摘要：教育教学理念、教学内容、教学方法、教材、思政元素挖掘等方面的不足会影响课程育人成效,要求高校在推进思政课程和课程思政建设中不断完善。本文系统阐述了西北工业大学航空学院在航空国防特色专业课程思政建设中的研究与实践经验,涉及课程思政建设顶层设计、高校内外协同育人新模式探索,以及“点、线、面、体”式课程思政资源建设。介绍了学院在课程思政建设中所取得的成效及经验启示,包括宣传示范引领、思政课程和课程思政同向同行的具体做法、课程群与课程思政团队的主要载体形式、实践课程和虚拟仿真实验平台思政元素融入等,以期为提高高校课程思政建设成效提供参考。

摘要：为保障复杂装备技术状态管理的有效集成和多方协同,实现技术状态管理业务数据的双重有序管控,提出基于领域系统(domain system,DS)的建模架构和设计方法。通过引入基于模式的系统工程(pattern-based system engineering,PBSE)框架,构建基于DS的复杂装备技术状态管理基本架构,设计DS元模型、DS模型、DS模式的建模方法,将国防部体系架构元模型(Department of Defense Architecture framework metamodel,DM2)进行复杂装备技术状态管理领域化重组为DS元模型,并通过领域元数据映射为DS模型,使其有序组织为适用于具体装备技术状态管理的DS模式。为验证所提方法的有效性,以运载火箭结构系统多视图物料清单(X bill of material,XBOM)为案例,开展基于DS的技术状态管理应用。结果表明,所提方法可为其技术状态管理提供兼具建模的一致性和可追溯性的实施方案,为复杂装备技术状态管理的领域模型配置提供指导性思路。

摘要：高超声速内转式进气道因具有高压缩效率、高流量系数等优点受到广泛关注。目前,通过传统设计方法构造的内转式进气道性能具有较大提升空间。为此,提出了一种基于遗传/梯度混合优化策略的高超声速内转式进气道设计方法,并在马赫数6工况下,采用该方法完成了内转式进气道的设计。首先,基于遗传优化问题开展基准流场全局构型设计,得到了性能良好基准流场的Pareto前缘,选取其中典型双入射激波基准流场,并以此为基础设计了双入射激波内转式进气道;其次,基于伴随梯度优化问题对上述双入射激波内转式进气道进行型面精细化设计,得到了性能进一步提升的进气道;最终,相较于传统正设计方法生成的内转式进气道,采用本文设计方法构造的内转式进气道性能参数大幅提升,其流量系数提升了2.33%、总压恢复系数增大了13.15%、增压比提高了7.90%、畸变系数DC60下降了3.70%。其中,全局构型设计阶段通过基准流场中心体半径、出口半径等总体参数的设计,确定了性能最优基准流场的全局构型;进气道型面精细化设计阶段通过局部型面的起伏变化,增强了流量捕获与隔离段激波系的增压,减弱了第2道入射激波的总压损失、流向涡以及隔离段激波边界层干扰造成的流动分离,进而使得隔离段的总压损失减少、出口流动更均匀。

摘要：神经网络方法作为一种高效高精度建模方法,在多个领域得到广泛应用,但其自身的“黑箱”特性结合工程问题特有的小样本现象使得模型可靠性不足,预测结果不确定性大,严重制约了神经网络模型的使用。为提高神经网络模型的工程适用性,以飞机纵向非定常气动特性为研究对象,利用时间卷积神经网络实现了纵向大幅振荡风洞试验的时域非定常气动力建模,并使用MC-Dropout技术对预测结果的不确定性进行评估。在此基础上结合不确定性分析结果,开展了风洞试验样本主动采样。结果表明,模型不确定性可作为预测精度的先验评价指标,模型预测误差与不确定性具有强线性关系,主动采样策略较随机采样策略可以最多降低40%的样本需求,验证了该方法在提升黑箱模型可信度与降低建模样本需求量方面的有效性。

摘要：飞机模块化设计可以增加飞机的任务类型,降低成本。在机翼模块化结构设计初期,由于翼尖变形量不明确导致无法衡量不同展长机翼的结构刚度特征对系统目标函数(结构质量最小)的贡献差异。针对上述问题,在灵敏度协调优化方法的基础上,系统级中引入各子系统级的权重系数模拟实际设计工作中不同子系统对系统目标函数的贡献存在差别的现象,并给出不同展长机翼结构(不同子系统级)的权重系数的计算方法,形成含子系统级权重的灵敏度协调优化方法;通过模块化桁架和模块化机翼结构优化算例的求解,对模块化机翼初步结构设计方法进行验证。结果表明:含子系统级权重的灵敏度协调优化方法能够获得既满足强度要求又具有一定刚度的模块化机翼初步结构。

摘要：飞行器的边界特性决定了其安全性和飞行性能,是飞行器设计的难点和重点。引入迎风格式伴随方程和不同的通量限制器处理形式,提高复杂流动问题的伴随方程求解精度、效率和鲁棒性,拓展伴随优化方法在飞行器边界特性设计的应用范围。介绍了离散伴随求解梯度的基本原理,在此基础上推导了伴随方程的无黏项及其边界条件的变分形式,根据通量限制器的处理方式,形成一阶精度、二阶精度和混合精度的伴随方程。对伴随方程的边界处理措施进行了研究。通过ONERA M6机翼梯度精度和鲁棒性验证算例,对比迎风格式和中心格式的伴随方程求解性能,分析限制器和边界处理措施对伴随方程的收敛性和梯度精度的影响。通过CRM翼身组合体巡航气动优化设计和边界特性优化设计算例,验证了求解器对飞行器巡航性能设计和边界特性设计的有效性。计算和设计结果表明,建立的迎风格式伴随方程求解方法鲁棒和梯度精度高,能够适用于飞行器边界特性设计难题的求解。

摘要：变弯度技术能提升飞行器气动性能,与翼身融合(BWB)布局相结合可进一步增强其气动优势。但无尾BWB仅靠后缘舵面配平,纵向力臂短,配平阻力惩罚大,因此进行BWB后缘变弯度设计时需充分考虑配平阻力损失。针对无尾BWB,考虑平面参数对后缘舵面配平能力的影响,基于全局优化方法研究了不同机翼后掠角和机翼位置的BWB构型上后缘变弯度技术的减阻原理和作用效果。结果表明:在不同升力系数下,配平阻力损失都显著减小变弯度技术的减阻收益。BWB平面参数通过影响激波强度与配平能力,左右变弯度技术的减阻收益并影响舵面偏转角度。相比于基准构型,增大后掠角会使得小升力系数下减阻收益增加、大升力系数下降低;而机翼位置靠前,则会使得不考虑力矩配平时减阻收益增加、考虑力矩配平时阻收益降低。工程上进行无尾飞行器后缘变弯度设计时,应综合考虑后缘变弯度的减阻收益以及变形所需的舵面偏转角度。

摘要：采用树脂传递塑膜工艺制备碳纤维二维三轴编织复合材料,分别通过空气炮系统和落锤冲击实验系统开展了二维三轴编织复合材料在不同冲击能量下的高、低速冲击实验,并通过超声C扫描获取了不同冲击能量下的分层损伤情况,分析了二维三轴编织复合材料的高、低速冲击响应及损伤失效特性。然后,对低速冲击试样开展压缩实验,结合数字图像同步测试技术,阐明了不同冲击能量下二维三轴编织复合材料的冲击后压缩性能。结果表明,在低速冲击载荷下,随着冲击能量的增加,二维三轴编织复合材料的损伤面积等比例增大,但能量吸收增大了近2倍,在6.7 J/mm的冲击能量下,材料内部产生严重的损伤,导致其剩余强度大幅下降。二维三轴编织复合材料的弹道极限速度约为138.5 m/s,当弹体入射速度大于弹道极限速度时,其损伤面积随弹体入射速度的增大而降低。

摘要：在风洞模型测力试验时,细长悬臂式模型-尾撑系统极易因气流分离和湍流而发生低频、大幅共振,严重影响了测试数据质量。为了高效抑制风洞测力模型的流致振动响应,提出了一种将自适应滤波算法和线性自抗扰控制器相结合的混合控制算法。设计相应的控制器搭建压电主动减振系统,开展了风洞测力模型振动主动控制地面试验研究。结果表明,所提混合控制算法充分发挥了自适应滤波算法和线性自抗扰控制器各自的优势,并且具有很强的抗扰性,保障了风洞模型气动特性的稳定测量。

摘要：随着全球贸易的发展,浮升一体化混合飞艇是全球远距离、大载重运输平台的重要选择,逐渐成为国内外研究热点。为了提高浮升一体化飞艇的运输效率,对其布局及参数敏感性进行了研究。针对艇身布局和尾翼布局进行了探讨,提出了几种高升阻比布局的艇身和尾翼型式。同时,进行了设计参数对气动特性影响的敏感性分析,结果表明,艇身宽度对飞艇升力系数、阻力系数和最大升阻比的影响最为明显,其相对敏感性系数为尾翼纵向位置和倾斜角的近十倍;尾翼倾斜角对飞艇力矩系数的影响最大,其相对敏感性系数为艇身宽度的两倍多。