空战格斗飞行机动数据库建立及应用

空战格斗任务面临环境高复杂性、博弈强对抗性、响应高实时性、信息不完整性、边界不确定性等多项挑战。为此，已建立人类飞行员空战格斗飞行机动数据库ACED(Air Combat Engagement Database)，系统采集人类优秀飞行员空战格斗飞行机动数据。基于该数据库，首先分析了空战格斗飞行机动方程，提出应重点分析飞行员在空战任务中的滚转角及法向过载决策指令；研究确定了近距空战格斗任务中的人类飞行员飞行机动决策时间窗，并采用能量谱分析方法确定了飞行员在近距空战格斗飞行机动中的滚转角决策频率；针对采用航炮作为主武器的近距空战格斗任务，研究了近距空战格斗敌机轨迹预测算法。相关方法可有效预测航炮炮弹生命周期内的敌机未来轨迹，有力支撑了航炮自动火控算法的研发，助力在相关空战竞赛中取得优异成绩。本文系列应用示例验证了已建立的空战格斗飞行机动数据库的有效性。     

三维空间双机格斗的捕捉区和危险区

 本文应用微分对策理论对三维空间双机格斗问题进行研究,给出了以目标机进入方向、界栅和等时线组成的捕捉区与危险区的确定方法,画出二架飞机的捕捉区和危险区,并讨论了这些区域的性质,得出与实际空战相符的结论。     

基于态势评估及DDPG算法的一对一空战格斗控制方法

已有的空中格斗控制方法未综合考虑基于专家知识的态势评估及通过连续性速度变化控制空战格斗的问题。基于深度确定性策略梯度（DDPG）强化学习算法,在态势评估函数作为强化学习奖励函数的基础上,设计综合考虑飞行高度上下限、飞行过载以及飞行速度上下限的强化学习环境;通过全连接的载机速度控制网络与环境奖励网络,实现DDPG算法与学习环境的交互,并根据高度与速度异常、被导弹锁定时间以及格斗时间设计空战格斗结束条件;通过模拟一对一空战格斗,对该格斗控制方法在环境限制学习、态势评估得分以及格斗模式学习进行验证。结果表明：本文提出的空战格斗控制方法有效,能够为自主空战格斗进一步发展提供指导。     

模拟两机格斗空战的矩阵博弈方法

本文介绍数值模拟计算两机空战格斗过程的一种矩阵博弈解法。首先在两机各自极限运动范围内选择一组基本战术动作,这些基本战术动作满足飞机在三维空间内运动的质点动力学方程。然后按选定的基本战术动作和性能指标,可以计算出一个赢得矩阵。最后根据二人有限零和矩阵博弈理论,直接求两机的最优纯策略。若无最优纯策略,两机空战格斗问题便化为一个线性规划问题,借助单形法数值求解这个线性规划问题,便可求出对双方均为最优的数值解。数值算例表明,本方法是数值模拟计算两机空战格斗过程的一种行之有效的方法。     

近距格斗导弹离轴发射的火控算法

红外被动式制导近距格斗空对空导弹,是当今先进歼击机的标准武器,具有离轴发射,全向攻击,特别是迎头攻击能力,广泛使用在夺取制空权的近距空战格斗中。本文重点讨论红外导引头捕获目标(瞄准)和导弹发射的多种不同方式,以及导弹离轴发射的火控算法。     

改善歼击机空战格斗能力有关技术途径的探讨和分析

本文对歼击机空战格斗能力有关的飞机机动性能作了简要的分析,对不同机动性能在空战格斗中的地位提出一些看法、着重探讨改善定常盘旋性能的几种技术措施,及其在不同气动布局形式飞机中的作用,特别对前缘机动襟翼和放宽静安定度对改善机动性能的效果进行了具体的分析。明确指出放宽静安定度能使鸭式近距耦合布局形式飞机的机动性能提高得更为显著。     

飞机大迎角飞行问题研究综述

近距格斗在未来的空战格斗中仍不可避免,大迎角下精准且快速的机头指向能力是空优战斗机必须具备的基本特征,对提升飞机本身的生存能力和夺取制空权具有重要意义。本文根据国内外战斗机的大迎角特点,对大迎角气动特性、风洞试验方法、气动力建模方法、非线性飞行动力学特性分析方法、大迎角控制律设计、飞行试验等方法进行了综合论述,对未来大迎角飞行问题的研究方向进行了展望。     

空战决策中的智能微分对策法

提出了空战决策中的一种新方法-智能微分对策法。该方法在整体战术制定中采用人工智能方法，在空战的各个子阶段的具体战术决策中采用微分对策方法。提出了智能微分对策点的定义，它在某些情况下利用人工智能预测对手的策略，将微分对策转化为两个独立的单边极值问题，从而拓宽了微分对策在空战中的应用范围，利用智能微分对策法建立了空战决策模型，并进行了空战仿真，仿真结果表明，该方法优于专家系统法。     

基于粗糙集的空战效能多指标综合评估模型

 根据现代空战的特点,构建了空战效能评估指标体系,由于超视距空战和近距格斗是现代空战的两个主要模式,因此在指标体系中分别引入了与这两种模式直接相关的分项能力,并且给出了各分项能力的计算模型,针对以往效能评估的多指标综合评价模型中权系数确定的主观性问题,应用粗糙集理论对第3代战斗机的各种指标数据进行挖掘,利用信息熵概念求得各指标的属性重要度,并归一化处理为各指标的权系数,克服了传统权系数确定方法的主观性。最后,建立了空战效能评估的多指标综合评价模型,通过实例计算验证了该模型的有效性。     

飞机动态机动指标测量

表征飞机在空中格斗时动态机动性能的新参数，是完成任务所需时间和机动的空间方位的函数，虽然这些参数是针对指向即发射空战和滚转反应机动提出的，但是，这种方法适用于大部分空战机动。该参数可用于预测空战效果和一架飞机相对另一架飞机时间优势。     

RESEARCH AND REALIZATION OF MUTUAL TRIMMING OF NURBS

Sincetheearly199Os,someCAD/CAMsystems,suchasUG1,SuperMan,havebeenbasedontrimmedsurfacesinsurfacemedelling.Fortheflexibilityandconvenienceofsurfacemodelling,mutualtrimmingbetweentwosurfacesisoftendesired,soitisnecessarytostudythetechniqueofmutualtrimmingofsurfaces.Duringrecentyears,therehadbeensomepapersontrimmedsurface[l~4JamongwhichRef.[2jpresentedacomparativelycomprehensiveandsystematicintroductiontotrimmingofNURBSsurface.Nevertheless,accordingtoRef.L2],retrimmingofatrimmedsurfaceisn…     

带跨音结尾激波的二元收-扩管内附面层控制实验研究

本文较深入地研究了由直-曲壁构成的二元收-扩管内收敛段底壁的附画层抽气板形状,在吸除系数为1条件下,吸除附面层对几何喉道附近壁画、对跨音结尾激波与扩压器壁附面层干扰区上游的附面层发展的影响;研究了结尾跨音激波与扩压器底壁附面层干扰区的附面层控制对其下游的流场畸变的影响;文中并对有、无附面层控制下的干扰区下游的动态畸变作了比较.指出,通过对干扰区的附面层抽吸,近壁面的紊流度峰值和平均值大大下降.     

来流湍流度及端壁效应对涡轮叶片上对流换热的影响

利用大尺寸低速开式叶栅风洞对涡轮叶片表面的对流换热进行了实验测量,叶片高度方向布置了3个测量位置,距端壁距离分别为5mm,30mm及150mm.重点对比研究了高来流湍流度、端壁效应及来流雷诺数对涡叶片中部及根部区的过渡起始点、过渡区长度及换热的影响。实验参数范围是:来流湍流度Tu=0.75～13.5%,来流雷诺数Re=60000～240000.      

弹塑性有限元分析的凝缩法

 本文提出了弹塑性有限元分析的一种新方法——“弹塑性有限元分析的凝缩法”。按这种方法对结构进行弹塑性计算,与普通方法相比,可以大量缩短计算时间,从而取得明显的经济效益。     

二元机翼带外挂系统极限环颤振次谐响应分析

 借助于非对称分段线性振子的次谐分叉条件,本文首次讨论了二元机翼带外挂系统处于稳定极限环颤振情况下,外挂的次谐响应。算例表明,单自由度非线性振子的分叉条件能够预示非线性颤振系统的运动规律。     

渐近展开匹配法在跨音速钝头薄翼型绕流分析中的应用

一、引言 众所周知,钝头翼型的头部区域对均匀来流的扰动不再是小量,该处流动不符合小扰动假设。因此,由跨音速小扰动方程得出的解在头部区域失效。本文将流场分为外部解区,内外解区及头部附近的内内解区（见图1）。     

双分层损伤层合板屈曲的有限元分析

采用参考面单元技术,建立双分层损伤层合板的有限元模型,研究了不同边界条件下,分层尺寸和位置对层合板压屈载荷的影响。大量计算表明,双分层损伤层合板的压屈载荷完全由其最弱的子层确定。在一定的分层位置范围内,双分层和相应单分层的压屈载荷有极好的一致性。给出的压屈载荷的等值线图可以清晰地描述压屈载荷随分层位置的变化规律。     

扩压叶栅端壁区旋涡流动显示研究

通过氢气泡流动显示,获取不同攻角、不同径向间隙下扩压叶栅端壁区内各种旋涡的发生、发展、涡-涡、涡-附面层干涉的流动图画。      

近高超声速流中旋成体俯仰阻尼导数的计算

本文用改进的二阶激波-膨胀法导出了旋成体法向力静导数的二阶Eggers公式,并计算了俯仰尼阻导数。它与修正的Newton理论相比,由于在压力分布的计算中考虑了流线上前方气动参数的影响,理论上更加完善。计算结果与实验数据比较表明,这是一种比较有效的工程计算方法。     

相似理论在层板式喷注器试验研究中的应用

将相似理论应用于层板式喷注器的试验研究，利用自行设计的溅板式喷嘴进行了冷流试验，通过试验证明该喷嘴的原形件与模型件在满足几何相似且进入第二自模区的条件下，流动特性相似。最后阐述了此结论的重要意义。