的运算量显著降低。仿真实验验证了此算法的有效性。

舰载机弹射起飞前起落架牵制载荷突卸动力学分析

于浩聂宏魏小辉 — 2011-05-16 00:00:00.0

考虑牵制载荷突卸，建立舰载飞机弹射起飞动力学模型，对弹射起飞全过程中前起落架受载情况进行分析计算，并详细论述其动力学成因。研究结果表明：张紧过程中，前起落架产生较大压缩量以及向后的弯曲变形，牵制载荷的突然卸载使前起落架压缩量减少并迅速向前弹出；滑跑过程中，起落架的前后振动导致起落架与机身铰接处的载荷快速、大幅的振荡，对机体结构以及机载设备的寿命和使用安全都会产生不利影响。

传感器位置误差条件下仅用频差的无源定位性能分析

李金洲郭福成 — 2011-05-16 00:00:00.0

传感器自身的位置误差对辐射源的无源定位精度可能有较大影响，文章详细分析并推导了在存在传感器位置误差条件下，仅使用到达频率差（FDOA）参数对辐射源定位的误差克拉美罗下限（CRLB）和均方误差（MSE）。在传感器位置误差条件下，提出仅用FDOA来同时估计辐射源和传感器位置的泰勒级数方法，并证明该定位方法理论上的MSE和CRLB一致。实验中在给定较好初始解的情况下，泰勒级数方法的估计精度基本上达到了CRLB，同时也验证了定位误差CRLB和MSE性能理论分析的正确性。

基于约束序贯M估计的时空域融合红外杂波抑制

龙云利徐晖安玮林两魁 — 2011-05-12 00:00:00.0

针对红外弱小目标检测中的强背景杂波干扰抑制问题进行研究，提出了一种基于参数约束序贯M估计的时空域融合自适应杂波抑制算法。该算法首先在分析序列图像帧间失配的基础上建立了一种改进的时空域融合背景预测模型，结合二维离散傅立叶快速变换图像配准和双线性插值方法进行灰度值估计；然后，基于约束序贯M估计方法进行模型参数的自适应估计，利用双阈值方法提取参数估计样本，并引入遗忘因子和控制因子提高算法的稳健性。仿真实验表明：所提算法不仅能够在一般的杂波干扰环境下实现背景的滤除，而且能够在强杂波干扰环境下较好地实现背景的抑制与目标信号的保持；相对现有算法具有较明显的性能优势和更强的环境适应能力。

计及弯折波的舰载机拦阻系统控制

张萍金栋平 — 2011-05-10 00:00:00.0

本文计入弯折波，用PID控制方法研究了舰载机拦阻着舰过程中的动力学问题。鉴于弯折波在甲板滑轮与钩索啮合点之间反复传播的复杂性，首先不考虑弯折波，以液压阻尼力作为控制输入建立系统非线性动力学模型，按照尽可能使拦阻钩载保持常数这一要求，用最优控制方法获得了一组理想轨迹。然后，用PID控制方法进行跟踪控制，跟踪过程中采用了离散的弯折波模型。结果表明，弯折波的计入，会使拦阻钩载在拦阻初期出现波动效应，这与美军标MIL-STD-2066中的实验结果一致。

基于混合FE-SEA法高温环境飞行器宽频声振特性分析

杨雄伟李跃明耿谦 — 2011-05-10 00:00:00.0

针对高超声速飞行器在服役中的高温和高声强环境，从高温引起结构附加热应力和材料物性改变两个方面出发，以X-43A为研究对象，使用混合有限元-统计能量方法（混合FE-SEA）对其在高温环境、165dB声压作用下的声振特性进行数值分析。建立由结构FE模型和内声场SEA模型构成混合声振系统，得到1800Hz宽频范围内结构表面响应，并对其能量在空间和频域内分布进行分析。结果表明：自由状态下，热应力对结构的模态频率影响较小；频域内速度响应曲线与室温的相比具有相同变化趋势，RMS值以及多数频段内PSD值略有下降。材料物性改变明显降低了结构的模态频率，响应峰值向较低频率处移动；在结构中部，物性改变引起结构速度响应RMS值增大及若干频段能量的增加；在前端，物性变化引起结构速度响应RMS值减小。

不同结构等离子体激励器的流场特性实验研究

史志伟范本根 — 2011-05-10 00:00:00.0

采用PIV测试技术，在静止空气中测量了H型、O型和L型三种结构的介质阻挡等离子体激励器的诱导速度场，分析了流场结构，并研究了激励器设计参数对诱导速度的影响。研究结果表明，三种结构的激励器都产生了离开激励器表面向上的射流。其中O型和L型结构的激励器受电极电压的影响比较明显，随着电极电压的增加，射流速度的最大值增大。H型激励器的诱导射流速度受电极极间宽度影响，随着两侧电极间距的增大，所形成的射流速度也越大，并在极间宽度22mm时达到最大值；O型激励器的诱导射流速度受到激励器电极直径影响，随着电极直径的增大，所形成的射流速度也越大，在直径30mm时达到最大值；L型激励器的诱导射流方向受电极夹角影响，随着两侧电极夹角的增大，射流从法向射流向平面射流转化。不同结构等离子体射流激励器流场特性的研究，将为等离子体激励器的设计和工程应用奠定基础。

运载火箭大气层外迭代制导方法研究

傅瑜陈功卢宝刚崔乃刚 — 2011-05-10 00:00:00.0

随着空间发射任务的多样化和复杂化，为了满足运载火箭的机动性、灵活性以及卫星高精度入轨的要求，需要研究制导精度更高、适应能力更强的自适应制导方法。本文总结了运载火箭大气层外最优轨迹的解析解，研究了一种不同于以往迭代制导思想的适用于大姿态角范围的迭代制导方法，推导了其雅克比矩阵的解析式。最后对该迭代制导方法进行了仿真验证，仿真结果表明，本文给出的迭代制导方法具有较高的制导精度和较强的适应性，同时该迭代制导方法计算简单、易于实现，具有较强的工程应用价值。

大型飞机供配电系统可靠性评估与分析

蔡林张玲杨善水王莉 — 2011-05-06 00:00:00.0

飞机供配电系统的可靠运行是关系飞机飞行安全的关键因素。本文以某型飞机供配电系统为例介绍了一种适合大型飞机复杂供配电网络的可靠性评估的方法，并对该型飞机供配电系统的可靠性指标进行了评估和分析。该评估方法利用图论的知识，首先将大型飞机配电系统抽象为网络图；然后采用深度优先搜索法求出电源点到负荷点的最小路集，进而求出相应的最小割集，找出了系统运行的薄弱环节；最后，通过对最小割集的不交化处理结合配电系统部件的原始可靠性数据得出大型飞机供配电系统的可靠性指标。该方法逻辑清晰，通用性强，可以为大型飞机复杂供配电网络的设计和可靠性评估提供参考。

高温低周疲劳-蠕变的改进型广义应变能损伤函数方法研究

黄洪钟朱顺鹏王成栋范志强周乐旺 — 2011-05-06 00:00:00.0

通过对广义应变能损伤函数法（GSEDF）进行分析，用塑性应变能表征低周疲劳损伤，提出了一种改进型高温低周疲劳-蠕变寿命预测能量模型，修正了广义应变能损伤函数法中的能量参数，使其与工程实际更吻合。本文提出的模型具有适用性广和试验数据利用率高等优点，且能综合反映加载方式、保载时间和平均应力的影响。最后，应用该模型对试验数据和轮盘用GH4133高温合金在不同温度和应变比（应力比）下的疲劳-蠕变寿命进行了预测，预测结果与实测结果吻合较好，精度明显优于GSEDF模型、SWT模型、应变能频率修正法和塑性应变能密度法。

复合材料波纹板剪切载荷作用下屈曲试验与分析研究

吴存利 — 2011-05-06 00:00:00.0

对复合材料波纹板在剪切载荷作用下屈曲进行试验、工程算法和有限元算法研究。通过试验，探索了两种不同波长的复合材料波纹板屈曲载荷和破坏载荷；采用工程算法和有限元方法计算了八种不同波长的复合材料波纹板屈曲载荷，并与试验结果进行了比较分析。在试验和分析研究的基础上，提出了对复合材料波纹板屈曲载荷计算值修正的修正因子。结果表明，相对于试验结果，波纹板屈曲载荷的工程计算值大于试验值，而有限元计算值小于试验值，且随着波长的增大，两种方法计算误差越来越大。计算结果也表明本文提出的计算载荷修正因子，可以有效地对有限元计算值和工程计算值进行修正，使修正后的计算值接近于试验值。

应用控制力矩陀螺的卫星姿态快速机动控制

刘刚李传江马广富黄静 — 2011-05-03 00:00:00.0

针对使用单框架控制力矩陀螺SGCMG作为执行机构的卫星姿态大角度快速机动控制问题，设计了以Legendre伪光谱算法和滑模控制方法相结合的控制策略。首先采用能量与时间相结合的最优性能指标，应用Legendre伪光谱算法将最优控制问题转化成非线性规划问题，求解出能量和时间综合最优姿态机动轨迹。以该规划轨迹中的卫星姿态四元数和角速度信息为跟踪期望值，采用滑模变结构控制方法对其进行精确跟踪。该控制方法不仅实现了卫星姿态的快速机动，而且可以有效避免SGCMG陷入奇异状态。

柔性飞机非线性气动弹性与飞行动力学耦合静、动态特性研究

张健向锦武 — 2011-05-03 00:00:00.0

高空长航时飞机结构细长，具有柔性，在常规飞行条件下可发生结构大变形、气动失速以及结构低频振动与刚体运动耦合，这些现象显著影响其静、动态特性。基于几何精确完全本征运动梁模型、ONERA动失速气动力模型和六自由度刚体运动模型，建立了考虑几何非线性、动失速和材料各向异性等因素的大展弦比柔性飞机非线性气动弹性与飞行动力学耦合模型。使用常规布局和飞翼布局两种柔性飞机算例模型，对大展弦比柔性飞机非线性气动弹性与飞行动力学耦合配平、动稳定性和时域响应特性开展了研究。研究结果表明：当机翼变形较小时，柔性飞机配平攻角小于刚性飞机配平攻角，整个翼展范围内均可能发生失速，全机升力损失显著，可导致飞行高度迅速降低；当机翼变形较大时，柔性飞机配平攻角大于刚性飞机配平攻角，失速发生于翼尖且范围有限；机翼变形增大可导致全机运动趋于不稳定，气动弹性剪裁有助于改善柔性飞机动稳定性。

一种面向翼面设计的气动弹性分析模型

杨佑绪吴志刚杨超潘登 — 2011-05-03 00:00:00.0

在翼面早期设计阶段，为了快速有效地评估结构变化对力学和气动弹性特性的影响，亟需一种基于物理特征的结构分析模型。基于对多栅格式弹翼结构典型组件梁、肋腹板和蒙皮建模的相关研究，本文针对机翼结构，发展了针对梁、肋凸缘以及长桁的建模方法。对模拟边界条件的弹簧的刚度选取进行了详细研究,得到了刚度值的建议选取范围。将等效板模型推广应用到典型机翼结构的静力学、动力学以及静、动气动弹性分析中。通过和有限元计算结果比较发现，两者吻合较好，但等效板方法计算效率更高。等效板模型能够为翼面的早期设计提供一种快速有效的分析模型。

机身前体横截面形状对三角翼涡破裂位置的影响

付海鸣李栋 — 2011-05-03 00:00:00.0

摘要：本文通过求解三维定常雷诺时均方程，采用SST湍流模型，在亚声速范围内，分别对融合体前体/三角翼组合体和旋成体前体/三角翼组合体流场中翼涡破裂现象进行了数值模拟。模拟结果显示，与旋成体前体相比，在中、大迎角时，融合体前体的分离涡，涡量集中，强度高，进入机翼上方流场后，能够与翼涡密切耦合，彻底地改变翼涡强度的分布状态，显著地延迟翼涡破裂。在此基础上，本文对融合体前体延迟翼涡破裂的机理进行了深入探讨。通过对模拟结果的对比分析，可得出下述结论：(1)机身前体横截面形状对翼涡强度的分布状态有着重大影响。(2)翼涡强度的分布状态对翼涡破裂位置有着重大影响，保持翼涡强度递增，有利于形成轴向顺压梯度，是延迟翼涡破裂的一个重要措施。

涡轮叶片精铸模具陶芯定位元件逆向调整算法研究

崔康汪文虎蒋睿嵩赵德中 — 2011-05-17 00:00:00.0

针对空心涡轮叶片蜡型压制过程中陶芯定位元件补偿量难以量化问题，提出了基于蜡型壁厚测量结果的逆向解析算法。通过建立陶芯定位误差传递模型和逆向调整模型，确定了陶芯壁厚偏差与定位元件补偿量之间的映射关系。运用超声脉冲反射法对一组蜡型进行壁厚测量，根据测量结果逆向调整陶芯定位元件尺寸并重新压制蜡型进行对比分析。结果表明，该方法能够有效计算陶芯定位元件尺寸补偿量，对提高空心涡轮叶片蜡型定型效率以及进一步控制空心涡轮叶片壁厚精度有一定指导意义。

基于傅立叶展开的电动力绳系卫星最优控制

潘伟路长厚李吉栋孔令敏 — 2011-04-26 00:00:00.0

电动力绳系卫星的推力幅值较小且方向固定，完成轨道机动任务的周期长，其最优控制问题的求解比较困难。采用了在傅立叶空间描述的轨道动力学模型：将控制量电流表示为傅立叶级数的形式，并推导了用傅立叶系数作为参量的椭圆轨道运动的平均轨道根数方程。在此基础上构造了电动力绳系卫星轨道机动的最优控制模型，通过直接配置法将其转化为非线性规划问题，使用序列二次规划法进行了数值求解。固定圈数内最大提升轨道高度和最短时间变轨两个算例表明，这种方法可以快速精确的求解椭圆轨道内电动力绳系卫星的最优控制问题。

随机机翼结构阵风响应的分布函数及灵敏度分析

Shufang Song 吕震宙张伟伟叶正寅 — 2011-04-26 00:00:00.0

随机结构在随机激励作用下的结构响应具有随机不确定性，响应的分布函数能够充分地体现响应量分布变化规律，只要掌握了响应的分布函数，就可以进一步掌握响应的统计信息。基于响应的分布函数，对基本变量的分布参数进行灵敏度分析，可以表明基本变量的随机不确定性对输出响应的随机不确定性的影响程度，从而清楚地表明重要随机变量和非重要随机变量，为降低变量维数和优化设计提供依据。本文针对承受阵风激励的典型喷气运输机的BAH机翼，采用近似解析法、Monte Carlo模拟法以及本文所建立的分层线抽样方法对机翼的翼根弯矩进行分布函数的求解，并进行分布函数的灵敏度分析，通过分析得到第两阶和第五阶模态的质量和频率对响应的分布函数影响较大的结论。

定向凝固涡轮叶片不同部位材料疲劳性能差异研究

闫晓军邓瑛孙瑞杰谢建文 — 2011-04-26 00:00:00.0

为了研究定向凝固涡轮叶片不同部位材料疲劳性能的差异，根据典型涡轮叶片的工艺和几何特征，设计了两类叶片模拟件和用于对比研究的带缺口的标准试件（即对比试件），在此基础上开展了高温低循环疲劳试验和对比分析研究。试验结果表明：缘板模拟件、叶冠模拟件的材料疲劳性能分别为对比试件的5.93%和7.68%。这说明叶片不同部位的材料疲劳性能差异明显，在定向凝固涡轮叶片的结构、寿命设计中，需要考虑这种差异。研究结果对于定向凝固涡轮叶片设计方法的完善和成形工艺的改进都具有重要意义。

基于传输性能降级约束的机载网络可靠性研究

张勇涛黄臻熊华钢 — 2011-04-26 00:00:00.0

为提高因出现故障而导致网络设备资源不足时机载网络的可靠性,定义了两种机载网络传输性能降级约束，降级约束使用三个参数精确描述机载网络中消息实例传输成功或失败的数量及其分布；并提出了动态失效、关键函数和最小确定性将来序列等概念来对网络传输性能降级约束进行理论分析：通过计算关键函数值预先确定下一条消息实例传输失败是否会产生动态失效；使用最小确定性将来序列确定在不发生动态失效时将来消息实例传输成功的最少数量。给出了两种实施约束的策略：消息源节点静态过滤和网络动态仲裁；提出了一种适用于网络动态仲裁策略下的调度算法：基于网络传输性能降级约束的双层优先级调度，该算法利用关键函数的预判性来避免动态失效；并分析了该算法的可调度性条件。理论分析和实验仿真表明，当机载网络设备资源不足时，通过实施网络传输性能降级约束可以把网络性能降级的程度限制在可控范围内，从而增强了机载网络的可靠性。

直升机单发失效后自转着陆轨迹优化

孟万里陈仁良 — 2011-04-26 00:00:00.0

建立了直升机单发失效后增广的纵向三维刚体飞行动力学模型，通过选择合适的目标函数、路径约束和边界约束，将自转着陆问题表示成非线性最优控制问题，使用非线性规划方法求解得到自转着陆的最优轨迹和操纵。以UH-60直升机为例，首先计算了自转着陆距离最短的最优解，并与二维点质量模型进行对比。结果表明三维刚体模型在旋翼转速、旋翼拉力系数和下降率的时间历程与二维点质量模型一致的情况下，能提供直升机自转过程中的姿态变化，且纵向操纵更符合实际。然后考虑驾驶员反应滞后的实际情况，研究了自转着陆速度最小的最优轨迹和操纵，发现可以获得更小的下降率和更柔和的操纵，而着陆所需的末端时间和自转着陆距离会明显增加。

基于激波风洞的超声速磁流体动力技术实验系统

李益文李应红张百灵金迪陈峰朱涛 — 2011-04-26 00:00:00.0

开展磁流体动力技术实验研究，实验系统必须满足两项基本的条件，一是超声速或高超声速气流；二是气流必须是导电流体。介绍了基于激波风洞的超声速磁流体动力技术实验系统的基本组成，设计思想和调试情况。设计了马赫数2超声速喷管及实验段；采用氦气驱动氩气，在平衡接触面运行方式下得到高温气体，通过在低压段注入电离种子K2CO3粉末，实现高温条件下导电流体的产生。得到了以下结论：通过合适的设计激波管高低压段长度，实验时间为9ms左右；⑤区总温达到3500K以上，由于实验时间很短，采用有机玻璃加工的喷管及实验段不需要考虑冷却问题；马赫数2超声速气流的电导率达到40S/m，采用电磁铁的情况下，当p1=3000Pa时，L=0.2m，B=2.0T时，磁作用数为0.174，采用永磁铁的情况下，当p1=1000Pa时，L=1m，B=0.5T时，磁作用数为0.164。利用本实验系统可以开展磁流体流动控制、磁流体发电、磁流体加速等基础实验研究。

光电探测系统指向误差分析、建模与修正

张智永周晓尧范大鹏 — 2011-04-22 00:00:00.0

针对光电探测系统的高精度指向要求，提出了一种基于半参数回归模型的改进算法。全面分析了误差来源，如光学系统的光轴一致性误差、机械框架的垂直度和回转误差、控制系统的稳定跟踪误差以及载体环境误差等，采用多体系统运动学理论，建立了具有明确物理意义的指向误差线性模型。同时，针对系统中的非线性误差因素，提出了半参数回归模型改进算法。仿真实验表明：改进算法能够很好的抑制测量数据中非线性误差的干扰，参数辨识精度优于0.6″；转台实验表明：修正后，系统的指向精度从23.41″提高到2″。

蛇形进气道的涡控设计概念

谢文忠郭荣伟 — 2011-04-22 00:00:00.0

针对传统概念设计的蛇形进气道畸变大、总压恢复系数较低以及相应流场控制技术存在局限性等缺点，本文基于对典型蛇形进气道内通道二次流的涡动力学形成及其对气流分离的影响分析，提出了蛇形进气道的涡控设计概念，并利用数值仿真进行了初步验证。结果显示：与原型方案相比，蛇形进气道涡控设计方案成功抑制了上壁面大范围的气流分离，巡航状态畸变指数DC60降低了76%，总压恢复系数提高了0.84%，并且能够在较宽广的飞行包线内以较高的性能安全工作，表明了涡控设计概念的可行性。同时，由于涡控设计概念无需添加任何辅助的流场控制措施，因此有望使L/D?3一级的蛇形进气道迈向工程实用。

基于机载单天线雷达一维距离数据的地表三维信息优化重建方法

张颖康肖扬 — 2011-04-22 00:00:00.0

陆地的刚体表面在机载雷达的任意相对运动下具有几何不变性，基于此约束可利用雷达距离像中提取出的地面多个强散射点的一维距离数据，重建出地表的三维信息以及载机未知的运动轨迹。鉴于现有基于雷达远场假设的重建方法无法适用于对具有较大近场误差的地面目标重建的问题，提出了一种基于雷达近场几何模型的优化重建方法，其采用非线性优化方法实现了对重建参数的捆绑调整。仿真实验证明，此算法对于近场目标的重建精度具有显著的提升，由此实现了机载单天线雷达任意未知三维运动下对地表三维信息的高精度几何重构。

层流流动控制技术及应用

丁举春朱自强吴宗成 — 2011-04-18 00:00:00.0

摘要：摩擦阻力占民机总阻力的很大比例，减少摩阻对改善民机性能和降低成本具有重要意义。层流摩阻远小于湍流摩阻，因此扩大层流区，甚至实现全层流流动是减租的一个重要途径。为此，形成了包括自然层流流动、全层流流动和混合层流流动等三种层流流动控制技术。本文从减阻分析，三种层流流动控制技术的概念、方法、优缺点、可带来的效益，层流流动控制技术的设计方法，层流流动飞机的维护（包括防昆虫和冰粒等污染的措施）等方面作了较为系统的阐述。本文概要介绍了国外自1930年～2000年间层流流动控制技术的研究简况，并选择了X21A飞机缝道吸气飞行试验、Jetstar HLFC前缘系统模拟航线飞行的飞行试验、以及Boeing 757 HLFC飞行试验等重要的飞行试验项目为例阐述了层流流动控制技术的发展状况，并指出今后进一步研究的方向。

发动机整流支板的大尺寸过冷水滴撞击特性研究

胡剑平刘振侠张丽芬 — 2011-04-22 00:00:00.0

目前航空发动机防冰系统通用设计方案是以过冷小水滴的撞击特性为依据，但最新的研究结果显示大尺寸水滴环境下的结冰会对飞行器带来更加恶劣的影响。基于此，对大尺寸过冷水滴环境下发动机进口支板的水滴撞击特性进行了研究。首先对水滴运动控制方程进行了修正，以模拟水滴的变形及破碎的影响；然后对水滴在壁面处飞溅、反弹现象进行了机理研究，给出了大尺寸过冷水滴撞击特性计算的数学模型；最后对尾部可调的发动机进口支板在调节角度分别为0°与30°时，水滴当量直径为120m时的水滴撞击特性进行了数值模拟。研究结果显示：调节角度为0°时，水滴在驻点附近区域处于不稳定状态，破碎成当量直径较小的水滴；支板驻点处由于水滴飞溅造成水滴收集率下降了11.8%,同时由于水滴在局部地方的反弹使得撞击极限下降了35.7%。调节角度为30°时，水滴在运动中没有破碎，但是在支板可调部分表面水滴全部反弹。

翼伞平面形状对翼伞气动性能的影响

朱旭曹义华 — 2011-04-18 00:00:00.0

对带气室的、展弦比为3的不同平面形状翼伞模型的流场进行了三维、定常数值模拟，详细考察了平面形状对翼伞气动性能的影响。运用有限体积法对三维坐标系下不可压雷诺时均N-S方程RANS(Reynolds-Average Navier-Stocks)进行了直接求解，采用 k-ω SST二方程湍流模型进行湍流的模拟。数值模拟得出的原始翼伞的气动性能参数与试验数据在总趋势上符合很好，在算例计算中分析了二者存在的差异。通过对多种平面形状的翼伞模型进行大量计算，研究了各模型间气动性能的变化规律，得出了一系列结论，为进一步研究更多不同几何参数的翼伞模型提供了参考。

缺口件振动疲劳寿命分析的名义应力法

李德勇姚卫星 — 2011-04-18 00:00:00.0

为了描述缺口根部的应力均方根的集中程度，给出了缺口件在动态载荷激励下的应力均方集中系数的定义及其计算公式。基于结构疲劳的基本机理，通过考察缺口根部应力均方值的分布特点，给出了疲劳缺口系数的计算公式，形成了缺口件振动疲劳寿命分析的名义应力法。通过三个算例，计算结果表明本文提出的方法能很好地预测缺口件振动疲劳寿命。

带旋转修正的弹簧-TFI混合动网格方法

张兵韩景龙 — 2011-04-18 00:00:00.0

网格存在大变形时，传统的TFI动网格方法易于引起网格正交性问题。依据几何关系并考虑其插值特点，提出了一种带旋转修正的TFI动网格方法。对结构网格块进行分块，在子块角点间建立弹簧元，并基于弹簧分析方法计算角点位移；子网格内部结点位移采用修正后的TFI方法进行计算，从而形成具有弹簧-TFI混合特征的动网格新方法。以典型二维及三维粘性网格为例进行方法的有效性研究。结果表明，在显著大变形情况下，引入旋转修正得到了正交性和光顺性良好的变形网格。另外，方法的计算效率较传统TFI有所降低，但相比弹簧方法提高1到2个量级。

激波控制鼓包提高翼型跨声速抖振边界研究

田云刘沛清彭健 — 2011-04-18 00:00:00.0

翼型抖振边界是仅次于升阻比的一项重要气动指标。采用定常RANS方程，以升力线斜率平缓及激波位置震荡作为基本判据确定了RAE2822翼型在指定跨声速来流条件下的抖振边界。通过大量CFD试验，针对RAE2822翼型设计了一种特定外形的激波控制鼓包并确定了其具体安装位置。该激波控制鼓包在抖振迎角附近可以显著降低激波强度，稳定激波位置并推迟抖振现象发生，最终达到扩大抖振边界的目的，其在设计跨声速来流条件下可将抖振升力系数提高5%-10%；而当迎角较小或超过抖振迎角后该激波控制鼓包不会对基本翼型的气动性能产生较大影响。

基于NURBS方法的机翼气动外形优化研究

马晓永范召林吴文华杨党国 — 2011-04-18 00:00:00.0

飞行器气动外形优化就是将设计对象的空气动力学性能分析与最优化方法相结合，通过不断改变设计对象的外形，使其气动性能在满足一定约束条件下达到最优。气动外形优化是一个涉及几何参数化、动网格、流场计算和寻优算法的综合应用平台。随着计算流体力学的发展以及高性能计算机的使用，气动外形优化在现代飞行器设计中的作用愈加明显。本文建立了基于NURBS（Non-Uniform Rational B-Spline，非均匀有理B样条）参数化方法的机翼气动外形优化平台。优化过程中采用弹性网格变形法，由雷诺平均Navier-Stokes方程组和Baldwin-Lomax代数湍流模型求解流场，并用离散伴随方法进行目标函数梯度求解，最后结合SQP（Sequential Quadratic Programming，序列二次规划）方法进行优化迭代。通过对ONERA M6机翼在跨声速条件下进行优化分析，结果表明在保持升力系数和机翼容积不变，M=0.84、α=3.06°时，优化后机翼表面压力系数有明显变化，上翼面“λ”激波明显减弱，相对于原始外形优化后机翼阻力系数减小0.0025，降幅达13.1％；优化实例验证了该方法有效可行。

具有随机不确定性的机翼颤振优化

张军红韩景龙王晓庆 — 2011-04-18 00:00:00.0

针对不确定性参数在颤振优化分析中的影响，提出了一种含颤振约束的、具有随机不确定性的机翼气动弹性优化设计方法。在MSC.NASTRAN平台上建立结构的动力学模型、采用ZAERO程序进行非定常气动力计算与颤振分析，用响应面方法计算隐式失效功能函数，以重量最小为设计目标，对包含颤振概率约束的复合材料机翼进行优化设计。研究显示，该方法切实可行，能有效解决机翼结构不确定性优化中计算量大、失效功能函数不能显式表达的问题，并且适合大型复杂模型，方便软件集成。所得到的优化设计解对随机不确定性具有稳定性。

一种非线性滤波器的误差分析及应用

杨静冀红霞魏明坤 — 2011-04-18 00:00:00.0

针对一类具有未建模误差和扰动的非线性系统的状态估计问题，提出一种在线估计并补偿模型误差的非线性滤波算法，该方法基于预测输出残差的方差最小的基本原则估计模型误差，再利用扩展卡尔曼滤波的思想对补偿后的模型进行状态估计；详细推导了状态估计误差及其方差阵的传播模型。以卫星姿态确定系统为例，仿真验证了具有未建模误差时算法的有效性。与扩展卡尔曼滤波和预测滤波相比，改进的算法不仅可以实时估计并补偿系统模型误差的影响，提高姿态估计的精度，而且收敛速度快。

基于阻尼补偿的直流发电机带恒功率负载系统稳定性分析

谢占明郭宏黄建 — 2011-04-11 00:00:00.0

提出了一种提高基于阻尼补偿的直流发电机带恒功率负载系统稳定性的方法。依据输入滤波器输出阻抗极大值最小原则对基于阻尼补偿的直流发电机带恒功率负载系统输入滤波器参数进行了最优设计。通过输入滤波器输出阻抗频率特性及阻抗特性曲线，证明了阻尼补偿的效果。运用恩奎斯特曲线方法对基于阻尼补偿的直流发电机带恒功率负载系统进行了稳定性分析，并通过仿真加以验证。理论分析与仿真结果表明，基于阻尼补偿的直流发电机带恒功率负载系统带载能力可提高一倍以上。

基于反步设计法的挠性航天器姿态镇定

王翔宇丁世宏李世华 — 2011-04-11 00:00:00.0

针对基于四元数描述的挠性航天器姿态控制系统，利用反步设计法提出了基于模态观测器的姿态镇定控制律设计方案。首先，构造挠性模态观测器对挠性模态变量及其变化率进行观测；其次，将角速度看成虚拟控制器，设计虚拟角速度镇定运动学模型与挠性模态变量组成的子系统；最后，设计控制律使得角速度能够渐近跟踪上虚拟角速度，从而使挠性航天器姿态控制系统达到渐近稳定。当不存在扰动时,文中设计的控制律能够使得挠性航天器姿态闭环控制系统渐近稳定。当存在有界扰动时，在控制律作用下，姿态控制系统的状态能够在有限时间内收敛到一个包含原点的可调小区域中，该区域的边界由控制器参数决定。数字仿真结果验证了所给方法的有效性。

超薄可折叠复合材料豆荚杆的制备与验证

白江波熊峻江高军鹏益小苏张子龙何先成刘志真李雪芹 — 2011-04-11 00:00:00.0

对复合材料豆荚杆制备与验证技术进行了探索研究。根据豆荚杆使用条件和环境，确定了所用基体树脂，同时引入层间增韧技术，并采用真空袋法和胶结工艺，制备了豆荚杆；然后，完成了其在室温下的压扁、卷曲和自动恢复形状的功能验证实验；通过扫描电镜照片和红外图谱，分析和讨论了其层间增韧机理。研究结果表明，所选用的树脂、增韧方法和成型工艺能够制备出满足功能要求的豆荚杆。

基于OpenGL的飞机飞行实测数据可视化研究

叶舸田兆锋闫楚良 — 2011-04-06 00:00:00.0

为实现飞机飞行历程实测数据可视化，运用基于OpenGL技术，研究了飞机的三维模型建模方法、特殊场景的生成技术和三维模型的实测数据驱动，建立了飞机的三维模型、飞行场景，基于飞行实测数据驱动方式，实现了飞机飞行历程数据的多视角可视化，为实测飞行数据是否满足飞行大纲的要求提供了可视化的评定方式，直观地再现了飞机的实测飞行历程，并可以通过飞机飞行姿态判断飞机的受载状况。该飞行数据可视化系统通过提供飞行实测数据格式描述文件和三维模型配置，实现不同机型实测数据可视化，具有较强的适用性。

基于负刚度预载荷机构的锥形介电型EAP驱动器研究

朱银龙王化明赵东标栾云广 — 2011-04-06 00:00:00.0

为了便于介电型EAP驱动器的优化设计，针对介电型EAP驱动器进行建模是极其重要的。结合弹性大变形理论及Maxwell应力建立了介电型EAP材料的机电耦合模型，分析了一种可以提高驱动器性能的负刚度预载荷机构，在此基础上建立了基于负刚度预载荷机构的锥形介电型EAP驱动器的模型。通过对微分代数方程组的求解，分析了预载荷机构对驱动器驱动性能的影响，得出特定尺寸的锥形驱动器在不同驱动电压下的电压-位移曲线以及驱动器薄膜中的主延伸率、主应力分布情况，同时给出了锥形驱动器的力-位移曲线。最后将试验结果与理论分析进行比较，给出了导致偏差的原因。研究结果表明，本文的建立的模型可以为锥形介电型EAP驱动器的设计应用提供参考依据。

飞机起落架载荷谱实测与编制方法

刘克格阎楚良 — 2011-04-06 00:00:00.0

针对某飞机主起落架的自身结构和其受力特点，确定了测量其载荷时应变片粘贴位置及其组桥方式，并根据标定方程获得实测载荷时间历程。根据实测载荷时间历程的特点和规律，特别对首次着陆撞击时，充分考虑了载荷的大小、频次和相位，以此编制试验载荷谱，为起落架全尺寸疲劳试验及可靠性研究提供了重要依据。

尖化前缘高导热材料防热分析

孙健刘伟强 — 2011-04-06 00:00:00.0

针对飞行器高超声速飞行时严重的气动加热环境，提出疏导式热防护结构，为飞行器前缘提供热防护。采用有限元法和有限体积法，分别对在特定工况下飞行的尖化前缘固体域和流体域进行计算，验证了前缘内嵌高导热材料的防热效果,其中来流马赫数为6.5时头部壁面最高温度下降了13.6%，尾部最低温度升高了16.7%，实现了热流由高温区向低温区的转移，削弱了前缘头部的热载荷，强化了前缘的热防护能力。对于耐热材料提出一个最佳厚度值，即综合考虑厚度增加带来额外的热载荷，在保证热结构稳定的同时选取最小厚度。对耐热材料黑度和高导材料的导热系数对壁面温度的影响进行了讨论，为尖化前缘防热材料的选取提供一定的参考依据。

超音速客机低音爆布局反设计技术研究

冯晓强李占科宋笔锋 — 2011-04-02 00:00:00.0

音爆已经成为限制民用飞机在陆地上空进行超音速飞行最关键的因素。降低超音速客机的音爆水平，使其能够在陆地上空超音速飞行将会给超音速客机带来巨大的潜在市场。本文基于Seebass-George-Darden（SGD）方法，构建了相关的设计分析环境，对超音速客机低音爆布局的反设计技术做了研究分析，在此基础上首次提出了一种“梭式”布局静音超音速客机方案。计算分析表明，“梭式”布局较好的兼顾了低音爆的设计要求和气动的设计要求，升力面沿机身纵向均衡配置以及双S形前机身都有利于音爆的降低，为新一代低音爆超音速客机的设计提供了有益的参考。

执行器故障的挠性航天器姿态滑模容错控制

胡庆雷 — 2011-04-02 00:00:00.0

针对挠性航天器执行器卡死与失效故障的姿态稳定控制问题，提出了一种结构简单、计算量小的改进型滑模容错控制策略。该方法在继承滑模控制优点的同时，又能削弱传统的滑模控制中抖振现象对姿态控制精度的影响，且它采用自适应技术在线估计系统中的不确定参数，从而保证所设计的控制律对外部干扰、不确定甚至时变的转动惯量具有良好的鲁棒性。对设计者而言，该控制器的在轨应用并不需要任何在线或离线的故障信息，能够完全独立于地面站的支持。基于Lyapunov方法从理论上严格证明了该控制器不但能够有效地处理执行器故障，而且保证了闭环系统的全局一致最终有界稳定，实现对姿态的高精度控制。最后将所提出的方法应用于某型挠性航天器的姿态稳定任务中，仿真结果验证了该方法的有效性，及其对执行器卡死与失效故障的较强的容错能力。

模型确认热传导挑战问题求解的贝叶斯方法

张保强陈国平郭勤涛 — 2011-04-02 00:00:00.0

为了进一步推动模型确认方法的发展并明确其具体实施步骤，以圣地亚国家实验室提出的模型确认热传导挑战问题为例，建立了模型确认的贝叶斯框架并阐述模型确认的思想以及实现的一般过程。模型确认不仅仅是一个评定仿真模型准确度的过程，而且是一个通过确认结果提高模型预测精度的过程，首先介绍了贝叶斯及不确定性量化的基本理论，强调了模型修正在模型确认中的作用，然后比较了各种模型修正方法的优缺点，最后将贝叶斯模型修正用于热传导问题的模型确认中，得到了比初始模型更准确的预测结果。研究表明贝叶斯模型修正方法用于模型确认能显著提高预测精度。

大小叶片轴流级反问题设计几个问题及数值研究

杨小贺单鹏 — 2011-03-30 00:00:00.0

在常规轴流级流线曲率法通流设计和任意中弧线叶型造型方法的基础上，引用了适合于大小叶片的当量因子叶型损失模型，发展了以M-L-H模型分别计算大叶片和小叶片激波损失的复合激波模型，制定了大小叶片装配方法及程序，以此建立了大小叶片通流反问题设计系统。用该系统对某级增压比2.2的单级高负荷后掠风扇进行了后掠和前掠大小叶片改型设计。经计算流体力学检验，维持后掠造型的改型，在不提高设计点增压比的条件下，级绝热效率相当，流量和失速裕度都得到了提高。而大小叶片结合前掠的改型，当考虑单排静子的最大载荷而提高设计级增压比至2.31时，级绝热效率略微降低约0.3%，流量略减，失速裕度则显著提高。算例也表明本系统适合于大小叶片轴流级的设计。

新型快速Terminal滑模及其在近空间飞行器上的应用

蒲明吴庆宪姜长生付健 — 2011-03-30 00:00:00.0

本文首先分析了Terminal滑模奇异性产生的原因，基于李代数给出Terminal滑模控制器非奇异的判据.再设计两种非奇异新型快速Terminal滑模，其收敛速度在任意点均快于现有的标准快速Terminal滑模.给出了收敛时间公式.将新型快速Terminal滑模与动态滑模相结合，用于近空间飞行器，不仅保证了系统快速收敛和高精度的控制效果，而且很好地避免了抖振.采用改进的非线性干扰观测器逼近近空间飞行器复合干扰，进一步提高控制效果.基于Lyapunov理论，严格证明了系统的稳定性.仿真表明了控制方案的有效性和优越性.

跨音串列转子及前后排叶片匹配工作特性分析

赵斌刘宝杰 — 2011-03-30 00:00:00.0

在折合叶尖切线速度381m/s条件下，利用跨音串列转子技术实现了总压比2.25、负荷系数(ψ=ΔH*•Utip-2)高达0.55的风扇级设计。基于数值模拟结果，分析了串列转子前、后排叶片独特的匹配特性，及其与常规压气机匹配特性不同的原因；进一步推导并验证了前、后排叶片气动参数之间的解析关系，为利用常规压气机设计体系进行跨音串列转子设计提供数学物理模型。研究结果表明：在跨音串列转子工况从堵点向近失速点移动的过程中，前排叶片的工作特性与常规转子一样，而后排叶片的总温升、总压比则不断下降；本文发展了能够较好地预测后排叶片工作特性的模型。

基于H∞最优化与层次结构动态逆的非线性飞行控制器设计

曹立佳张胜修李晓峰 — 2011-03-28 00:00:00.0

为提高某型有翼导弹的飞行控制性能，本文将H∞最优化理论与层次结构动态逆结合起来设计其非线性飞行控制器。在设计层次结构动态逆控制器时，通过调整层次结构动态逆的层次与层次变量，减小了控制器的复杂程度。将层次结构动态逆控制器与导弹非线性6DOF模型联合作为H∞控制的广义被控对象，并对其状态变量进行重构。引入二自由度H∞最优理论进行鲁棒控制器的设计，进一步提高了整体控制器的鲁棒性。对某型导弹进行的6DOF飞行仿真表明所设计的飞行控制器具有良好的指令跟踪能力和抗干扰抗噪声能力。

基于超高速碰撞仿真的卫星碰撞解体碎片分析

张晓天贾光辉黄海 — 2011-03-28 00:00:00.0

使用超高速碰撞数值仿真技术，结合自主开发的碎片识别统计方法，以美俄卫星在轨撞击解体事件为例，进行了在轨卫星碰撞解体碎片分析。通过FEM与SPH的复合算法，从图形角度识别出碎片云中的大碎片，然后利用二值图转换与二值图连通域的快速统计，提取出了碎片数目、尺寸、位置、速度、质量等信息。碎片识别结果表明大部分大碎片由Cosmos2251产生，大碎片统计结果也与SSN观测值相符，表明了方法的有效性。研究结果同时表明正撞击区内的材料大部分转化为了小碎片，大碎片则由远离正撞击区的材料产生。为了度量撞击破碎程度，定义了等效正撞击质量的特征量，通过分析发现大碎片的总质量只与等效正撞击质量相关，与撞击点无关，小碎片总质量也有相同的结论。

故障容错光交叉通道数据链路可靠性研究

王新华甄子洋龚华军杨一栋 — 2011-03-25 00:00:00.0

光交叉通道数据链路（Optical Cross-Channel Data Link，OCCDL）是光传飞行控制系统余度计算机之间进行数据交换的重要途径。为了提高OCCDL系统的可靠性，设计了一种新的具有多链路故障容错能力的OCCDL系统。给出了该OCCDL系统的结构配置，分析了其关键组成部件的功能原理和故障容错逻辑，建立了基于马尔可夫链的OCCDL系统可靠性模型。仿真结果表明，与传统数据链路系统相比，该OCCDL系统的可靠度和稳定度均得到了显著提高，并且具有良好的实时性和工程实用性等特点。

基于涡流发生器和Gurney襟翼的翼型绕流流动控制实验研究

郝礼书乔志德宋文萍 — 2011-03-25 00:00:00.0

本文设计了一种三角形涡流发生器和两种Gurney襟翼，通过Gurney 襟翼、涡流发生器（简称VG）组合布局的方式进行风洞实验，对比干净翼、干净翼加Gurney 襟翼、干净翼加VG及干净翼加Gurney 襟翼和VG四种状态下的实验结果。结果表明：安装Gurney 襟翼对翼型线性段升力在同一迎角下有明显提高，同时伴随一定的阻力增加；安装VG后翼型失速段特性得到极大改善，阻力大幅下降；安装Gurney 襟翼和VG后在线性段和失速段翼型的升力都得到改善，阻力在线性段呈增加态势，在失速段呈减小态势，Gurney 襟翼和VG组合作用下能够成功实现对翼型升力的全面提高，是一种理想的组合控制方式。

无人机自主控制等级及其系统结构研究

陈宗基魏金钟王英勋周锐 — 2011-03-23 00:00:00.0

正确制定无人机自主控制等级，有利于了解我国无人机所处的自主控制水平，也有利于为我国无人机自主控制技术的发展提供正确的指导方向。鉴于无人机自主控制等级应该是由无人机代替有人驾驶飞机所能完成的驾驶员的智能行为等级这一认识，本文从人类的智能活动的机理分析，给出了人类的智能控制行为等级。然后，在深入分析美国无人机自主控制等级划分的基础上，提出了适于我国无人机技术发展的，更为合理的无人机自主控制等级以及各级别的自主控制的技术内涵，提出了实现这些技术内涵的无人机自主控制系统结构及功能模块组成。

鸟体本构模型参数反演Ⅰ：鸟撞平板试验研究

刘军李玉龙郭伟国石霄鹏 — 2011-03-23 00:00:00.0

为了结合数值模拟得到鸟撞过程中鸟体力学参数，对鸟撞平板进行了试验研究。鸟体质量分别为1.8kg和3.6kg，平板材料采用厚度为10mm和14mm的 LY12铝合金和厚度为4.5mm和8mm 的45#钢，鸟体撞击速度为70m/s、120 m/s、170 m/s，共进行了16组鸟撞试验。采用动态数据采集系统获得了鸟撞过程中平板的位移和应变及撞击支反力等物理量时间历程数据，运用高速摄像系统记录了鸟撞平板动响应变形的全过程。试验结果表明：每组两次试验从撞击速度到试验结果重复性均很好；鸟撞作用时间为毫秒量级，属冲击动力学行为，且鸟体与平板之间存在强烈的耦合作用；平板变形较大，中心点最大位移是平板厚度的7.9倍；撞击速度越高，鸟体的流体特性越明显。

鸟体本构模型参数反演Ⅲ：模型参数反演研究

刘军李玉龙刘元镛 — 2011-03-23 00:00:00.0

提出了iSIGHT集成PAM-CRASH确定撞击体本构模型参数的优化反演方法，利用弹体撞击刚性平板算例验证了该参数优化反演方法的正确性。针对常见的适用于不同撞击速度的鸟体三种本构模型，结合鸟撞平板试验结果优化反演得到了3套鸟体本构模型参数。利用优化反演得到的鸟体本构模型参数进行了大量鸟撞平板数值模拟，并将模拟结果与试验结果进行了对比，二者良好的吻合性表明了本文优化反演得到的鸟体本构模型参数的合理性和可靠性。

编队卫星分布式鲁棒饱和姿态协同控制

张保群宋申民陈兴林 — 2011-03-21 00:00:00.0

本文研究了跟踪时变参考姿态情况下的控制输入饱和的编队飞行卫星姿态协同控制问题。针对不同情形，通过恰当地利用双曲正切函数，提出了三种连续有界的协同控制器。首先，在无外部扰动和参数不确定性的情况下，提出了一种理想的饱和协同控制器。考虑角速度不可测量的情况，利用无源滤波器设计了无角速度反馈的饱和协同控制器。当外部扰动和参数不确定性存在时，通过在双曲正切函数中引入动态时变参数，提出了一种连续的鲁棒饱和协同控制器。由于在本文算法作用下的闭环协同系统是非自治的，通过合理地利用Barbalat引理分析了状态的收敛性。仿真结果表明了所提出控制方案的有效性。

基于图禁忌的并行测试任务调度算法

路辉陈晓刘欣邓小乐 — 2011-03-21 00:00:00.0

并行测试的任务优化调度是并行测试技术的核心问题及关键技术之一。为了解决现有算法在处理具有强约束关系的任务调度问题时具有运算时间长、寻优概率低、收敛性差等问题，本文从测试任务间的强约束关系入手，利用图的相关理论建立测试任务之间的关系图，并结合禁忌搜索算法实现并行测试的任务多目标优化调度。本文将并行测试任务调度结果分成测试任务调度序列与测试资源配置矩阵两部分，实现了强约束关系的测试任务调度排列问题与无约束关系的资源配置问题的分离，提高了算法的寻优速度。仿真实例证明本文算法的有效性，与目前并行测试任务调度算法相比，运算时间减少96%、寻优率提高了36.5%，并且具有更好的收敛性。

基于非全向天线的无人机MIMO信道模型研究

胡永江李小民 — 2011-03-21 00:00:00.0

本文针对无人机环境特点和非全向多天线系统，建立并分析了基于散射体三维几何分布的单跳同心圆筒宽带传播模型，根据方位角非全向散射和俯仰角非对称分布的特点，结合无人机实际飞行参数特点，推导出简洁的空时频联合相关函数，并通过仿真进行了验证和相关特性影响因素分析，结果表明地面控制站采用非全向天线时，信道的空时频相关尺度将会增大，而无人机采用非全向天线不会影响其相关性。

一种可齐平安装的机载复合结构宽带天线的设计

陈爱新姜铁华苏东林魏文轩张艳君闫伟 — 2011-03-21 00:00:00.0

本文设计了一种可齐平安装的宽带UHF天线。该天线由含有背腔结构的盘锥天线、盘锥顶盘与地板之间的短路结构、以及多板天线三个部分复合而成。这三个部分分别在频率的中端、低端和高端产生三个邻近的独立谐振点，从而有效地展宽了天线的工作带宽。文中分析了天线各主要结构参数对谐振频点和阻抗带宽的影响，给出了这些参数的最优值，并据此制作了天线样机。测试结果表明，设计的天线在430MHz-845MHz的频带内，驻波比小于2.5，相对带宽65%，辐射方向图水平全向。同时，该天线具有低剖面结构，整体高度小于最大工作波长的十分之一，在要求齐平安装的飞机和舰船等平台上具有广泛的应用前景。

基于遗传算法和ARMA模型的航空发电机寿命预测

崔建国赵云龙陈希成李明 — 2011-03-18 00:00:00.0

针对航空发电机剩余使用寿命难以准确预测的问题，本文提出一种基于遗传算法优化的ARMA寿命预测方法。运用航空发电机寿命专用试验平台，对某型航空发电机剩余使用寿命进行长期大量试验，获取了该航空发电机寿命相关数据。在深入分析寿命试验数据的同时，设计并对其建立ARMA模型。在此基础上，采用遗传算法对ARMA模型的阶数进行优化，分别采用所设计的ARMA模型与经遗传算法优化后的ARMA模型对该航空发电机的使用寿命进行了预测研究。结果表明，优化前后的两种ARMA模型均可实现对航空发电机的使用寿命进行预测的功能。优化前ARMA模型对航空发电机寿命预测的平均相对误差为4.33%，而经遗传算法优化后的ARMA(n,m)模型预测的平均相对误差仅为2.26%,更能准确预测航空发电机的使用寿命，具有很好的工程应用价值。

零质量射流对开式空腔气动噪声抑制效果分析

杨党国吴继飞罗新福 — 2011-03-18 00:00:00.0

高速开式空腔流动，腔内存在较复杂的流场结构，在一定条件下腔内存在较为严重的压力、速度等脉动，诱发强烈噪声，声压级甚至可高达170dB，对腔内的储藏物与空腔自身结构安全构成较大威胁，开式空腔噪声抑制方法成为了一个争相研究的热点。为此，本文对跨超声速流动条件（M＝0.9和1.5）下有无零质量射流时开式空腔（长深比L/D=6）气动声学特性进行了较详细地分析，并通过综合对比分析空腔底面中心线上的声压级分布和不同测点的声压频谱特性探讨了不同零质量射流方式对空腔气动噪声的抑制效果。研究结果表明，亚声速（M＝0.9）条件下，采用的零质量射流对空腔内噪声有一定抑制效果，使得腔前部区域声压级降低幅度比后部区域大，射流出口位于舱前壁上（射流方向平行来流）的射流方式对舱内噪声抑制效果要比射流出口位于舱前壁前（射流方向垂直来流）的射流方式好；超声速（M＝1.5）条件下，采用的零质量射流对空腔内气动声学特性影响很小，对腔内噪声几乎无抑制效果。

考虑执行机构误差的编队卫星姿态分布式时延滑模自适应协同控制

胡庆雷 — 2011-03-15 00:00:00.0

针对编队卫星姿态协同控制问题，在考虑到执行机构误差的前提下，提出了一种将时延控制与自适应滑模控制相结合的鲁棒控制方法。该方法通过引入自适应更新律实现了对执行机构小角度安装误差的在线估计，同时通过滑模控制完成了对外界干扰和执行机构随机幅值误差等随机扰动抑制。引入了时延环节，只需对上一时刻控制力矩进行单位时延，到达了大大简化了控制器设计的复杂度的目的，并基于Lyapunov稳定性理论，证明了闭环系统的稳定性。最后，通过数字仿真对提出的控制方法进行了验证，仿真结果表明该方法能够有效抑制外部干扰和执行机构随机幅值误差的影响，对执行机构安装误差的自适应在线估计能够快速稳定收敛，鲁棒性强，且具有良好的过渡过程品质。