摘要：Mitigation of sonic boom to an acceptable stage is a key point for the next generation of supersonic transports. Meanwhile, designing a supersonic aircraft with an ideal ground signature is always the focus of research on sonic boom reduction. This paper presents an inverse design approach to optimize the near-field signature of an aircraft, making it close to the shaped ideal ground signature after the propagation in the atmosphere. Using the Proper Orthogonal Decomposition(POD) method, a guessed input of augmented Burgers equation is inversely achieved. By multiple POD iterations, the guessed ground signatures successively approach the target ground signature until the convergence criteria is reached. Finally, the corresponding equivalent area distribution is calculated from the optimal near-field signature through the classical Whitham F-function theory. To validate this method, an optimization example of Lockheed Martin 1021 is demonstrated. The modified configuration has a fully shaped ground signature and achieves a drop of perceived loudness by 7.94 PLdB. This improvement is achieved via shaping the original near-field signature into wiggles and damping it by atmospheric attenuation. At last, a nonphysical ground signature is set as the target to test the robustness of this inverse design method and shows that this method is robust enough for various inputs.

摘要：声爆抑制是发展新一代超声速民机必须突破的关键技术。飞行器总体布局参数对其声爆特性有重要影响。数据挖掘(DM)可以从大量的数据中通过算法搜索隐藏的信息,是飞行器设计知识提取的有力工具。选取后掠角、展弦比、梢根比、上反角、机身长细比5个总体布局参数作为设计变量,目标函数定义为远场感知噪声级,同时计算升、阻力系数作为气动力衡量指标。基于总变差分析(ANOVA)、决策树算法、自组织映射(SOM)网络组成的数据挖掘体系提取低声爆设计知识库。获得所选设计变量与声爆/气动力的相关度,并实现对设计变量的分层与降维。后掠角有最高设计优先级,长细比、上反角重要程度次之,展弦比与梢根比为低敏感变量。对于算例中的飞行器,在合理区间内选择较大的后掠角、上反角能够使声爆最小化的同时,设计适于超声速巡航的小展弦比布局。

摘要：先进飞行器设计对CFD方法的边界层分离模拟能力提出了更高要求,传统雷诺平均纳维-斯托克斯(RANS)涡黏性模型因建模和构造层面的理论缺陷导致其分离流动预测可信度较低。雷诺应力模型由于未对雷诺应力及其分量关系进行建模,对湍流非平衡、旋转以及雷诺应力各向异性等流动现象具有天然的理论优势。为验证与确认雷诺应力模型对典型航空分离流动的预测能力,基于SSG/LRR-g模型,以NACA4412翼型大攻角分离、M6机翼跨声速分离以及F6翼身结合区分离流动为例,探讨了雷诺应力模型对逆压梯度、激波诱导分离、二次流动分离等典型航空分离流动预测的适应性。通过与k-ω剪应力输运(SST)模型模拟结果对比发现,雷诺应力模型对分离泡大小、速度型分布、雷诺应力分布和激波位置等关键特征的模拟精度较涡黏性模型显著提升,基本验证了雷诺应力模型可在翼身接合区角区流动和三维强激波诱导分离等问题中得到正确的流动特征,而SST模型在此类流动中基本失效,显示了雷诺应力模型在典型航空分离流动中较涡黏模型的优势。同时,发现k-ω SST模型所包含的Bradshaw假设在三维激波诱导分离较强时严重影响了模型预测的准确性,是预测结果偏离试验的主要原因。此外,还基于计算结果与模型构造提出了雷诺应力模型以及涡黏性模型可能的改进方向。

摘要：流体推力矢量技术因其响应快、重量轻、隐身性能好等优势被视为极低可探测布局飞行器发展的关键技术。目前针对流体推力矢量喷管性能的研究主要集中在单变量研究,开展流体推力矢量喷管多变量敏感性分析,有助于明确影响喷管矢量性能的关键参数,指导流体推力矢量喷管设计。基于非嵌入多项式混沌的敏感性分析方法开展了二元激波矢量喷管不同目标对外流马赫数、射流位置、射流角度、喷管落压比(NPR)、二次流压比(SPRt)、主流温比、次流温比共7个设计变量的全局敏感性及相关性分析研究。结果表明:矢量角和矢量效率对射流位置敏感性显著,推力系数对NPR、外流马赫数、二次流压比的敏感性较强,二次流流量比对NPR、SPRt较敏感,主流及次流总温与环境温度的比值对矢量性能的贡献主要体现在二次流流量比中。矢量角和二次流流量比的提升均导致推力损失,又以二次流流量比影响最大。外流马赫数的增大改变了喷管的实际压比,降低了喷管的矢量性能。二次流位置靠近喉道时,射流前分离延伸至喉道,射流后分离在大NPR下发生再附,喷管气动型面变化导致矢量性能下降,严重时发生矢量角反向。激波矢量喷管设计时应使射流位置靠近喷管出口,通过调整射流角度使喷管内弓形激波在给定NPR、SPRt下发展至喷管出口附近,从而在不增加二次流流量比的情况下提升矢量性能。合理的参数组合可以缓解外流马赫数增大对喷管矢量性能的负面影响,且可在不增大二次流流量比的情况下提升喷管矢量性能。

摘要：低可探测DSI进气道(蚌式进气道)设计受多个几何参数的影响,单几何参数分析难以全面反映外形对进气道性能的影响。本文采用非嵌入式多项式混沌方法对某低可探测DSI进气道开展研究,分析亚声速大攻角、最大飞行速度时,进气道性能对喉道面积、喉道位置、鼓包马赫数、鼓包前移量、唇罩前伸量、唇口前缘半径以及进气道收缩量的敏感程度,并开展了选型设计。结果表明,进气道性能对唇罩前伸量最敏感,鼓包马赫数和收缩量对亚声速大攻角下的进气道性能也有所贡献,并存在最佳的唇罩前伸量与进气道收缩量。选型设计后,进气道在亚声速大攻角时总压恢复系数提升4.6%,稳态总压畸变指数下降10.9%;在最大飞行速度时总压恢复系数提升3.1%,稳态总压畸变指数降低35.5%。合理地选择几何参数,减弱或消除进气道唇口处以及激波后的分离能够有效提升进气道性能。

摘要：“激波−边界层分离”是航空气动领域的典型湍流非平衡流动问题,准确模拟激波分离对于跨声速飞行器气动性能评估和优化设计具有重要意义.然而传统涡黏性湍流模式中涡黏性系数的定义方式并不适用于非平衡流动,k-ωSST湍流模式为此引入的Bradshaw假设在应用于三维强逆压梯度和较大分离流动时反而限制了雷诺应力的生成,导致包括k-ωSST在内的常用涡黏性湍流模式均无法对此类流动进行准确模拟.同时,现有的非线性雷诺应力本构关系也并不能有效提高模拟精度.为此,针对k-ωSST模式分别提出了基于Bradshaw假设和基于长度尺度的两种激波分离流动修正方法.前者通过提高Bradshaw常数的方式放宽了对雷诺应力生成的限制,后者则从湍流长度尺度概念出发,利用混合长度理论、湍动能生成/耗散之比和一种新定义的长度尺度之比构造了ω方程耗散项修正函数,提高了模式在三维激波分离流动中的建模长度尺度.两种方法对ONERA M6机翼跨声速大攻角流动均能得到较雷诺应力模式更好的模拟结果.进一步的雷诺应力分析表明,三维激波分离流动中“主雷诺应力分量”的概念不再成立,各雷诺应力分量大小接近.网格收敛性分析、对其他攻角状态的验证以及湍流平板边界层壁面律验证进一步确认了所提出的两种修正方法的合理性、有效性和通用性.

摘要：声爆抑制是发展新一代超声速民用飞机必须突破的关键技术,总体布局参数的合理设计可以使飞行器具有良好的声爆特性。为了提高全局进化算法在布局设计中的优化效率,提出一种基于数据挖掘的分层优化方法,利用数据挖掘中的决策树算法提取设计知识,获得设计变量分层信息,指导低声爆布局分层优化;针对某超声速低声爆飞行器,选取后掠角、上反角、展弦比、梢根比、长细比作为设计变量,开展分层优化数值实验,并与一体化优化方法进行对比验证。结果表明:分层优化方法能够搜索到与一体化优化方法高度吻合的最优解,分层优化方法的收敛速度显著高于一体化优化方法,且对随机寻优历程的表现更稳健。

摘要：超声速民机是新一代民机的重要发展方向,其独有的声爆现象是制约其在陆地上空进行超声速飞行的最关键因素。对超声速飞行器的气动外形进行反设计是声爆抑制的有效途径。基于等效面积分布开展反设计,需要远场感知声压级作为直接指导。为此,提出了逆向传播分别与本征正交分解(proper orthogonal decomposition,POD)及伴随方程结合,根据远场声爆信号反演近场声爆信号的方法。采用第二届声爆会议(SBPW)提供的LM1021标模算例,并从远场频域内声压级、响度级和感觉噪声级进行反演可信度评估。结果表明,对于给定的任意远场声爆信号,基于逆向传播结果进行POD反演及伴随方程反演,都可以得到较为准确的近场过压信号,且伴随方程反演方法具有更优的高频信号即局部激波信号反演能力,远场感知声压级更精准。反演结果相应的等效面积分布与参考值高度吻合,表明此方法能够为等效面积指导的低声爆气动优化设计提供基础。

摘要：飞行器空战智能决策是当今世界各军事强国的研究热点。为解决近距空战博弈中无人机的机动决策问题,提出一种基于深度强化学习方法的无人机近距空战格斗自主决策模型。决策模型中,采取并改进了一种综合考虑攻击角度优势、速度优势、高度优势和距离优势的奖励函数,改进后的奖励函数避免了智能体被敌机诱导坠地的问题,同时可以有效引导智能体向最优解收敛。针对强化学习中随机采样带来的收敛速度慢的问题,设计了基于价值的经验池样本优先度排序方法,在保证算法收敛的前提下,显著加快了算法收敛速度。基于人机对抗仿真平台对决策模型进行验证,结果表明智能决策模型能够在近距空战过程中压制专家系统和驾驶员。

摘要：肢体不等长可以由先天性或后天获得性原因所致,如生长板停滞、骨髓炎、创伤或肿瘤等。传统的肢体延长技术使用外固定支架,给患者生活造成极大不便,常伴有较高的并发症,如针道感染、固定针引起的软组织切割和疼痛、再生区畸形、支架拆除后再骨折、患者无法耐受支架等。为了缩短外固定的治疗时间,内外结合的手术技术应运而生且不断发展,但仍存在因外固定针道的污染而产生内置物深部感染的风险。早先完全置入式肢体延长髓内钉虽然可以避免外固定佩戴不适、针道感染、贯穿肌肉、切割皮肤等问题,但存在剧烈疼痛、延长过快、授权使用等问题,无法安全、广泛使用。以PRECICE (NuVasive, Inc., Irvine, CA,美国)为代表的最新一代磁力肢体延长髓内钉,凭借其牢固、精准、可控的性能,获得了良好的早期临床疗效,在世界范围内得到了广泛使用,并可能是今后肢体延长、畸形矫正治疗的一个新方向。术前精心的设计、术中手术细节的妥善处理及术后积极规范的康复锻炼是获得良好疗效的保证。