基于黏性涡域法的二维钝体绕流模拟

针对传统计算流体力学方法需要划分网格且计算耗时长等问题，一种确定性涡方法(黏性涡域法)逐渐发展并日臻成熟。本文利用该方法计算模拟了二维钝体的流场、气动系数及斯特劳哈尔数，并与其他成熟CFD软件计算结果对比来验证模拟精度。黏性涡域法的模拟过程为生成涡量、涡量演变及气动计算。文章首先推导了该方法各过程的基本方程，然后基于Lua语言编制了圆柱和方柱绕流计算程序，最后利用Gnuplot实现流场可视化。利用黏性涡域法模拟不同雷诺数下圆柱绕流、不同无量纲频率和无量纲振幅的振动圆柱气动力时程、不同风向角下的方柱绕流，结果表明：雷诺数为2×10²～1×10⁵时，基于黏性涡域法的圆柱绕流气动计算结果与其他方法的计算结果基本一致；基于该方法的不同风向角下方柱绕流气动计算结果与其他文献结果趋势相同。     

基于边界层燃烧方法的宽速域飞行器内流道减阻研究

为了降低宽速域飞行器的内流阻力，基于边界层燃烧方法，分析了系列进口马赫数条件下二维扩散段总阻力中摩阻和压阻的特性，研究了不同进口马赫数下摩阻和压阻分量对总减阻的贡献、燃烧影响区域和壁面热流密度，探讨了喷射参数对减阻效果的影响，探索了边界层燃烧方法在典型混压式进气道中的减阻应用。结果表明，随着进口马赫数的增加，总阻力中摩阻分量随之增加；边界层燃烧对摩阻和压阻减阻的机理有所不同，壁面附近流场特性变化使得摩擦系数减小，燃烧局部增压对壁面产生的增推效果使得压力系数减小；从总内阻减阻百分比看，在相同燃料/空气当量比下，低马赫数工况下边界层燃烧减阻效果不如高马赫数工况，且在低马赫数工况下，喷嘴附近壁面热流密度会显著增加；在本文所研究的参数范围内，摩阻和压阻对当量油气比更为敏感，而对喷射方向和喷射速度不敏感。     

一种近似解析的再入滑翔飞行器可达域快速生成方法

针对再入滑翔飞行器可达域快速计算问题，研究了一种近似解析求解方法。首先，将可达域求解问题归结为两类纵、横程极值轨迹规划问题，利用极大值原理推导出满足最大纵程/横程要求时飞行攻角对应当前最大升阻比攻角的结论，通过仿真验证了该结论的正确性。其次，结合再入滑翔飞行器动力学特性，设计了不同极值轨迹的倾侧角变化规律，并通过梯度下降方法优化得到相关参数。最后，在不同飞行器初始状态条件下，通过数值仿真得到了所提方法的可达域。其与伪谱法优化结果基本一致，证明了所提方法的有效性。     

一种支持任意码率的PCM-FM遥测接收机设计

PCM-FM调制技术是遥测系统中应用最广泛的调制体制，遥测接收机是遥测系统的重要单机。针对目前遥测接收机系统复杂、体积笨重、操作不便、采购成本高昂的痛点，设计了一款通用便携遥测接收机，采用了任意采样率转换技术、坐标旋转数字计算方法CORDIC（Coordinate Rotation Digital Computer）鉴频、多普勒频移控制技术和位同步控制技术，具有硬件资源消耗少、支持任意码率可调、易于集成和小型化设计等优点。     

空天一体联合体系作战及其技术展望

随着体系化作战对抗维度不断拓展,多域联合程度逐步加深,空天力量正在成为决定未来战争胜负的关键。本文提出了空天一体联合体系作战概念,对空天一体联合作战体系构成和典型作战样式进行了探讨,对涉及的关键技术进行了分析,为未来空天一体联合作战体系建设提供支撑。     

基于改进AFSA的桨扇发动机加速控制计划优化

为了提升桨扇发动机的过渡态性能，提出了一种可以满足发动机性能参数约束和寻优结果正确性要求的桨扇发动机加 减速控制计划优化方法。引入自适应调整策略和半可行域对人工鱼群算法（AFSA）进行改进，经过数值验证，改进后的算法较原 始算法具有更快的收敛速度和更高的寻优精度。将推力与目标推力间的差值作为寻优目标，采用改进后的人工鱼群算法和序列 二次规划算法（SQP）对桨扇发动机的加速过程进行优化，得到了满足约束前提下的桨扇发动机时间最短的加速控制计划，结果表 明：与采用传统的基于梯度的序列二次规划算法相比，采用改进的人工鱼群算法进行离线分段寻优所得到的控制计划总加速时间 缩短了21.8%（0.58 s），证明了改进人工鱼群算法具有更强的全局寻优能力，更适用于桨扇发动机加速控制计划的优化。     

复杂环境下少样本域自适应雷达RD智能识别技术

针对复杂电磁环境下，传统基于雷达回波的目标识别方法定位精度差和识别能力不足的问题，以典型海背景环境下的雷达时频二维像目标为研究对象，提出了复杂环境下少样本域自适应雷达智能RD识别技术，通过设计基于分离注意力的偏移区间配准目标识别算法架构，实现了对目标的精确定位和识别，同时设计了域自适应技术对源域和目标域进行特征配准，解决少样本条件下算法场景适应性不足的问题。通过在雷达回波仿真数据和真实数据上对算法测试验证，取得了较优的结果，证明了该算法的有效性。