固体火箭发动机装药粘接界面Ⅰ-Ⅱ混合型内聚力模型反演研究

针对以人工试算的方式获取粘接界面所采用的张开型-剪切型(Ⅰ-Ⅱ)混合型内聚力模型存在精度低且工作量大等问题，采用分步反演与Hooke-Jeeves优化算法相结合的识别方法，基于矩形粘接试件多角度拉伸载荷-位移实测数据，对装药粘接界面所采用的Ⅰ-Ⅱ混合型内聚力模型开展反演研究。反演结果表明：拉伸速率为5mm/min时，界面刚度、最大名义应变、临界断裂能的法向值分别为0.17MPa,3.85,6.14kJ/m²，切向值分别为0.09MPa,1.66,2.66kJ/m²;0°，22.5°，45°拉伸的仿真与实测载荷-位移曲线的相对误差分别为7.2%,5.1%,5.2%；基于反演获取的Ⅰ-Ⅱ混合型内聚力模型的界面损伤系数分布图定量分析粘接界面的破坏情况，与实验结果吻合良好。以上均表明所采用的反演方法可有效修正粘接界面Ⅰ-Ⅱ混合型内聚力模型的相关参数。     

平流层飞艇总体多目标优化设计与决策

将多目标优化与多属性决策相结合应用于平流层飞艇总体多目标优化中。建立平流层飞艇多目标优化模型,实现优化模型参数化建模,采用多目标进化算法NSGA－Ⅱ得到Pareto最优解集,构成多属性决策矩阵,采用模糊熵权TOPSIS（ M－TOPSIS）法对Pareto非劣解进行排序,获得最佳设计方案。最终结果验证了NSGA－Ⅱ平流层飞艇多目标优化中的有效性。     

热塑性复合材料层间断裂韧性研究

本文着重介绍了ＰＥＥＫ／ＣＦ和ＰＰＳ／ＣＦ复合材料层间断裂韧性的研究情况，对基体的微观结构、界面以及试验环境等因素与Ｇ＿（ⅠＣ）和Ｇ＿（ⅡＣ）的关系进行了分析，并比较了热固性复合材料与热塑性复合材料的断裂机理。     

美国竞争团队公布SDB-Ⅱ竞标方案细节

美国“小直径炸弹”（SDB）的竞争一波三折，随着美国空军重启的第二阶段“小直径炸弹”（SDB-Ⅱ）项目最后竞标的临近，参与竞标的两个团队近日都公布了各自竞标方案的一些技术细节，波音公司／洛克希德·马丁公司的方案是以波音公司SDB-Ⅰ为基础研制的，弹体采用在飞行中能自动打开控制舵和剪刀形弹翼的布局，制导装置是由洛克希德·马丁公司为原“联合通用导弹”（JCM）项目研制的三模导引头，     

AC500型飞机结构动力学有限元模型修正

介绍基于地面振动试验（GVT）结果和优化算法的结构动力学有限元模型（FEM）修正方法及其在AC500飞机中的应用，其中包括结构动力学FEM修正中的几个环节——全机FEM的建立、模型匹配、试验／分析相关性及修正参数的选取，并且还介绍了基于GVT结果和优化算法的结构模型修正中产生的特殊问题——模态跟踪（Mode Tracking）。最后给出修正后AC500型飞机FEM分析固有振动频率和模态，并对结果进行了评价。     

基于变权重变异鸽群优化的无人机空中加油自抗扰控制器设计

针对空中加油过程中的受油机模型建模误差和强扰动以及自抗扰控制器（ADRC）人工参数整定难的问题，提出了一种基于变权重变异鸽群优化（VWMPIO）算法的无人机自抗扰控制器优化算法。首先，给出了六自由度无人机（UAV）模型，基于自抗扰控制结构设计了一种受油机的姿态控制器，在此基础上用所提出的变权重变异鸽群优化算法整定了自抗扰控制器参数。随后，将变权重变异鸽群优化与其他基本鸽群优化算法、粒子群优化算法进行了实验对比，并从控制性能和抗噪声性能的角度对自抗扰控制器和传统的比例-微分-积分（PID）控制器进行了仿真对比。实验结果表明所提算法能提高复杂态势环境下无人机空中加油的控制精度和扰动抑制性能。     

基于脑电功率谱密度的作业人员脑力负荷评估方法

脑力负荷状态的准确识别对减少因作业人员无效脑力负荷导致的人因事故具有重要意义。针对人-机系统中作业人员脑力负荷客观评估问题开展了基于MATB-Ⅱ平台的3种不同脑力负荷水平下的航空情境实验，记录16名被试的NASA任务负荷指数（NASA-TLX）量表数据和脑电（EEG）信号，提出了一种基于脑电功率谱密度（PSD）和支持向量机（SVM）的个体脑力负荷评估方法。结果表明：随着实验设计脑力负荷水平增加，被试的主观脑力负荷得分显著提高（p<0.001），这表明该实验任务设计较好地诱发了低负荷、中负荷和高负荷情境。在此基础上，通过网格搜索法确定个体脑力负荷评估模型的统一优化参数，惩罚系数取3 000，核函数参数取0.000 1，模型测试正确率达到0.966 5±0.029 8，宏平均的受试者工作特征曲线下的面积（Macro-AUC）达到0.991 0±0.011 4。本文为作业人员脑力负荷状态的客观和准确评估提供了一种新的办法，为后期作业人员脑力负荷状态的实时判别提供模型基础。     

基于优化智能网络的发动机推力指令模型

针对航空发动机性能退化缓解控制中推力指令模型输入量有限问题,提出1种双智能网络串联的推力指令建模方法.其中子模型Ⅰ采用BP网络映射与推力密切相关的气路参数,其输出作为子模型Ⅱ的输入;子模型Ⅱ采用优化极端学习机(ELM)算法,输出为额定发动机推力,并以此推力为性能蜕化缓解控制指令.为了减小ELM网络规模,提高推力指令模型实时性,采用微分进化算法(DE)优化ELM初始网络参数.数字仿真验证表明:各飞行包线内推力指令模型预测值最大相对误差小于4‰,远优于单一神经网络最大8.17％和单一极端学习机最大14.5％的误差,模型推力指令计算时间仅需0.64ms,实时性好,验证了该推力指令模型的有效性.     

基于PSO-BiLSTM神经网络的机身筒段应力预测

飞机机身部件在装配对接前，通常需要使用形状控制工装调节机身筒段形状以达到对接标准，为避免出现控形过程中筒段局部应力过大损坏机身的情况，需实时监测机身筒段应力变化，为此提出基于粒子群优化算法和双向长短期记忆（PSO-BiLSTM）神经网络的应力预测方法。通过机身筒段控形历史数据对应力预测模型进行训练和测试，采用粒子群优化算法迭代优化神经网络超参数，实验结果表明，PSO-BiLSTM神经网络凭借长记忆细胞和高模型容量优势在处理序列式数据方面具有明显优势，应力预测损失在0.3%的均方根误差范围内收敛。与竞争模型循环神经网络（RNN）、标准长短期记忆（LSTM）神经网络和双向长短期记忆（BiLSTM）神经网络相比，PSO-BiLSTM神经网络模型不仅预测结果更准确，训练效率也明显提高。     

基于轨迹映射的无人机拖曳式空中回收轨迹优化

针对无人机拖曳式空中回收过程中的轨迹优化问题，提出一种基于轨迹映射的无人机回收轨迹在线优化方法。首先，建立包括缆绳-浮标-无人机组合体的运动模型、机翼折叠模型在内的空中回收系统模型。随后，提出轨迹映射的思想，利用双向长短期记忆（BiLSTM）神经网络建立回收系统中回收指令和回收轨迹之间的精确映射关系。然后，利用轨迹映射网络实时预测不同指令下的回收轨迹，并根据计算的预测轨迹代价利用粒子群优化（PSO）算法优化得到最佳回收指令。最后，仿真结果表明：所提的轨迹映射网络具有较高的预测精度和计算速度，所提的方法可以优化出使无人机稳定快速回收的轨迹。     

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。     

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.     

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.      

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。     

临近空间飞行器测控与信息传输系统频段选择

 临近空间飞行器是高性能信息化武器平台,测控（TT&;C）与信息传输系统是其信息保障的核心,而选择合理、可行的频段是展开系统设计的前提和基础。频段选择影响到整个技术方案的制定,是一个需综合考虑、影响深远并具有战略意义的关键问题,从国际电联（ITU）国际标准、高速数传、接收信噪比（SNR）、“三抗”、超视距中继、黑障、雨衰以及设备研制成熟度8个方面全面、细致论证了近空间平台测控系统的频段选择问题,最终得出在视距链路中以Ka频段为宜,在超视距链路中以Ku/Ka双频段为宜的结论。     

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。     

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.     

Experimental Study on Effects of Fuel Injection on Scramjet Combustor Performance

In order to investigate the effects of fuel injection distribution on the scramjet combustor performance, there are conducted three sets of test on a hydrocarbon fueled direct-connect scramjet test facility. The results of Test A, whose fuel injection is carried out with injectors located on the top-wall and the bottom-wall, show that the fuel injection with an appropriate close-front and centralized distribution would be of much help to optimize combustor performances. The results of Test B, whose fuel injection is performed at the optimal injection locations found in Test A, with a given equivalence ratio and different injection proportions for each injector, show that this injection mode is of little benefit to improve combustor performances. The results of Test C with a circumferential fuel injection distribution displaies the possibility of ameliorating combustor performance. By analyzing the effects of injection location parameters on combustor performances on the base of the data of Test C, it is clear that the injector location has strong coupled influences on combus- tor performances. In addition, an inner-force synthesis specific impulse is used to reduce the errors caused by the disturbance of fuel supply and working state of air heater while assessing combustor performances.     

(高)超声速流动试验技术及研究进展

近年来,与高速飞行器相关的(高)超声速流动受到了极大的关注。这类流动所具有的非定常性、强梯度和可压缩性对试验方法和风洞设计技术提出了挑战。超声速纳米示踪平面激光散射(NPLS)技术是由作者所在团队研发的非接触光学测试技术。它能够以较高的空间分辨率来揭示超声速三维流场的一个瞬态剖面的时间解析的流动结构。介绍了NPLS技术以及基于NPLS开发的密度场测量、雷诺应力测量和气动光学波前测量等方法,并回顾了这些技术在超声速边界层、超声速混合层、超声速压缩拐角、激波/边界层相互作用和光学头罩绕流等流动中的应用,清晰地再现了边界层、混合层、激波等典型流场结构及其时空演化特性。另外,为了模拟和研究高空大气条件下边界层自然转捩和超声速混合层的转捩特性,介绍了高超声速静风洞、超-超混合层风洞的设计技术以及层流化喷管的设计方法。