基于DQN的反舰导弹火力分配方法研究

反舰导弹作为海上作战的主战武器,由于其精度高、射程远、威力大等特性长期以来一直被当作舰艇编队的主要防御对象。针对反舰导弹打击舰艇编队的火力分配问题,我们提出了一种基于深度Q值网络求解反舰导弹火力分配策略的算法。不同于现有的基于领域知识的方法,深度Q值网络无需依赖任何先验信息,就能够通过与模拟器的交互自动求解最佳的攻击策略。该算法使用深度神经网络拟合Q值函数,解决了传统强化学习中的状态空间过大无法遍历的问题。实验结果表明,在各种不同的舰队防御配置下,深度Q值网络求解得到的攻击策略均获得了最佳的毁伤效果。     

热处理对激光直接沉积成形A-100钢基体组织及性能的影响

研究了激光直接沉积成形A-100钢沉积态及热处理态组织,通过调整热处理工艺获得激光直接沉积成形A-100钢回火马氏体+回火贝氏体混合基体组织。不同热处理工艺下性能对比结果表明,相比淬火马氏体组织,回火贝氏体+回火马氏体混合组织具有更高的强度,但塑性有所下降。     

氧化铝气凝胶复合高温隔热瓦的制备及性能

以陶瓷纤维制成的高温隔热瓦为骨架,真空浸渍氧化铝溶胶,再经过凝胶、老化和超临界干燥制备出氧化铝气凝胶复合高温隔热瓦,研究了其在不同温度处理后(最高温度1 400℃)的微观结构、隔热和力学性能。结果表明:气凝胶复合高温隔热瓦在1 400℃保温30 min后线收缩率仅为2%;随着热处理温度升高,气凝胶颗粒发生熔并、长大,气凝胶从填充纤维空隙到不断收缩,但对纤维骨架没有明显影响;隔热瓦的室温、高温热导率均显著降低;在热面1 400℃的背温测试中,复合后材料的背温从945℃降到870℃;复合后隔热瓦的力学性能略有增加;但是1 200~1 400℃的压缩强度下降较大。可见,气凝胶复合高温隔热瓦可改善其隔热性能,但在高温下力学性能下降。     

翼身融合布局飞机机体-发动机气动干扰效应

翼身融合（BWB）布局飞机是一种相对较新的飞行器概念,具有商业运输飞机的潜在用途。研究表明,翼身融合布局客机可获得比常规布局客机更好的性能。但是,由于各方面限制,BWB飞机不宜使用传统的机翼安装或机身安装的发动机布局,发动机背部安装成为首选布局。然而,背部安装发动机容易产生激波、分离、进气畸变等空气动力干扰问题,发动机与机身一体化的气动设计已成为BWB飞机发展的关键技术。针对BWB布局飞机的机体和发动机之间的气动干扰进行了数值研究,结果表明,背部安装发动机对BWB布局飞机的全机气动特性和发动机本身的推力性能都会产生较为明显的影响。     

某型直升机发动机尾喷管前转接段模态分析

某型直升机发动机出现的尾喷管裂纹故障主要发生在尾喷管前转接段焊缝周围。为分析故障原因,文章建立了该型发动机尾喷管结构的计算模型。对该型喷管整体结构进行了自由振动和模态分析,获得了该喷管模型的多阶自振频率和模态。将有限元分析结果和实验结果对比表明,两者所得的固有频率吻合性较好。     

高速风洞试验中运输机支撑形式的选择

合理选择模型的支撑形式和解决支架干扰问题是准确获取气动力数据的关键因素。为了寻找一种合适的运输类飞机在高速风洞试验中的支撑形式,首先通过计算分析和试验验证,给出了运输类飞机高速风洞试验中30°尾支撑支架干扰问题存在的原因,然后根据0°、5°、15°以及30°不同尾支撑形式的计算分析和专项试验论证结果,提出并验证了小角度尾支撑是现阶段运输类飞机高速风洞试验中最合理、最有效的支撑形式。     

Gurney Flap绕流气动特性研究

采用C-H型多块结构网格和SST k-ω湍流模型求解二维定常雷诺平均NS方程,对NACA4412单段翼型后缘附近和NACA63(2)-215B多段翼型襟翼后缘附近的Gurney Flap绕流进行了数值模拟。讨论了局部网格对计算结果的影响,重点研究了Gurney Flap位置和高度对气动特性的影响。计算结果表明:对于NACA4412单段翼型,Gurney Flap位置对气动性能的影响较小,但随着高度的增加,零升攻角和失速攻角减小,最大升力系数增大,同时阻力系数和力矩系数增加;对于NACA63(2)-215B多段翼型,Gurney Flap对气动性能的影响类似于NACA4412单段翼型情形。     

四参数疲劳定寿方法

对直升机传动系统采用的一种疲劳定寿方法——四参数法进行了研究:首先介绍了四参数应力-循环(S-N)曲线,然后详细介绍了通过材料平均 S-N 曲线获取构件安全 S-N 曲线的步骤以及直升机传动系统四参数疲劳定寿的程序和方法,研究了定寿流程中的各个技术细节.同时介绍了传动系统机匣疲劳试验中的多路协调加载技术以及某传动系统尾减机匣(TGB)的全尺寸疲劳试验情况.最后采用四参数疲劳定寿方法,根据某传动系统尾减机匣全尺寸疲劳试验结果和飞行实测载荷谱,对尾减机匣进行了安全寿命评估.该实例分析表明:四参数疲劳定寿方法为一种有效、可靠的寿命评估方法,具有推广价值.      

弹性飞行器飞行动力学建模研究

随着飞行器结构模态频率与刚性模态频率愈加接近,弹性效应对弹性飞行器飞行动力学特性的影响变得愈加明显,特别是操稳特性将变得更加的复杂和严峻,已经不能用“刚性飞行器”的分析方法进行研究,因此迫切需要为弹性飞行器建立能够包含多学科耦合的飞行动力学模型.本文对弹性飞行器飞行动力学建模的相关研究进行了总结与发展:首先简要阐述了建立多学科耦合弹性飞行器飞行动力学模型的必要性;然后对传统的弹性飞行器飞行动力学模型进行了研究,分析总结了这些方法的优缺点;最后在此基础上提出了一种新的体轴系(瞬态坐标系),并利用拉格朗日方程和有限元思想推导了该坐标系下的动力学模型,该模型克服了传统模型的缺点,并准确自然地耦合了结构动力学、飞行动力学、空气动力学与控制等学科,较现有的模型而言,该模型能更充分更全面的描述弹性飞行器飞行过程中流场、结构、控制和飞行力学之间的交叉耦合特性.本文的研究成果可为弹性飞行器的动态特性分析提供必要的理论基础.     

基于奇异值趋势分解和LS-SVR的航空发动机性能指数组合预测

发动机性能指数是衡量其性能优劣的重要指标之一。针对发动机性能指数具有非线性、非平稳的特征,引入多层次多尺度的思想,在此基础上提出一种基于奇异值趋势分解的组合预测方法。利用奇异值趋势分解提取原始数据的趋势项和波动项;以改进粒子群算法分别获取趋势项和波动项在最小二乘支持向量回归模型中的最佳参数组合(嵌入维数、延迟时间、惩罚因子、核参数),并引入回归移动的思想,在此基础上利用最佳的最小二乘支持向量回归模型进行预测。预测结果表明预测精度明显增加,计算时间也相对减少。提前预测步长在5步之内时,精度变化不大;步长超过10步,精度下降很快。与不同预测方法比较,证明了方法的有效性。 