先進空間運輸系統氣動設計專欄-意昂3代理

先進空間運輸系統氣動設計綜述

左光, 艾邦成

doi:10.7527/S1000-6893.2020.24077

2021, (2): 624077-624077.

摘要

天地往返運輸系統是能夠自由進出空間軌道、安全返回地球表面🍛、執行天地往返運輸任務的航天運輸體系。近年來，隨著先進動力、新材料、新工藝的帶動效應逐漸顯現，各航天集團開始了新一輪先進天地往返系統的研究，其中大量研究項目針對具備完全可重復使用🐨、可大幅降低運送有效載荷進入太空成本的先進天地往返運輸系統展開👨🏻‍🍳。本文針對這一熱點領域進行綜述性研究，對不同類型進出大氣層飛行器的氣動設計特點進行了分析，結果表明跨大氣層飛行器是天地往返運輸系統的主要載體，認為未來主要以火箭助推入軌滑翔再入和水平起飛水平返回為主要發展方向，兩類飛行在氣動設計方面有高超飛行器寬域飛行適應性的共性難題，同時在氣動-動力一體化化設計方面又有較大的差異。

飛行器鼻錐凹腔-發散組合冷卻數值模擬

欒芸, 賀菲, 王建華

doi:10.7527/S1000-6893.2020.23937

2021, (2): 623937-623937.

摘要

尖銳鼻錐冷卻方案是可復用式航天飛行器研究領域一個十分重要的課題🤹🏻。傳統發散冷卻雖然可以有效降低鼻錐結構溫度，但是由於駐點外極高的熱流📖、壓力👨🏿‍🦳，會出現駐點冷卻效果差的問題。迎風凹腔結構是一種針對鼻錐駐點區域的減阻防熱方案，尖銳唇口的分流作用可以使附近壓力、熱流降低。因此👩🏻‍⚕️🌇，提出一種新型冷卻結構——凹腔-發散組合冷卻😼，利用迎風凹腔結構對駐點的強化冷卻解決發散冷卻中駐點難以冷卻的問題。以楔形鼻錐為物理模型🧑🏽‍🦱，對發散冷卻👩‍🎓、迎風凹腔結構和凹腔-發散冷卻3種冷卻結構進行數值模擬🧑🏿‍✈️，並和無冷卻的純鼻錐結構進行對比🥺。結果表明，與傳統發散冷卻相比⛽️，使用凹腔-發散組合冷卻可以使結構溫度峰值下降16.8%；與沒有冷卻的純鼻錐模型相比🚣🏼‍♂️，鼻錐頭部圓弧段表面平均溫度降幅可達64%，證實了這種新型冷卻結構的可行性和高效性。

疏導式熱防護結構傳熱極限特性

艾邦成, 陳思員, 韓海濤, 胡龍飛, 魯芹, 初敏, 鄧代英, 俞繼軍

doi:10.7527/S1000-6893.2020.23989

2021, (2): 623989-623989.

摘要

疏導式熱防護結構通過高溫熱管將前緣駐點等高熱流部位的熱量快速疏導至大面積區域，可有效降低防熱壓力，實現新型飛行器前緣非燒蝕防熱♒️。然而，疏導結構內部液體工質回流受到飛行器加速過載的顯著影響。通過理論評估與地面試驗獲得了典型過載條件下尖前緣熱疏導結構的抗過載性能🥏。結果表明，維持加熱條件不變，當過載環境大於4g後，熱疏導性能受到明顯影響，但過載減小後疏導性能得以快速恢復。研究結論對於一體化疏導結構的設計具有重要的指導意義🧑🏻‍🦯‍➡️🕒。

火箭子級垂直回收布局氣動特性及發動機噴管影響

賈洪印, 張培紅, 趙煒, 周桂宇, 吳曉軍

doi:10.7527/S1000-6893.2020.23995

2021, (2): 623995-623995.

摘要

垂直回收可重復使用運載火箭是運載火箭發展的一個重要方向，大長細比的火箭子級垂直再入過程屬於典型的非規則鈍頭體繞流🕵🏿‍♀️，與傳統低阻力流線體飛行器氣動特性差異較大。采用風洞試驗輔以數值仿真分析的方法🤸🏻，對基於柵格舵的火箭子級垂直回收構型基本氣動特性和非規則鈍頭體繞流情況進行了研究，獲得了發動機外露噴管和柵格舵對火箭子級垂直回收氣動特性的影響規律🤸‍♀️，給出了火箭子級垂直回收布局設計建議。結果表明😞：火箭子級倒飛狀態下肩部區域會在小迎角下產生大分離流動，外露發動機噴管左右兩側誘導出較強的分離渦結構，與火箭尾翼、肩部大分離流動相互作用；垂直回收構型在超聲速下阻力會一直處於較高的水平，不同馬赫數下壓心移動量較大🏌️‍♂️，倒飛時發動機外露噴管會產生較大的幹擾靜不穩定力矩，其量值與柵格舵提供的靜穩定控製力矩基本相當，在火箭子級垂直回收方案設計時需要引起註意。

類X-37B航天器氣動力天地相關性數值模擬

馬率, 張露, 劉釩, 孫俊峰, 崔興達

doi:10.7527/S1000-6893.2020.24010

2021, (2): 624010-624010.

摘要

隨著高性能計算機的發展，CFD已成為飛行器設計和流場分析不可缺少的重要手段👩🏽‍🍼，風洞試驗與飛行數據的天地相關性問題正是其中一項重要的研究內容，X-37B作為繼航天飛機之後美國發展的最成功的可跨大氣層在軌飛行器🚵，從氣動特性角度分析其大氣層內飛行走廊的狀態對中國類似航天器的研製具有重要的借鑒意義🏬🌤。首先，對計算類X-37B布局飛行器的網格無關性及網格修正開展了研究，在此基礎上提出的網格規模影響修正方法對該類飛行器的計算結果修正經過驗證是可信的；然後🧵，分別對比分析了雷諾數的影響和試驗狀態支架幹擾的影響，完成了基於數值模擬的高空飛行與風洞試驗氣動特性差異分析📉📯。結果表明🙎🏽，網格規模主要對亞聲速來流計算狀態壓差產生的軸向力影響較大，對法向力系數、俯仰力矩系數和縱向壓心影響較小🦹‍♀️👨‍👩‍👦‍👦；雷諾數對該類飛行器氣動特性特別是軸向力系數、阻力系數和升阻比有較大的影響，但隨著馬赫數的增加💁🏻‍♂️，影響特性開始變的非常復雜🤾🏽‍♂️；由於風洞試驗狀態支桿存在，亞跨聲速來流條件對該類飛行器的底阻影響很大，需要采取一定的方法和手段對支桿影響進行修正😢。

面對稱重復使用運載器尾部噴流風洞試驗

劉傑平, 馬元宏, 蔡巧言, 任少潔, 王蘇寧, 楊子盟

doi:10.7527/S1000-6893.2020.24043

2021, (2): 624043-624043.

摘要

研究面對稱重復使用運載器尾部發動機的噴流幹擾特性對於飛行器設計具有重要意義。在中國航天空氣動力技術研究院的FD-12風洞中開展了亞/跨聲速飛行條件下的噴流試驗🐄。試驗使用常溫壓縮空氣作為噴流介質模擬發動機的高溫燃氣，采用的相似參數包括：飛行器的幾何外形尺寸🔈、飛行器的飛行馬赫數、發動機噴管的出口馬赫數、發動機噴流與自由來流靜壓比🐪。試驗結果表明了發動機噴流對全飛行器氣動特性和體襟翼鉸鏈力矩的影響隨來流馬赫數🧇、噴管、體襟翼偏角等因素的變化規律🧜🏼‍♂️。

Starship新型舵面形式氣動特性數值模擬

張宇佳, 左光, 徐藝哲, 杜若凡, 趙飛, 屈峰

doi:10.7527/S1000-6893.2020.24058

2021, (2): 624058-624058.

摘要

作為新型垂直起降的載人航天器🧻，Starship采用了新型舵面控製方式，其通過前後兩組可沿軸線方向偏轉的翼面來實現對機體的控製🤚。通過CFD數值模擬手段對該種舵面形式的氣動特性進行了系統研究，得到了該種舵面偏轉方式對飛行器升阻力和三軸力矩的影響，並分析了其內在機理。在小攻角下，Starship後翼為操縱面🧑‍🏫，其偏轉對控製力系數的影響較為顯著🕞，偏轉角度與控製力系數基本成線性關系🐷；前翼偏轉則對阻力系數的影響較為顯著🚣‍♀️🕉，偏轉角度與阻力系數基本線性相關♾。後翼偏轉角與俯仰力矩系數和滾轉力矩系數的線性相關性較好💍，對偏航力矩系數也有耦合影響。前翼的偏轉對偏航力矩系數的影響顯著🔂，同時與滾轉力矩系數和俯仰力矩系數的耦合較小。在大攻角下，尤其是在著陸階段攻角大於90°的情況下，傳統的襟副翼控製方式失效概率高，而新型舵面控製形式前翼和後翼偏轉與三軸力矩系數的相關性仍非常強◾️。其對於俯仰通道、滾轉通道和偏航通道均能保持良好的操縱特性。

撲翼飛行器驅動機構回顧與展望

張弘誌, 宋筆鋒, 孫中超, 汪亮

doi:10.7527/S1000-6893.2020.24024

2021, (2): 24024-024024.

摘要

撲翼飛行器的驅動機構是撲翼飛行器的動力裝置，決定了撲翼飛行器的整機性能🪘。隨著人們對撲翼飛行器性能的要求越來越高📟，各國研究者們對其驅動機構工作原理的探索也越來越深入，從而使撲翼飛行器驅動機構設計理論與方法研究取得了顯著進展🧗‍♀️。在最近幾年裏🫳🐞，更是湧現出了許多新型高效的驅動機構👦🏽。本文對近些年出現的傳統純機械式的驅動機構和基於智能材料的驅動機構的應用現狀做了詳細的研究與總結🏄🏻‍♂️，並分析了其特點與發展趨勢。介紹了柔性結構在撲翼飛行器領域的應用情況👌，並分析了其在驅動機構中發揮的作用。

垂尾抖振響應的魯棒-FxLMS主動控製試驗

劉昊, 王巍, 金偉, 牛文超, 楊智春

doi:10.7527/S1000-6893.2020.24090

2021, (2): 224090-224090.

摘要

針對垂尾模型低階模態抖振響應的主動控製問題，設計魯棒控製器對次級通道進行反饋式阻尼補償，建立了多模態的RFxLMS控製器，采用宏纖維復合材料壓電作動器🙅🏼‍♀️，開展了垂尾抖振響應壓電主動控製的地面模擬試驗🦋。試驗結果表明，RFxLMS控製器具有收斂速度快、控製效果好的優點🐦，並且相比於單獨的FxLMS控製器或魯棒控製器，對垂尾抖振響應具有更好的控製效果。進一步開展了垂尾抖振響應主動控製的風洞試驗💿。結果表明，RFxLMS控製器在多個試驗工況下均有穩定的控製效果🎥，並提升了控製系統的性能，垂尾抖振受控響應的RMS值比無控響應的RMS值降低了39.7%~48.1%🖥🏎。

二維疊層C/SiC復合材料低能量沖擊損傷實驗

劉斌, 高一迪, 譚誌勇, 葉昉, 成來飛

doi:10.7527/S1000-6893.2020.24202

2021, (2): 224202-224202.

摘要

C/SiC復合材料是航空航天器中的耐高溫材料🐕‍🦺，其服役環境存在低能量沖擊源且關於此類沖擊事件的研究相對較少。本文主要采用落錘沖擊系統性地揭示2D疊層C/SiC復合材料平板的抗低速低能量沖擊性能，通過改變沖擊能量考核不同單層厚度和平板厚度的抗沖擊性能變化🤓🤏🏻，並利用CT技術進行沖擊後無損檢測🥷🏿，分析結構內部細觀損傷。結果表明：沖擊載荷下，C/SiC復合材料按沖擊載荷變化可分為線性🧘🏽‍♂️、屈服和回彈3個階段；典型沖擊損傷形式包含局部壓潰♞、分層𓀕、纖維斷裂及基體微裂紋；同等結構厚度，單層厚度越大C/SiC復合材料平板沖擊變形和沖擊損傷越小，沖擊阻抗值越高；同等單層厚度下，結構總厚度較大的C/SiC復合材料平板沖擊損傷較小，沖擊阻抗較大。因此🚜🍪，C/SiC復合材料的預製體層數與結構厚度對低能量沖擊源較為敏感，且減小單層厚度及增加結構總厚度可明顯提高其抗沖擊性能。

民用飛機預研論證權威真相源構建技術

孫霄劍, 羅明強, 張馳, 關若曦, 劉虎

doi:10.7527/S1000-6893.2020.24222

2021, (2): 224222-224222.

摘要

權威真相源不僅是基於模型的系統工程實施的核心要素，也是"數字工程戰略"的關鍵環節。對權威真相源構建技術進行了研究👩🏼‍🏭，包括對權威真相源進行了定義和分析，設計了權威真相源的構建目標和原則，構建了權威真相源的架構和業務流程，並對構建權威真相源的支持技術進行了研究。梳理了民用飛機預研論證的業務流程、專業模型和基礎模型𓀈，最後通過民用飛機預研論證驗證機的案例研究，證實了權威真相源構建技術的可行性。民用飛機預研論證權威真相源能夠有效提升系統工程的組織性，提升協同設計效率🫷🏻，同時能夠提高模型和系統設計的重用性🏋🏽‍♂️，減少系統工程實施的復雜度，縮小開發成本。

縫合復合材料T型接頭拉伸載荷下的有限元數值模擬

文立偉, 余坤, 宦華松

doi:10.7527/S1000-6893.2020.24231

2021, (2): 224231-224231.

摘要

利用ABAQUS軟件對拉伸載荷下的縫合T型接頭進行建模與分析🧙🏽‍♂️，采用基於內聚力模型（CZM）的黏聚接觸方法來模擬筋條與蒙皮的脫粘行為，以基於細觀力學的非線性彈簧模擬縫線在上下界面的增強作用🪚。在模型基礎上對縫線直徑進行參數化分析，研究其對T型接頭拉伸性能的影響。結果表明💇🏽👴🏼：隨縫線直徑增大，接頭極限破壞載荷提高，即拉伸承載能力提高。有限元分析結果與試驗值吻合較好🧑‍🦱。值得註意的是，當縫線直徑增大到1 500旦尼爾時💖，模擬結果與試驗數據存在10.4%的誤差，這是因為模型未考慮縫合對層合板面內性能的影響，忽略了縫線可能造成的材料損傷。考慮到T型接頭在拉伸載荷作用下的破壞模式主要是I型和Ⅱ型破壞📑，因此宜采用二維有限元模型進行參數化分析，計算效率高並且與試驗結果吻合較好。

復合材料MMB試件I-II混合型層間裂紋擴展分析

鄧健, 盧天健, 尹喬之

doi:10.7527/S1000-6893.2020.24241

2021, (2): 224241-224241.

摘要

基於經典層合板理論及雙線性黏聚區本構關系，建立了含一般分層裂紋層合板的理論模型，對I-Ⅱ混合型彎曲（MMB）斷裂試件進行了裂紋擴展理論分析。提出了一種I-Ⅱ混合型斷裂疊加模型，引入I型裂紋分量的剛體轉動位移，同時考慮了裂紋長度超過試件半長後中部載荷分量對裂紋擴展的閉合效應💏🧝‍♀️，並根據黏聚區力學響應，分段獲得了位移函數通解。結合疊加模型的邊界條件與連續性條件，分析了MMB試件的裂紋擴展過程🧍‍♂️，求解獲得了載荷-位移曲線。通過與梁模型預測以及試驗結果進行對比📠，驗證了本文模型對I-Ⅱ混合型裂紋擴展預測的有效性和準確性🧙🏽，並討論了初始斷裂模式混合比及閉合效應對裂紋擴展過程的影響🗻🚟。結果表明：初始Ⅱ型裂紋比重較大時👨‍👦‍👦，中部載荷的閉合效應更為明顯💁🏿‍♂️，可能出現I型裂紋完全閉合的情況；裂紋擴展過程中，當裂紋長度小於試件半長時，斷裂混合比基本保持常數；當裂紋擴展超過試件半長後🧛🏽🪢，閉合效應明顯，混合裂紋形式逐漸向單一型斷裂模式退化。

爆炸沖擊載荷下典型機身結構動響應及破壞

劉宗興, 劉軍, 李維娜

doi:10.7527/S1000-6893.2020.24252

2021, (2): 224252-224252.

摘要

確定滿足適航要求的最小風險炸彈位置，必須研究爆炸沖擊載荷下機身結構動響應及破壞模式🌔🧤。以某型飛機典型機身結構為研究對象🧪，采用LS-DYNA商用軟件，建立了爆炸沖擊載荷下機身典型結構動響應數值模型。采用控製變量法分析了爆炸物當量🕧🫅、爆炸沖擊距離以及爆炸沖擊位置對典型機身結構動響應及破壞模式的影響，同時研究了損傷後典型機身結構的剩余強度👆🏽。研究結果表明，造成機身結構有效破壞的爆炸物臨界當量與爆炸沖擊距離密切相關；爆炸沖擊距離對典型機身結構損傷及剩余強度影響不明顯；典型機身結構筋條位置對剩余強度影響較大🧔🏼。在此基礎上👾🍄‍🟫，提出了表征剩余強度的無量綱系數🤥，並建立了剩余強度無量綱系數與爆炸物當量及爆炸沖擊距離之間的函數關系。

人工製備冰雹的力學性能試驗研究

張麗芬, 葛鑫, 劉振俠

doi:10.7527/S1000-6893.2020.24255

2021, (2): 224255-224255.

摘要

人工製備的冰雹可用於多種航空附件冰撞測試。本文以ASTM F320—2010標準為基礎🚴🏼‍♂️，設計製作了多種冰雹，對冰雹的力學性能及影響冰雹力學性能的因素開展了研究。采用低溫萬能試驗機對冰雹進行準靜態試驗，使用高速攝影技術深入分析冰雹破碎過程及特征，對比分析不同棉纖維種類🚵🏻‍♂️😮‍💨、棉纖維特性和棉纖維含量下冰雹的力學性能🏐。研究結果表明，含棉冰雹失效過程可分為3個階段🚽：線性增長階段🧚🏻‍♀️、屈服階段和破碎階段，失效過程中最大抗壓強度出現在線性增長階段末端💃🏽。棉纖維的強度和彈性越好↩️，冰雹破碎所需的加載力越大🔂；棉纖維上附著的冰量越少，冰雹破碎所需的加載力越小。棉纖維含量增加可以加強棉纖維的連接作用👷🏿，使含棉冰雹強度增加；但棉纖維含量到達15%時👨🏼‍🎨，繼續增加棉纖維含量🧑‍🦯，冰雹抗壓強度不會發生太大變化。親水棉製成的冰雹抗壓強度明顯高於疏水棉製成的冰雹🥨🙅🏿。研究結果可為中國民用大飛機適航符合性驗證提供參考👾。

日地L2點航天器編隊的分布式自主相對導航

葉子鵬, 周慶瑞, 王輝

doi:10.7527/S1000-6893.2020.24145

2021, (2): 324145-324145.

摘要

為了實現航天器編隊在日地L2點軌道的高精度相對導航，設計了一種分布式的自主導航方法。首先通過信息交互形成局部的測量構型，每顆衛星只基於鄰居間的測量進行狀態估計🧔🏿‍♀️，降低了狀態維數和計算量；然後根據相互估計的結果進行信息融合，提升估計的精度♈️。在此基礎上，對仿真結果進行了定量分析，給出了影響最終估計誤差的主要因素測距精度、測量點間的基線與導航精度間的經驗公式。在數值仿真中，所提方法達到了厘米量級定位精度和毫米每秒的測速精度。仿真結果表明：該方法有效🧑‍🎨，且對工程應用具有一定的參考價值。

基於機器學習的空間翻滾目標實時運動預測

余敏, 羅建軍, 王明明

doi:10.7527/S1000-6893.2020.24149

2021, (2): 324149-324149.

摘要

借助監督式機器學習（ML）方法😔，對空間翻滾目標的運動狀態預測問題進行研究🫳🏻🙇🏽，為空間機器人抓捕空間翻滾目標提供可靠的數據依據🧝🏽‍♂️。基於物理模型的運動預測方法依賴理想的建模假設，需要連續的視覺反饋信息，解決目標預測問題的能力有限🧎‍♂️。因此⚰️，本文采用機器學習中純數據驅動方式的稀疏偽輸入高斯過程（SPGP）回歸方法進行空間翻滾目標的運動預測。給定空間翻滾目標運動狀態的歷史觀測數據，通過連續優化真實觀測數據🐞👩🏻‍🎤，得到稀疏的偽訓練數據集，進而在線快速預測目標的運動狀態，預測的計算效率達到毫秒級。此外🧛🏽‍♀️，利用馬爾科夫鏈蒙特卡洛（MCMC）法處理連續優化過程，克服由於隨機初始值造成的優化過程陷入局部極小值問題🫐。利用Snelson數據驗證了所提稀疏偽輸入高斯過程回歸方法的正確性🎞，並通過4組仿真算例驗證了所提方法對於空間翻滾目標運動預測的有效性和魯棒性。

柔性空域結構下連續下降航跡多目標優化

楊磊, 李文博, 劉芳子, 陳雨童, 趙征

doi:10.7527/S1000-6893.2020.24157

2021, (2): 324157-324157.

摘要

連續下降運行（CDO）是基於航跡運行（TBO）概念的重要組成，對於減少機場終端區燃油消耗和環境影響具有顯著效果。簡潔👨🏼‍🦳、高效和靈活的進場空域🍬，以及高度自動的無沖突節能軌跡規劃，是實現高密度終端區連續下降運行的核心要素🧝🏽‍♂️。設計了一種融合Point Merge理念的新型倒皇冠形進場空域（ICSAA）🏗，規範了新型空域內航空器運行程序，建立了以燃油消耗和飛行時間最小為目標的連續下降進近無沖突四維軌跡優化模型，並選用基於精英保留策略的非支配排序遺傳算法（NSGA-Ⅱ）進行高效求解。論證了新型柔性空域下連續下降運行軌跡優化具備復雜高密度場景預戰術和戰術運行性能🫥，對於飛行效率👨🏻‍🍳、經濟性和空域容量提升具有顯著效果🚿，為促進繁忙機場全時段連續下降運行的推廣應用提供新視角和新方法。

一種改進的運載火箭迭代製導方法

馬宗占, 許誌, 唐碩, 張遷

doi:10.7527/S1000-6893.2020.24218

2021, (2): 324218-324218.

摘要

為提高運載火箭在大氣層外當推力出現故障條件下製導算法的最優性、魯棒性和適應性，提出了一種改進的迭代製導方法🤹🏼‍♀️。該方法以基於最優控製理論推導的解析形式作為最優控製解，並推導出以5個軌道根數作為終端約束的橫截條件，增強了算法的最優性👩‍🦰；迭代過程中采用高斯-勒讓德方法計算推力積分，並采用球極坐標系下泰勒多項式逼近方法計算引力積分✏️，提高了故障模式下算法的積分精度；該算法采用降維迭代求解模式，並結合對控製變量的合理限幅，保障了推力故障條件下算法的實時性和收斂性🧇🥽。分別基於蒙特卡洛打靶和推力故障條件下進行仿真驗證💺🧛🏽‍♂️，結果驗證了所提方法具有較強的最優性🦵、魯棒性和故障適應能力。

基於DNET的空中紅外目標抗幹擾識別算法

張凱, 王凱迪, 楊曦, 李少毅, 王曉田

doi:10.7527/S1000-6893.2020.24223

2021, (2): 324223-324223.

摘要

復雜空戰背景下針對人工幹擾的博弈是紅外空空導彈精確探測製導技術發展面臨的瓶頸和核心技術。針對人工幹擾對空中紅外目標產生的遮蔽、黏連、相似等幹擾現象，以及目標機動和相對運動造成的形狀🏌🏼‍♂️、尺度🧗🏼、輻射特性劇烈變化等實際問題，提出一種基於信息特征提取的深度卷積神經網絡DNET空中紅外圖像目標抗幹擾識別算法✋🏼。首先🏊🏿‍♂️，DNET網絡對大尺度特征圖像采用密集連接模塊，在前部通道保存每一層的網絡輸出，在網絡末端引入特征註意力機製👷🏻，獲得每個特征通道的信息特征識別權重。然後，加入多尺度密集連接模塊😥，並與多尺度特征融合檢測結合👨🏿‍🍳，提高對大尺度變化情況下的目標特征提取能力。實驗結果表明，在伴隨紅外誘餌幹擾的實時檢測條件下🎅🏼，紅外目標由點目標變化為成像目標，直至充滿視場的整個過程中⛅️，本文抗幹擾識別算法的識別精確度💂🏻‍♂️→、召回率及識別速度分別達到99.36%、96.95%🫰🏽、132 fps🧑🏻‍🍼，具備識別精確度和召回率高👨‍🦯😼、識別速度快等優點，並具有良好的魯棒性🧑🏿‍🦲。

一種4站情況下基於TDOA/FDOA的無源定位方法

國強, 李文韜

doi:10.7527/S1000-6893.2020.24236

2021, (2): 324236-324236.

摘要

在基於時頻差的三維運動目標無源定位系統中，針對在4個接收站的情況下搜索法實時性低的問題📄，提出了一種基於改進的加權最小二乘法（MWLS）與螢火蟲算法（FA）相結合的無源定位方法（MWLS-FA）。該方法的第1步通過構造一組新的方程來對加權最小二乘（WLS）方法進行改進👨‍❤️‍💋‍👨，使得改進後的WLS方法在4站情況下也能得到目標位置和速度的初始值，第2步利用這個初始值為FA方法提供一個動態的搜索區域，同時在約束條件的添加和參數選擇兩個方面針對性地對FA方法做出了調整和改進📠。仿真結果表明❣️，該方法在4站情況下對目標的定位精度可以達到克拉美羅下限（CRLB），而且在實時性和抗噪性方面優於傳統的搜索法，同時該方法在5站情況下的抗噪性能優於兩步加權最小二乘法（TSWLS）和約束加權最小二乘（CWLS）法。

一種兩自由度飛行機械臂系統的設計與實現

何慰, 方勇純, 梁瀟, 張鵬

doi:10.7527/S1000-6893.2020.24280

2021, (2): 324280-324280.

摘要

提出了一種基於歐拉-拉格朗日方法的飛行機械臂系統模型💆，在機械臂緩慢運動的合理假設下，模型不僅能有效描述實際系統🤴，同時模型表達得到了精簡。在此基礎上進行控製器設計♟，首先使用輸出變換將系統反饋線性化，並將內外環動態分離🪑，基於此分別設計外環滑模控製器和內環比例-積分-微分（PID）控製器。該控製器在仿真實驗中能有效抑製機械臂帶來的擾動且鎮定和軌跡跟蹤性能明顯優於經典的串級比例-積分-微分控製器。結果表明本文提出的建模和控製方法能夠有效補償機械臂的已建模擾動，並能充分抑製機械臂擺動產生的未建模擾動🪻，且控製器計算復雜度適中，能夠滿足實際應用需求。

區間不確定性下的空中作戰行動過程優選方法

鐘赟, 萬路軍, 張傑勇

doi:10.7527/S1000-6893.2020.24282

2021, (2): 324282-324282.

摘要

針對空中作戰行動過程（COA）設計問題，根據動態影響網（DINs）理論和改進快速非支配排序遺傳（NSGA-Ⅱ）算法，提出一種基於DINs和區間多目標優化的空中作戰過程優選方法🎓。首先，分析空中作戰過程基本概念👳🏿🧙🏼‍♀️，分別進行靜態和動態建模🧡，並對參數不確定性進行分析🧑🏼‍🦳。然後，基於改進Kendall協和系數檢驗法確定一致性檢驗後的關鍵參數，設計DINs概率傳播算法。隨後，分析期望效果實現概率與各關鍵參數的相關關系🦺，在分析行動過程優選效果評價指標基礎上🧑🏿‍✈️，采用改進NSGA-Ⅱ算法對模型進行求解👨‍🦽‍➡️。最後，通過多組仿真案例，驗證了模型的合理性，以及算法的有效性和優越性。

基於腦電和眼動信號的人機交互意圖識別

王崴, 趙敏睿, 高虹霓, 朱帥, 瞿玨

doi:10.7527/S1000-6893.2020.24290

2021, (2): 324290-324290.

摘要

意圖識別在人機交互（HCI）領域受到廣泛關註🧑🏼‍🤝‍🧑🏼，傳統人機交互意圖識別方法單純依靠腦電（EEG）或眼動數據，不能很好地利用2種方法優點。為此🎵，提出了一種融合腦電和眼動數據的人機交互意圖識別方法，通過采集腦電和眼動信號☮️，進行特征提取👨🏼‍⚖️，輸入機器學習模式識別網絡進行意圖識別，並基於Dempster-Shafer （D-S）證據理論進行決策層融合得出最終識別結果👱🧔🏽‍♀️。招募了20名有效受試者進行交互意圖識別實驗，結果表明，基於腦電和眼動信號的人機交互意圖識別方法識別準確率高於單純依靠腦電和眼動數據的方法，可為下一步飛行器和武器系統人機交互系統自適應設計提供理論依據和技術支持。

尾座式無人飛行器魯棒容錯編隊控製

劉德元, 劉昊, Frank L LEWIS

doi:10.7527/S1000-6893.2020.24296

2021, (2): 324296-324296.

摘要

針對尾座式無人飛行器編隊在執行器故障、嚴重的非線性和耦合性、參數不確定性、外界擾動等影響下的容錯控製問題進行了研究🤴🏼。提出了一種魯棒容錯編隊控製方法來實現一群尾座式無人飛行器在執行器故障情況下的期望編隊飛行。所構建的控製器由2部分組成💆‍♂️：標稱控製器和幹擾補償控製器👨‍🦼‍➡️。設計標稱控製器使系統實現期望的控製性能🪫，利用幹擾補償控製器抑製多種不確定性和執行器故障的影響。通過理論分析證明了系統的魯棒穩定性，並通過數值仿真驗證了算法的有效性🙋‍♂️🙄。

基於3D Zernike矩的巡檢器與空間站的相對導航算法

王潤, 郁豐, 周士兵, 劉方武

doi:10.7527/S1000-6893.2020.24298

2021, (2): 324298-324298.

摘要

針對航天器相對導航問題𓀖，以空間站表面為"特殊地形"，提出一種基於大型航天器表面巡檢的相對導航算法🪟。首先🧙🏽‍♂️，運用巡檢飛行器上的TOF （Time of Flight）相機測量空間站表面局部點雲數據，以該點雲數據為實時圖，以空間站表面先驗點雲數據為基準圖。然後，利用3D Zernike矩與三維地形間的一一對應關系，將三維地形匹配轉化為基於3D Zernike矩的特征向量匹配🔇。在此基礎上求解實時圖與匹配上的基準圖間的相對位置、相對姿態✉️，從而確定兩航天器間的相對導航參數，並通過實驗分析了匹配精度及速度的主要影響因素。最後🪻，將該相對導航參數與慣性系統推算的相對導航參數在擴展卡爾曼濾波器的框架下實現信息融合，估計了巡檢飛行器與空間站間的相對位置、相對姿態，實驗結果表明，相對位置精度優於0.002 m，相對姿態精度優於0.1°。

惡劣天氣條件下航路網絡修復優化

隋東, 邢婭萍, 塗詩晨

doi:10.7527/S1000-6893.2020.24300

2021, (2): 324300-324300.

摘要

針對惡劣天氣條件下可用空域資源不足導致的航班大面積延誤問題，基於復雜網絡修復理論和交通流分配理論，借鑒交通網絡設計思想提出了一種航路網絡修復優化策略。首先，建立了航路網絡修復場景，基於氣象信息生成了惡劣天氣飛行受限區🚄。然後，建立了上層模型以修復成本最低為目標函數、下層模型為多約束交通流分配模型的雙層規劃修復模型👩🏿‍🦲，應用改進粒子群算法對模型整體進行求解，結合K最短路徑算法對下層模型進行求解。最後🛌🏻🏂🏿，提出局部和全局兩類指標對航路網絡修復效果進行評估。基於典型航路網絡📿，以兩類基礎修復策略為對比方法，同時對比了實際運行結果，研究了不同修復策略的修復效果和適用性。仿真結果表明🧑🏿‍🌾：航路網絡修復優化策略既能彌補原有拓撲結構修復策略的結構受限不足🙃，又能解決拓撲結構調整修復策略帶來的巨額協調費用問題，能夠保證在對正常運行航班幹擾最小的同時，以最小的修復成本使所有受影響的航班都恢復正常運行🤳🏼，對於減緩航路擁堵和航班延誤有極大的意義。

戰鬥機電子戰系統架構總體設計

賈朝文, 馮兵, 鄢勃, 楊洋, 張學帥, 劉翔, 李燕平

doi:10.7527/S1000-6893.2020.24507

2021, (2): 324507-324507.

摘要

戰鬥機電子戰系統提供的態勢感知🦉、無源攻擊引導、電子對抗和主動隱身等作戰能力可以極大提升飛機的生存力和殺傷力。為滿足電子戰系統越來越高的新質作戰能力要求✳️、作戰對象快速能力提升、貼近實戰的作戰樣式和作戰環境不斷變化帶來的新要求、適應不同戰鬥機平臺及航電任務系統要求等需求，追求高質量和敏捷開發模式，電子戰系統架構必須精心設計。采用系統工程方法，按照能力視圖、作戰視圖、系統視圖和技術視圖對需求和技術進行了迭代研究，基於靈活數字處理算法支持不同戰法、全域綜合共用🤏🏻、以快應變和以柔製變等頂層設計思想，從全數字化處理🙂‍↔️、綜合化🤽🛎、可擴展和開放式等多個視角論證了電子戰系統架構設計需求，並給出了核心設計要點和方案🧚🏻‍♂️。戰鬥機電子戰系統架構在大量實踐中得到驗證💂🏼‍♀️，效果良好🍰，能夠滿足作戰使用需求🈁，對下一代戰鬥機電子系統的研究具有借鑒意義。

高壓壓氣機出口級葉型加工偏差特征及其影響

劉佳鑫, 於賢君, 孟德君, 史文斌, 劉寶傑

doi:10.7527/S1000-6893.2020.23796

2021, (2): 423796-423796.

摘要

以高壓壓氣機出口級葉片葉中截面作為研究對象，獲得了實際壓氣機葉片加工偏差的分布特征，並分析了實際加工偏差對葉型氣動性能的影響。以此為基礎，研究了加工偏差對葉型性能的影響機理🥼。研究結果表明，實際葉型加工偏差存在一定的系統性偏差🥶，從而導致實際葉型氣動性能的平均值偏離設計值👨‍🔧。葉型偏差對葉型氣動性能的影響存在一定的非線性效應，這在前緣區域更為明顯👆🏿🤰🏽，從而導致了平均葉型的氣動性能與實際葉型平均性能出現了明顯偏差🧑🏿‍🦰。前緣附近的幾何偏差對吸力面和壓力面的速度峰值有較大的影響📚，因此前緣附近的偏差是使葉型的氣動性能產生系統性偏差和增大不確定度的主要因素✵。根據對流動機理的分析🔆，進口幾何角偏差是導致葉型性能出現系統性偏差的主要原因；可以近似用均勻偏差來估計葉身加工偏差對正負攻角範圍和損失的影響。

2060鋁鋰合金冷模熱成形界面換熱系數確定的實驗與算法

張雲光, 李誌強, 王耀奇, 李紅, 李淑慧

doi:10.7527/S1000-6893.2020.23805

2021, (2): 423805-423805.

摘要

2060鋁鋰合金具有密度低、比強度高等優勢，在航空航天零件製造領域已得到廣泛應用。通過冷模熱成形工藝可以提高2060鋁鋰合金成形性，減少開裂、拉毛、回彈等缺陷的發生，後續時效處理可以提高零件整體剛度。然而在實際成形過程中缺乏對溫度場的準確預測，即缺乏2060鋁鋰合金在變壓強下界面換熱行為的準確描述，無法對成形效果進行評估。本文利用冷模熱成形界面換熱測試平臺👨🏿‍🔬，對不同壓強下2060鋁鋰合金與H13熱作模具鋼的換熱行為進行測試研究🥃🤽，基於考慮模具鋼變熱物性參數的顯式有限差分法反算模具表面溫度，計算得到不同壓強下的界面換熱系數，並與Beck反傳熱算法進行對比，兩者計算結果相近🌍🚦。實驗結果顯示2060鋁鋰合金IHTC隨壓強增大而增大🔚，在20 MPa下IHTC=1.906 6 kW/（m2·K）。改進的有限差分法具有計算效率高、速度快🚵🏿、反映實際模具內部溫度場😩、誤差較低等優點🪬，可拓展應用於其他薄板材料在冷模熱成形條件下的界面換熱系數求解。

增材製造鈦合金微桁架夾芯板低速沖擊響應

郭怡東, 馬玉娥, 李佩謠

doi:10.7527/S1000-6893.2020.23820

2021, (2): 423820-423820.

摘要

增材製造技術能夠製造復雜點陣結構🚐。相比於傳統的加工工藝，可以一次成型，克服了低速沖擊下傳統工藝芯層與面層在連接點處易發生脫粘的問題。利用低速落錘試驗裝置對增材製造面心立方（FCC）夾芯板和體心立方（BCC）夾芯板進行了低速沖擊試驗💬，獲得了兩種微桁架點陣夾芯板的破壞模式和沖擊響應曲線。低速沖擊下👱🏽‍♀️😵，微桁架夾芯板上面層在沖擊部位產生局部凹坑🚠，並出現裂紋😖，其余部位沒有大變形。試驗結果表明在相同能量沖擊下，BCC夾芯板的凹坑深度要小於FCC夾芯板，BCC夾芯板的抗沖擊性能要優於FCC夾芯板；建立有限元模型，較好地表征了低速沖擊過程中微桁架結構的損傷。發現在低速沖擊過程中，對於兩種微桁架點陣夾芯板👨🏼‍🦰，沖擊能量主要由上面層和芯層吸收；沖擊能量改變，夾芯板各部分吸能百分比變化較小🦸👨‍👦。BCC夾芯板和FCC夾芯板結構穩定😅，整體性好🏇🏻；低速沖擊下，FCC夾芯板最先發生破壞的部位是上面層與芯層連接處🏄🏿‍♀️；而BCC夾芯板最先發生破壞的部位是中間豎直桁架🧑🏿‍🦲📴。

鋪放參數對復合材料厚度方向力學行為影響

蔡立成, 錢詩夢, 汪海晉, 丁會明, 徐強

doi:10.7527/S1000-6893.2020.23821

2021, (2): 423821-423821.

摘要

為了探究鋪放工藝參數的變化對復合材料厚度方向力學行為的影響🧛🏽，通過面外拉伸實驗分析了鋪放壓力與鋪放溫度對復合材料厚度方向面外拉伸強度與拉伸模量的影響🍾，並對不同鋪放工藝的試件失效模式進行了分析🏦。試驗結果表明，增大鋪放壓力會減小層間富樹脂區厚度，使復合材料面外拉伸強度不斷增大🧏🏽‍♀️，當鋪放壓力為0.225 MPa時取得實驗組最大值👩‍⚖️🧣，與鋪放壓力0.075 MPa相較強度提升約13.1%，失效模式由纖維斷裂與纖維層剝離的組合轉變為纖維斷裂🚱；鋪放壓力的進一步增大會擠壓層間樹脂，改變樹脂富集形態👩‍🦼🤽🏽，使面外拉伸強度下降〽️，剝離失效模式再度出現。實驗用復合材料的適宜鋪放溫度為30℃，過高的鋪放溫度會導致孔隙率的上升，使復合材料的面外拉伸強度嚴重下降，裂紋擴展失去規律性🙎🏼🧑🏻‍💻；與鋪放溫度25℃相比，鋪放溫度為45℃時復合材料面外拉伸強度下降達19.2%✊，失效模式由纖維斷裂與纖維層剝離的組合失效轉化為單一的纖維層剝離失效。

葉片前緣仿形渦流檢測仿真與試驗設計

張國才, 謝小榮, 劉永釗, 馮炎青, 遊泳

doi:10.7527/S1000-6893.2020.24678

2021, (2): 424678-424678.

摘要

仿形渦流檢測技術因其耦合性好可有效抑製檢測過程晃動而特別適合對大曲率葉片前緣快速檢測。針對渦輪葉片前緣仿形渦流檢測建立前緣及仿形線圈有限元模型，運用有限元方法分析葉片前緣凹坑、長裂紋、邊沿凹坑3種典型缺陷在內外兩種激勵、不同內徑線圈、不同頻率等模式下的檢測信號特征。仿真結果表明🏗：大曲率前緣實施仿形渦流檢測，檢測區域可有效覆蓋整個前緣區域，檢測頻率越高，檢測靈敏度越高🥑。雙線圈檢測模式下，外激勵內接收比內激勵外接收靈敏高，當內檢測線圈尺寸大於缺陷的尺度時⛔️，內接收線圈內徑越小，其相對靈敏度越高。結合仿真結論🎛，製作前緣缺陷試塊👮🏽‍♀️，采用鎖相放大及圖形化編程技術，設計前緣仿形渦流檢測系統，試驗結果表明🍃👇🏼，仿形線圈可有效檢出前緣典型缺陷，檢測幅值相位輸出結果與仿真結論相似。研究成果可用於指導大曲率葉片前緣的工程實踐檢測🐀。

碳纖維/雙馬樹脂復合材料整體成型過程分層擴展行為實驗研究

王雪明, 謝富原

doi:10.7527/S1000-6893.2020.24918

2021, (2): 424918-424918.

摘要

針對復合材料構件熱壓罐成型過程中常見的分層缺陷，考察了整體成型工藝溫度對分層擴展、QY8911雙馬樹脂基體韌性及T300/QY8911層合板Ⅰ型層間斷裂韌性的影響，並通過分層擴展斷面形貌深入分析了復合材料整體成型工藝中分層擴展的路徑和斷面破壞模式👨🏽‍✈️，給出了復合材料整體成型工藝和結構設計的優化建議措施🤱🏻。結果表明，隨著整體成型最高溫度的升高，分層擴展程度增大🏌🏼‍♂️，QY8911雙馬樹脂基體的拉伸強度和拉伸模量逐漸降低，T300/QY8911層合板Ⅰ型層間斷裂韌性逐漸增大；對分層擴展斷面進行SEM掃描電鏡分析發現分層擴展沿著層間開裂，斷面內存在基體斷裂和基體/纖維界面脫粘兩種破壞模式，Ⅰ型層間斷裂是復合材料整體成型工藝中分層擴展的典型微觀特征。

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