改进的多目标粒子群算法综合激励受限的共形阵

针对激励限制下的共形阵功率方向图综合问题,提出一种改进的多目标粒子群优化(IMOPSO)算法.将共形阵列在激励限制条件下的综合命题,转化为激励优化和功率方向图赋形的多目标优化命题.IMOPSO算法通过引入多子群寻优、粒子聚焦距离优选、非支配解集修剪以及新生粒子微扰复制等机制,显著提高了传统多目标粒子群优化(MOPSO)算法所构建Pareto解集的优越性和散布性.IMOPSO算法成功用于12元微带柱面共形阵非赤道面的方向图综合,获得了不同约束条件下最优余割平方波束方向图综合结果集合,综合过程考虑了各阵元的互耦作用,为规划共形相控阵的激励限制提供了极有价值的参考.     

扩展酉矩阵束算法实现稀疏可重构天线阵的优化设计

针对方向图可重构天线阵列的稀疏布阵问题,提出一种基于扩展酉矩阵束算法的优化设计算法。首先建立以阵元位置和多组激励为变量的多方向图联合稀疏优化模型,并利用期望方向图采样数据构建Hankel块矩阵。然后通过centro-Hermitian化处理和酉变换将采样矩阵从复数域转换到实数域,舍弃实矩阵中较小的奇异值对可重构线阵进行稀疏。最后通过对等价矩阵束的广义特征值分解估计稀布阵元位置,进而得到每个方向图对应的激励。仿真验证了该方法能够以阵元非均匀稀疏分布的阵列形式有效实现多个方向图的精确重构。     

基于阵元激励幅度分档的赋形波束方向图综合

提出了一种新型的基于幅度分档的赋形波束方向图综合算法。该算法共分为3步。首先,使用传统方向图综合方法如交替投影得到波束的无幅值限制的阵元激励;然后,使用概率密度理论对得到的阵元激励幅度进行处理得到量化的阵元激励幅度,最后,通过量化阵元激励幅度,使用半正定松弛（SDR）方法得到阵元激励的相位分布。上述步骤中,如何使用概率密度理论得到量化的阵元激励幅度是3步中较为重要的一步。将阵元激励幅度用概率密度变量进行替代,通过事先设定的阵元激励幅度档位个数,以及每个阵元激励幅度落在相应档位时取值的概率,可以得到含有概率密度变量的综合方向图表达式。最小化含有概率密度变量的综合方向图与理想方向图的功率之差即可得到量化的阵元激励幅度。使用概率密度理论得到量化阵元激励幅度的优势在于,可以根据任意形状的阵面和阵元栅格排布来划分幅度的档位区间,从而有着更广泛的适用性。在例证部分,通过多组算例的仿真,以及与一些对算法性能的分析,所提算法验证了其在综合效果上的优越性。     

基于多策略GWO算法的不确定环境下异构多无人机任务分配

针对具有复杂约束的异构多无人机对地目标侦察打击任务分配问题，考虑不确定的任务执行时长、目标消失时间和无人机巡航速度等不确定因素对任务分配结果的影响，基于模糊可信性理论构建以最小化总成本为优化目标的异构多无人机任务分配的模糊机会约束规划模型，并提出一种多策略融合的灰狼优化算法（IMSGWO），通过引入自适应控制参数调整策略、自适应惯性权重策略、最优学习策略与跳出局部最优策略，在增强种群多样性的同时，提高算法的搜索能力。数值分析结果表明：所提算法能够有效求解不确定环境下的异构多无人机任务分配问题。     

基于二元交替激励的一维线阵控制方法

为了得到一种简单有效的阵列天线方向图控制方法,首先,从二元阵天线的结构及方向图入手,结合方向图乘积定理,通过对阵元天线激励幅度和相位的控制,得出了一种基于二元阵交替激励的阵列天线方向图调控方法;然后,结合理论推导,对真实的阵列天线进行了激励控制实验,并对实验数据的分析,重点研究了阵列天线归一化方向图的变化,证实所研究方法的可行性。     

一种基于协方差矩阵加权的阵元误差补偿STAP处理

机载多通道阵列雷达天线在工程实践中不可避免地存在各类阵元误差,所产生的通道失配问题会对空时二维自适应处理的性能造成大的影响。对存在阵元误差时的阵列信号模型进行了分析,提出了一种基于协方差矩阵加权（CMT）的阵元误差补偿空时自适应处理（STAP）方法,在工程应用中该加权矩阵可通过地面天线定标及校飞过程确定,通过对总干扰协方差矩阵估计的加权预处理,可将实际阵元误差对STAP性能的影响控制在测量误差的影响范围,最后通过仿真验证了算法的有效性。     

一种多寿命件机会更换策略启发式搜索算法

针对多寿命件机会更换问题缺乏快速有效求解算法的难题，提出了一种启发式搜索算法。以全生命周期寿命件总成本最低为优化目标，建立了多寿命件机会更换问题优化模型，将问题解空间表达为树结构；为了提高搜索算法的效率，提出了子节点生成方法和单层节点数量控制方法；在此基础上，提出了启发式搜索算法；最后，采用数值实验和应用案例对提出算法进行了评估和验证。结果表明:算法的消耗时间、求解效果与子节点生成系数α、单层节点最大数量β存在关系；当选取合适的α和β时，算法能够在较短时间内取得较好的效果；算法能够适用于设备总寿命为200000时间单位、包含100个寿命件的较大规模的多寿命件机会更换问题。      

基于值域的多约束GNSS单频单历元定姿新算法

多天线增强了全球卫星导航系统（GNSS）单频单历元姿态测量解算模型的强度,但随着天线数量增加,模糊度维数成倍增加,从模糊度域确定搜索空间的计算量将显著增长。基于此,提出了基于值域的多约束多天线GNSS单频单历元姿态测量新算法：该算法将姿态约束融入值域搜索模型,利用姿态约束条件推导搜索步长,通过姿态域三维搜索确定模糊度搜索空间,以基于最优条件姿态解非迭代近似估计的方法固定模糊度。实验结果表明,新算法中模糊度搜索效率较原方法提高约65.8%,固定模糊度效率较标准迭代算法提高约95.3%,且与标准迭代算法性能相当;所提算法能够实现GNSS单频单历元的模糊度固定和载体全姿态测量,具有较高的正确率。     

深空大规模天线组阵布局设计

针对深空测控通信背景下大规模组阵的天线布局优化问题,给出了优化目标(即单元波束内合成波束附近的旁瓣最小化)以及优化边界条件(包括天线数、天线口径、工作频段、最小间距和最大布局范围等),并在此基础上建立了优化模型,理论分析表明,布局优化后的归一化旁瓣峰值比布局随机化的归一化旁瓣峰值低lnN/N(N为天线数)。最后基于梯度优化算法给出具体的优化流程并进行了仿真,仿真结果表明,在给出的优化边界条件下,优化后的合成波束方向图旁瓣峰值降到约-10dB,与理论分析结果基本一致。     

星载DBF接收天线误差校正算法

 提出了一种改进的基于子空间的星载数字波束形成（DBF）接收天线的误差校正方法。根据阵列互耦效应主要取决于阵元间的几何距离这一特点,利用阵元空间排布的对称性简化了天线的互耦模型,将天线的互耦效应及射频(RF)通道失配统一为通道间的幅相不一致。通过在基带注入特定的阵内相位差降低了子空间算法的计算复杂度。在建立7单元正六边形平面阵仿真模型的基础上,分析不同信噪比(SNR)环境下校正算法的性能,经比较得出可以通过提高发射信号功率改善误差估计的精度,验证了算法的有效性。仿真分析结果表明该算法在卫星通信系统中有一定的工程应用价值。     

有翼高超声速再入飞行器气动设计难点问题

有翼高超声速再入飞行器是近年来的研究热点,气动设计是飞行器设计的关键。为了更清楚地认识有翼高超声速再入飞行器气动设计的难点问题,对有翼高超声速再入飞行器的发展、优势及总体任务剖面进行了介绍,从5个方面详细介绍了该类飞行器气动设计的难点问题,包括多约束复杂面对称气动布局设计、高温真实气体效应对气动特性影响、天地差异与天地换算方法、反作用控制系统(RCS)喷流干扰对气动特性的影响以及气动数据不确定度等,简要阐明了这些难点问题对总体设计的重要性以及初步的解决思路,为有翼高超声速再入飞行器气动设计提供了一些参考。     

ν-gap度量及其在飞行控制律评估中的应用

 传统控制律评估方法主要用于单输入单输出（SISO）系统，且对模型参数摄动考虑不够全面,针对这些不足，研究了ν-gap度量方法。在介绍系统广义稳定裕度相关概念的基础上，给出了ν-gap度量的定义、特点和性质以及近似摄动模型的计算，提出ν-gap度量评估控制律的步骤。实例结果表明，该方法不仅克服了上述传统评估方法的缺陷，而且还有根据所求的各摄动影响情况忽略影响小的元素，以减少计算量及可以找到最坏情况下的参数摄动组合等优点。     

基于飞机油箱模型形状特征油量测量切片步长选择方法研究

 在分析飞机数字式油量测量过程中目前广泛使用的切片法油量测量原理的基础上,针对现有的定步长切片法无法得到准确、可靠的燃油质量特性数据库的缺陷,结合对飞机油箱模型形状特征的分析,提出了基于飞机油箱模型形状特征的油量测量切片步长选择方法。此方法包括切片步长整体和局部选择两个过程,整体选择以实现相邻两切片平面所夹油箱模型体积近似相等为目的来确定切片步长,以体现油箱模型截面整体变化规律;局部选择以设计切片平面与截面突变平面重合或尽可能接近的方式,突出油箱截面的局部变化特征。实验结果表明：该切片步长选择方法较定步长方法能够建立更为合理、可靠的燃油质量特性数据库,从而提高了油量测量精度。     

Integrated Entry Guidance for Reusable Launch Vehicle

A method for the implementation of integrated three-degree-of-freedom constrained entry guidance for reusable launch vehicle is presented. Given any feasible entry conditions, terminal area energy management interface conditions, and the reference trajectory generated onboard then, the method can generate a longitudinal guidance profile rapidly, featuring linear quadratic regular method and a proportional-integral-derivative tracking law with time-varying gains, which satisfies all the entry corridor constraints and meets the requirements with high precision. Afterwards, by utilizing special features of crossrange parameter, establishing bank-reversal corridor, and determining bank-reversals according to dynamically adjusted method, the algorithm enables the lateral entry guidance system to fly a wide range of missions and provides reliable and good performance in the presence of significant aerodynamic modeling uncertainty. Fast trajectory guidance profiles and simulations with a reusable launch vehicle model for various missions and aerodynamic uncertain-ties are presented to demonstrate the capacity and reliability of this method.     

Simulation and Analysis of Crashworthiness of Fuel Tank for Helicopters

Crashworthiness requirement of fuel tanks is one of the important requirements in helicopter designs. The relations among the protection frame, textile layer and rubber layer of the fuel tank are introduced. Two appropriate FE models are established, one is for an uncovered helicopter fuel tank without protection frame, and the other is for fuel tank with protection frame. The dynamic responses of the two types of fuel tanks impinging on the ground with velocities of 17.3 m/s are numerically simulated for the purpose of analyzing energy-absorbing capabilities of the textile layer and protection frame. The feasibility of the current crashworthiness design of the fuel tank is examined though comparing the dynamic response behaviors of the two fuel tanks.     

二维翼段颤振的μ控制

 采用超声电机作为作动器来实现含控制面的翼段颤振鲁棒抑制。针对作者设计的二维翼段颤振主动抑制系统，通过理论与实验相结合的方法，建立了考虑沉浮方向阻尼和作动器模型参数不确定性的控制系统模型，设计了μ控制器，并对控制器做了降阶处理。数值仿真和风洞试验表明，μ控制器可有效地抑制颤振的发生，将颤振临界速度提高23.4%。相对于H_∞控制器，μ控制器的控制效果和鲁棒性更好。     

突破技术趋同，波音再现竞争优势

 波音公司面临着来自空客公司的巨大挑战,企业战略性创新才是公司成功的关键。为此波音公司的全部战略性研究集中在扩大产品的差异性上,体现在3个方面：电子化（e-Enabled）运营环境、整体复合材料机身部件的制造技术和支持波音787客机的全球协同环境（GCE）。     

The effect of inlet conditions on the flow and heat transfer in multiple rotating cavity with axial throughflow

This paper discusses experimental results from two different build configurations of a heated multiple rotating cavity test rig.Measurements of heat transfer from the discs and tangential velocities are presented.The test rig is a 70% full scale version of a high pressure compressor stack of an axial gas turbine engine.Of particular interest are the internal cylindrical cavities formed by adjacent discs and the interaction of these with a central axial throughflow of cooling air.Tests were carried out for a range of non-dimensional parameters representative of high pressure compressor internal air system flows(Re up to 5×106 and Rez up to 2×105).Two different builds have been tested.The most significant difference between these two build configurations is the size of the annular gap between the(non-rotating) drive shaft and the bores of the discs.The heat transfer data were obtained from thermocouple measurements of surface temperature and a conduction solution method.The velocity measurements were made using a two component,LDA system.The heat transfer results from the discs show differences between the two builds.This is attributed to the wider annular gap allowing more of the throughflow to penetrate into the cavity.There are also significant differences between the radial distributions of tangential velocity in the two builds of the test rig.For the narrow annular gap,there is an increase of non-dimensional tangential velocity V/Ωr with radial location to solid body rotation V/Ωr=1.For the wider annular gap,the non-dimensional velocities show a decrease with radial location to solid body rotation.      

Abnormal Shape Mould Winding

为解决网格化芯模的缠绕问题,本文提出了复合材料面片缠绕机理;接着详细分析了面片缠绕过程中的芯模凹曲面上纤维滑线和架空现象,应用微分几何曲面理论和空间几何理论,提出判据及其解决方案;最后,针对飞机发动机进气道的缠绕成型,编制缠绕控制程序并进行相应的实验,验证了面片缠绕方法的可行性。     

基于弯曲激波压缩系统的高超声速进气道反设计研究进展

总结了近十年来弯曲激波压缩研究的主要成果。提出了弯曲激波压缩系统的新概念,即利用特殊设计的楔形弯曲压缩面或空间弯曲压缩面,产生一系列与前缘弱激波相互交汇或叠加的压缩波系,从而使前缘激波弯曲,形成特殊的弯曲激波,它与波后的等熵压缩波来共同完成对气流的压缩。在此基础上,实现了由给定出口气动参数的超声速内流道反设计,实现了由给定压缩面压力分布和给定压缩面马赫数分布要求的型面反设计,实现了由给定激波波面的压缩型面反设计。研究证明,弯曲压缩面-弯曲激波压缩系统具有良好的综合气动性能,为高性能高超声速进气系统的气动设计提供了一种全新的设计方法。