摘要：针对无人机(UAV)集群协同控制问题,本文提出了一种结合深度强化学习(DRL)与防撞策略的无人机集群智能协同控制方法。首先,对研究的无人机集群控制问题进行了整体描述并建立了无人机的运动模型。其次,在深度强化学习架构下建立了无人机集群控制策略的训练机制,通过分析无人机的观测空间与动作空间,设计了无人机集群控制策略的网络结构,并且以无人机集群的安全性与紧密一致性为主要目标设计了奖励函数。为了解决深度强化学习方法缺乏安全保障的问题,同时设计了无人机集群的防撞策略,可根据无人机之间以及无人机与威胁区之间的相对运动状态计算防撞指令,避免无人机发生碰撞。仿真结果表明,提出的结合防撞策略的无人机集群协同控制方法可有效避免无人机之间发生碰撞的风险,保障无人机集群的安全性,并且可使得无人机集群更加紧密。

摘要：为解决低进气量条件下油气涡轮功率与效率提升困难的问题,本文结合裂解油气物性特点,针对性地提出了局部进气裂解油气向心涡轮设计方案。通过数值仿真详细分析了向心式油气涡轮在设计工况下的内部流动特征,并总结了非设计工况下轮周效率随压比、转速以及正癸烷裂解度的变化规律与影响机制。仿真结果表明,本文所设计油气涡轮在0.5 kg/s进气量条件下可实现38.8 kW功率输出,轮周效率为68%,能够满足油气涡轮气动设计需求。根据结果分析可知,随着压比的增大,轮周效率呈现出先增大后减小的趋势:低压比条件下轮周效率增大主要与转子入口攻角损失有关;高压比条件下轮周效率降低则主要是由于激波损失及其引发的附面层分离损失不断增大导致的。研究表明,轮周效率随转速、裂解度发生变化时与转子入口攻角有直接关系,其中,油气工质裂解度每提高20%,涡轮轮周效率可提高13%左右。

摘要：目的基于感性设计方法对战斗机座舱开展设计研究,探究战斗机座舱的工业设计方法,以提升飞行员的操作感受和用户体验。方法对相关文献进行梳理,厘清感性设计的概念和理论来源;对装备感性设计和飞机座舱的工业设计方法进行文献回顾;针对以技术为主导的战斗机座舱设计,其外观设计受到功能的严格限制。通过构建基于创意感性的战斗机座舱感性设计方法,将“感性”思维融入战斗机座舱的工业设计程序,通过风格意象、主题分析、主题造型化等设计阶段产出设计方案,最后进行验证评估。结论根据感性设计方法对战斗机座舱开展概念设计案例实践,验证了感性设计方法的可行性,为战斗机座舱工业设计提供相应的参考建议。

摘要：针对加/受油机近距对接阶段设计气动扰动建模与对接控制方法。首先建立了大气紊流、受油机绕流和加油机尾流等干扰的等效模型,用以描述空中加油阶段气流扰动对锥套的推离规律以及对受油机气流角与气动力矩的影响。然后面向近距对接控制任务,设计了基于超螺旋滑模观测器的自适应干扰抑制控制器,在基线动态逆控制律的基础上引入外环二阶滑模干扰观测器用以补偿姿态扰动,内环引入角速率观测器并构造自适应项以抑制长时干扰。最后,通过综合视景仿真系统验证了基于滑模观测器的自适应干扰抑制控制器能够实现气流扰动下受油探管对锥套中心的精准跟踪。

摘要：系统工程是沟通各工程学科的桥梁,旨在设计和实现复杂系统时优化各个子系统以获得更好的系统行为能力,对无人机系统的设计研发具有重要的指导作用。在无人机系统的众多子系统当中,定位系统为无人机提供准确的位置信息,是后续实现导航和避障功能的基础。面向无人机系统工程,设计一种自主定位系统,包括多传感器系统建模、前端视觉惯性里程计、紧耦合后端优化算法和系统定位结果及环境地图输出4部分,实现在复杂环境下的无人机自主定位,并设计试验验证平台,验证定位系统精度和鲁棒性。实验结果表明,该无人机自主定位系统平均定位误差小于0.07m,满足无人机系统工程设计需求。

摘要：从涡轮结构形式的角度探究了油气涡轮轴向力平衡问题。建立了半开式、开式与闭式3种局部进气裂解油气向心涡轮,通过数值仿真对比分析了设计工况下3种油气涡轮的气动性能与轴向力,并归纳总结了非设计工况下总轴向力随压比的变化规律。仿真结果表明:半开式、开式与闭式油气涡轮的总体气动性能相近但轴向力表现有明显的差别。当涡轮压比发生变化时,开式油气涡轮轴向力稳定性最好,半开式油气涡轮轴向力稳定性最差,闭式油气涡轮轴向力始终是3种油气涡轮中最小的。由结果分析可知,当涡轮压比低于3时,应避免选用半开式油气涡轮,而涡轮压比变化较大时,则宜采用开式油气涡轮,此外,在采用闭式油气涡轮时需要轴承预留足够的轴向载荷裕度。

摘要：针对地面试验环境下多机协同鉴定性试验的多机联合运行、虚实结合的特点,提出一种基于模型的虚实结合多机协同鉴定性试验技术。采用虚实结合技术进行试验验证环境架构设计,由半物理飞机(机载设备、少量辅助仿真模型)、核心机飞机(机载系统计算机类设备、补充仿真模型)、数字飞机(任务系统模型、飞行仿真模型)作为验证对象,通过“模型在环”和“以实补虚”的方式,采用鉴定性试验采信流程,结合虚实接口适配技术,克服机载设备或机载系统的缺失或功能不完善影响全系统综合试验开展困难,解决传统的接口级仿真无法在时序、功能逻辑上满足全系统综合试验的需求等问题。实现全流程快速仿真迭代验证,提前发现系统涌现性,给出系统设计优劣的决策判据,支撑系统设计的快速迭代优化,缩减研制周期和成本。

摘要：吸波蜂窝兼备轻质、承载、吸波特点,被广泛用于隐身结构设计,但其存在低频吸波性能相对较弱的问题。本文采用方形开口谐振环(SSRR)单元提出了一种具有电磁波强吸收性能的超材料设计方法,并将其应用于吸波蜂窝电磁性能改性设计,实现了宽频吸波性能的显著提升。首先设计SSRR单元,进行了电磁散射特性随单元外形参量变化研究,通过仿真探究了介质层厚度、方环宽度、开口宽度和外框边长这4个主要设计参量对超材料吸波性能的影响,分析了电磁吸收峰出现的频点和强度随单元外形变化的规律,提出了一种具有窄带强吸波特性的方案。然后将方形开口谐振环超材料与吸波蜂窝相结合,提出了一种超材料吸波蜂窝的设计方法。研究发现,所设计的超材料吸波蜂窝相比普通吸波蜂窝在1~10 GHz反射损耗平均提升了4.4 dB,吸波蜂窝的吸波性能得到显著提升。

摘要：在现代战斗机进气道相关试验中,受低速辅助进气门打开和隐身大S弯管道、大迎角侧滑角飞行姿态等复杂因素影响,进气道流场畸变较大,不同测耙数量的测试结果相差较大。国内外对进气道出口流场稳态畸变的测量及计算有较多研究,但鲜有测耙数量对进气道稳态畸变测量影响的全面对比研究。本文采用测耙测量进气道大压力梯度区和低压区并计算其稳态畸变,针对进气道风洞试验、全尺寸进发联合台架试验和进发匹配试飞,对常用的6支耙和8支耙形式测量结果进行对比研究。结果表明,对于形状复杂的战斗机进气道而言,进气道出口流场的测试需要尽可能采用8支测耙的测量方式,才能取得满意的结果。特别是舰载战斗机在舰面环境下,受舰首来流及偏流板反射等因素影响,进气道流场更加复杂,且发动机工作在特殊加力状态,对进发匹配稳定性要求也更加苛刻,更有必要采用8支测耙的测量方式。

摘要：用高灵敏声发射技术在线监测金属疲劳裂纹的扩展,研究了高温合金基于二次K熵的疲劳扩展声发射特征,提出二次K熵方法并将计算结果作为分析这种不确定性的新参数。研究结果表明,金属疲劳扩展过程中的声发射信号具有混沌特性,对其二次K熵处理结果表明其趋势变化与疲劳裂纹扩展过程有更为清晰的对应关系,且能提前得到更为精确的疲劳断裂信息,提前率达到8%以上,为预测疲劳断裂提供了依据。