主动全向声纳浮标性能预测

主动声纳浮标适合探测安静型潜艇,预测主动声纳浮标的性能已成为航空反潜战的重要内容。文章首先简要分析了水声传播模型、海底和海面损失模型以及混响模型等声纳模型的优劣并进行合理选择；在此基础上,提出了一种主动全向声纳浮标性能预测系统的总体方案,并设计了相应软件；最后,针对不同的海洋环境进行仿真实验。该系统能预测主动声纳浮标在各传播方向、水平距离和深度的传播损失及检测概率,可以用于分析浮标性能的时空变化特性,为优化使用声纳浮标提供参考。     

遥感图像语义分割的空间增强注意力U型网络

针对基于深度学习的语义分割模型在解析遥感图像时，小尺寸目标和目标边界存在分割不准确的问题，提出一种U型网络模型SGE-Unet。该模型通过优化网络结构加强模型的特征提取能力；融合空间组增强注意力，提升模型对上下文语义信息的解析能力；采用中值频率平衡交叉熵损失函数抑制类别分布不均衡的影响。在2个数据集上进行实验，SGE-Unet的整体准确率、平均交并比、■分数和Kappa系数均高于主流模型，Vaihingen数据集中小尺寸目标车的交并比和F₁分数分别为0.719和0.901，比次优模型提升了16%和11%，实验结果表明所提模型能更精准地分割小尺寸目标及目标边界。     

导流叶片宽度对预旋系统性能影响的数值研究法

为研究导流叶片结构尺寸对盘腔预旋性能的影响,采用RNG k-ε模型对导流叶片无量纲宽度为0、0.1、0.2、0.4、0.6、0.8和1.0的预旋系统在不同旋转雷诺数工况下进行了数值研究.结果表明:导流叶片能够提高喷嘴压比和温降系数,旋转雷诺数越大,提高的幅度越大;旋转雷诺数较大时,喷嘴压比和温降系数随导流叶片无量纲宽度增大而增大,无量纲宽度超过0.6后,趋于平稳.当导流叶片无量纲宽度在0~0.2范围内,总压损失系数随导流叶片无量纲宽度的增大而增大;当导流叶片无量纲宽度大于0.2时,总压损失系数随导流叶片无量纲宽度的增大基本不发生变化.     

轴流压气机特性计算及激波模型研究

为快速准确预估轴流压气机特性和激波损失,基于轴流压气机S2流面流线曲率法,分别采用正激波模型和改进的双激波模型,对某型2级跨声速风扇特性进行数值模拟计算,得到了100%设计转速近设计点与99.76%设计转速近堵塞点的总体性能和气动参数,以及95%、100%和110%设计转速的特性曲线。通过将计算结果与试验数据进行对比,分析研究了各激波损失模型在激波损失预估和风扇/压气机特性计算方面的差异。分析结果表明:在跨声速风扇/压气机近设计点激波损失和特性参数的计算中,正激波模型损失径向分布计算结果接近试验值,总压比和总效率计算值分别较试验值约低1.96%和2.54%,模型能够满足工程需要。而在近堵塞点,改进的双激波模型总损失计算值更接近试验值,总压比计算值和试验值很吻合,总效率计算值比试验值约高7.28%。改进双激波模型的不同转速线效率特性曲线也明显更接近试验值,模型能够较准确地预测远离设计点激波损失和特性参数。     

面向火箭构型论证的运载能力快速分析方法

针对不同构型与任务条件下的运载能力快速计算问题，提出了基于高斯函数和组合神经网络的速度损失计算方法，并基于此对运载能力进行了快速分析。首先，基于状态量解析解计算分析，采用高斯函数对核心的重力速度损失项进行拟合计算；同时，为提高多构型与多任务样本的采样密度、简化数据建模过程并增强方法适应性，采用径向基网络(RBF)与深度神经网络(DNN)的组合形式进行状态量的提取与回归分析；然后将任务约束转化为需要速度增量，通过数值迭代得到运载能力。仿真结果表明，此运载能力分析方法精度偏差约为0.35%，计算耗时小于2 s，可为运载火箭总体参数快速论证与任务规划研究提供理论支撑。     

齿轮风阻损失仿真及其实际应用

对多种齿形大小相似但种类不同的齿轮进行了仿真研究，对轮齿周围的空气流场以及齿面压力场进行了分析，并对某型航空发动机中央传动锥齿轮的风阻损失进行了评估.结果表明，齿轮的风阻损失由压力损失和黏性力损失构成，其中黏性力损失占比为4%～17%.由于壁面作用，斜齿轮轮齿旋向不同也引入了约60%的风阻损失差异.航空发动机中央传动锥齿轮的风阻损失则在总损失中占比约为49%.      

燃气透平叶型气动与传热的优化设计

建立了一个透平叶型气动与传热优化的两步模型.第1步采用解析多项式曲线构造叶片的参数化造型，基于CFD数值模拟，通过正交设计和敏感性分析，优选几何设计参数.第2步采用贝塞尔(Bezier)曲线参数化叶型型线，以总压损失和表面热流加权函数为优化目标，调整叶型型线，获得了气动性能与热负荷较优的叶型.设计案例的结果表明:增加安装角可以降低叶片压力面热负荷；增大叶片前缘直径可以降低前缘滞止点热负荷.调整叶型的表面曲率分布，有可能推迟吸力面的转捩，弱化叶片表面的传热.两步优化法计算量小，收敛性好，具有工程应用价值.      

惯性力平衡式二维燃油泵的设计与研究

提出了一种新型的惯性力平衡式二维燃油泵，该泵将配流机构集成在柱塞与柱塞环上，去除了传统柱塞泵独立的配流机构，简化了燃油泵的结构，并且利用柱塞与柱塞环方向相反的轴向往复运动，在体积不变的前提下增加了泵的排油行程，进一步提高了燃油泵的功率密度。该燃油泵的导轨采用等加等减速曲面，利用平衡导轨组进行与驱动导轨组加速度大小相等、方向相反的往复运动，来平衡在高转速情况下缸体受到的驱动导轨组给予的惯性力，提供了一种燃油泵高速化的可能性。结合泵的原理，分析了内泄漏、外泄漏以及油液的可压缩性对泵容积损失的影响。利用AMESIM建立惯性力平衡式二维燃油泵的仿真模型进行分析，与实验结果进行比对验证。样机试验表明，在负载压力为1 MPa时，转速从1 000 r/min提升到7 000 r/min,容积效率从90.6%提升到97.8%,理论偏差在3%左右；当转速为2 000 r/min时，负载压力从1 MPa提高到6 MPa,容积效率从94.6%降低到87.5%,理论偏差在5%左右，说明了理论分析的正确性。     

可控扩散叶型的扩稳优化

采用正问题方法，将叶型几何参数化、叶型性能分析程序与遗传算法相结合，对某传统可控扩散叶型（CDA）进行叶型损失和攻角范围的综合性能优化设计。结果表明:优化叶型与原叶型具有相近的设计点损失，而其攻角范围由原来的11°增大至17.5°，其中负攻角范围增大了近4.5°。另外，优化叶型的损失随攻角变化也更为平缓，意味着可以在更为宽广的攻角范围内保持稳定的性能。分析表明:吸力面速度峰值位置由原叶型40%弦长处前移至20%弦长处，增加了减速区的长度，使减速更为平缓，是正攻角裕度增大的主要原因。负攻角裕度增加有两方面原因，优化叶型喉道面积增大且喉道位置与设计点吸力峰值位置错开，具有较大的堵塞裕度；压力面前部区域速度较为平缓，甚至略微加速，直至30%弦长后才开始减速扩压，避免了因压力面前缘处的较大速度尖峰以及随后的持续扩压导致附面层的过早分离。      

多级压气机中可控扩散叶型研究的进展与展望 第一部 分可控扩散叶型的设计与发展

可控扩散叶型（CDA）的优化设计是目前国外对亚音、跨音速压气机叶型研究的主要内容之一。本文对CDA研究的必要性、CDA产生的背景、第一代CDA和考虑端部流动的第二代CDA的特点及设计方法进行了综述。CDA起源于超临界机翼翼型，通过控制吸力面的扩压过程，消除或减弱激波、降低损失、增加可用冲角范围。围绕这一设计准则和目标，提出了很多设计方法，归纳起来主要有反问题设计方法和正问题设计方法。国内对CDA的研究起步较晚，且大都集中在理论和设计方法的研究上。