摘要：涵道螺旋桨被认为具有推进效率高、结构紧凑、安全性高及噪声水平低等优势,在多种飞行器上具有较高的应用潜力。为了探究几个重要设计变量对涵道螺旋桨气动特性的影响和流动机理,以推进式涵道螺旋桨为研究对象,使用基于雷诺平均Navier-Stokes(RANS)方程和多重参考坐标系(MRF)的准定常求解方法以及静止域和旋转域进行面搭接的结构网格,研究了螺旋桨旋转速度和来流速度、涵道径弦比以及涵道唇口偏转角度对涵道螺旋桨气动特性的影响和流动机理。研究表明,随着转速的增加,涵道推力占总推力的比例先增加后减小,在研究范围内,涵道和桨叶在不同的来流速度下表现出了不同的流动特性;随来流速度的增加,总推力和推进效率先增大后减小,推力和推进效率的非单调变化主要受到涵道唇口和桨叶当地工况以及涵道唇口和桨叶部件流动分离两方面的影响;带有涵道的构型中,涵道径弦比对涵道螺旋桨的推力特性有重要的影响,研究范围内不同径弦比的涵道螺旋桨的巡航工况下推进效率均大于孤立螺旋桨;研究的向外扩张的涵道唇口其大迎角特性较好,主要体现在大迎角状态下推力较大和失速特性较好,并在以上研究基础上分析总结了涵道螺旋桨和孤立螺旋桨的区别以及涵道与桨叶之间互相影响的现象和机理。

摘要：针对串联混电飞机,首先在给定任务需求的飞行剖面内,结合动力学特性对整机的飞行性能进行分析,将总体设计参数与各飞行段的功率能耗需求相关联,进而开展各部分组件和全机的设计选型;然后对串联混电系统中的计算逻辑和各条工作路径进行梳理和总结,讨论分析能源管理策略对方案设计的潜在影响。基于搭建的设计系统,首先针对Dornier Do 228NG飞机构型,从3个设计方面,将该方法与国外两个团队各自开发的设计方法进行对比分析,结果表明,对设计点评估的相对误差均在1.5%以内,对传统动力方案设计的各项相对误差在6%以内,而串联混电方案设计中最大起飞质量的相对误差在4%以内,验证了本文方法的可行性和有效性。其次,分析讨论了4种能源管理策略的特点和优劣势,并基于一款国外现有的串联混电飞机Panthera Hybrid,研究了不同策略下的动力系统工作特征和各项设计参数差异。其中,Light策略下的飞机起飞总质量最小,收益来源主要是起飞阶段的最大需求功率由燃油和电池动力系统同时承担,直接优化了动力系统的总质量。

摘要：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,采用基于离散伴随的梯度类优化方法,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。相比于初始构型,优化构型在设计工况下出口处的总压恢复系数提升了8.767%,流量系数提升了0.163%,增压比提升了0.763%,阻力降低了1.658%,进气道的气动性能得到了一定改善。

摘要：为解决电动固定翼四旋翼复合布局无人机(eHAV)动力系统设计选择缺乏相应理论方法的问题,提出了一套动力系统的建模和优化设计方法。通过推质比计算提出了动力系统需求,利用螺旋桨和旋翼理论建立了螺旋桨的设计和性能计算模型,通过统计分析和1阶电动机模型建立了无刷直流电动机的计算模型,通过电动机与电池电压、电流之间的关系建立了电池选择方法,在经过电压修正的放电特性经验公式基础上建立了无人机航时计算方法。根据动力系统匹配方法,建立了动力系统优化设计流程。对某电动固旋翼无人机动力系统进行了优化设计和选择,结果表明:所建螺旋桨和旋翼模型计算结果与CFD结果的误差在10%以内,电池放电模型与试验数据的拟合度在0.97以上,飞行测试结果表明所提方法选择的动力系统使得无人机航时测试值与设计值误差小于4%,证明了该方法有较高的准确性和可行性。

摘要：机翼分段折叠的二次折叠翼可有效增加管射无人机的展弦比,提升管射无人机的巡航效能。但连接分段机翼的第二展开机构使得内、外机翼过渡段包络面相对厚度增大,气动性能降低,恶化了二次折叠翼的巡航性能。因此,建立二次折叠翼气动设计方法具有重要意义。开展了考虑第二展开机构几何约束的二次折叠翼气动优化设计研究。首先,采用自由变形(FFD)技术对二次折叠机翼进行参数化建模。其次,结合CFD求解器和遗传算法搭建了气动优化设计系统。最后,在具体优化设计工作中,将第二展开机构几何约束转化为关键剖面的绝对厚度约束,通过求解FFD控制点影响因子将绝对厚度约束转化为控制点设计变量变化范围约束。应用该优化系统对二次折叠机翼在升力系数0.68设计工况下开展考虑机构约束的优化设计工作,结果表明,在满足机构约束的前提下,机翼气动阻力减幅达到9.3%,有效地改善了二次折叠机翼气动特性。

摘要：为了准确地进行电动飞机概念方案的设计评估,从其自身特征出发,结合任务需求和不同飞行阶段的能耗分析,建立了全机总质量评估模块;为了完成方程的封闭和满足必要的飞行性能约束,建立了参数矩阵图模块;搭建的设计系统可以有效评估起飞总质量、翼载荷、功率载荷和翼展等总体参数。基于该系统,对国内外三款电动飞机进行设计和对比分析:不同机型下,程序所得的各项质量、翼面积、展长和翼载荷等均与实际数据相近;各项数据对比的绝对数值差异反映出对于任务的模拟和能耗在合理范围之内,且其相对误差对于初级设计阶段的总体参数评估而言,也是可以接受的。这些研究结果不仅验证了本文设计方法的正确性和可行性,还表明了该方法可为电动飞机初步的参数选定和性能评估提供重要的设计支撑。

摘要：基于分阶段博弈模型对吸气式高超声速飞行器的拦截问题进行了研究,提出了由两枚拦截弹组成的拦截系统的分阶段拦截方案。依据高超声速目标的机动特征将拦截过程分为两个阶段。在第1个阶段,拦截系统依据目标运动特征及约束条件计算得到目标在预测交汇平面的可达范围和虚拟拦截点。拦截弹I执行基于虚拟交班点的中制导以及基于广义末制导律的末制导过程。由于目标运动状态受到约束条件的限制,使得目标在突防过程中可行范围和机动能力大幅减弱。在第2个阶段,基于博弈理论和直觉模糊理论建立拦截弹II-目标直觉模糊博弈模型。通过设计拦截弹-目标策略集以及多属性评估模型获得满足要求的均衡策略模型,通过求解非线性规划问题最终使得我方拦截最终博弈获胜。通过拦截弹动态策略和固定策略的仿真对比说明所提博弈制导策略的有效性。

摘要：针对光学遥感图像目标检测存在多尺度目标检测及实时性不佳的问题,提出一种基于参数量和感受野可调的遥感目标检测算法,在保证精度的基础上可同时兼顾实时性。该算法以更快的区域卷积神经网络为基础,设计通道数可调模块和感受野可调模块,分别提升速度和精度,同时令全连接层维度根据目标类别数动态变化,以减少参数冗余。在DIOR遥感数据集上的实验结果表明,本文方法在达到最高精度时高于所有对比算法,检测速度比Faster R-CNN略高;在达到最高速度时,可达到实时性且同时具有较高的精度。

摘要：为了满足工程实际约束,针对宽体客机内外襟翼位置与偏角卡位进行了机翼后缘变弯度减阻收益研究。使用雷诺-平均Navier-Stokes(RANS)方程对襟翼不同后缘偏角采用遍历的方式进行了气动力评估,得到后缘襟翼最佳偏角;探究了变弯度技术在非设计点的减阻收益,以及变弯度技术对宽体客机阻力发散和抖振边界设计要求的拓展能力,进一步采用远场阻力分解方法探究了设计结果的减阻机理。结果表明,在变马赫数的非设计点,考虑俯仰力矩系数配平之前,阻力能获得一些收益,但考虑俯仰力矩系数配平后,变弯度后的阻力系数不减反增;当升力系数发生变化时,变弯度在考虑俯仰力矩配平的情况下,均能取得一定的收益;变弯度技术也减缓了抖振点激波诱导分离的趋势,对抖振特性有较好的改善作用。基于后缘襟翼偏转的变弯度减阻收益评估和机理分析,能为宽体客机机翼变弯度设计提供参考。

摘要：为保障固定翼无人机编队在未知障碍环境下的安全飞行,该文针对固定翼无人机编队飞行控制方法展开研究。在深度确定性策略梯度(deep deterministic policy gradient,DDPG)的基础上,引入贪婪选择构建了Greedy-DDPG算法,训练长机模型实现避障控制;并结合人工势场的方法和领从一致性设计了僚机群避障避碰控制策略,确保僚机能够规避障碍,跟随长机执行飞行任务。数值仿真实验结果显示,Greedy-DDPG算法的训练时长比DDPG算法的缩短了5.9%,避障的泛化能力得到提升;Monte Carlo仿真实验验证结果显示,该方法具有良好的鲁棒性。采用该方法可实现无人机编队协同飞行,对于保障无人机编队在未知环境中的飞行安全具有重要意义。