粒子群优化算法在网络计划资源优化中的应用

对粒子群优化算法在网络计划资源优化中的应用进行了探讨,首先,介绍了粒子群优化算法的基本原理,给出了网络计划中工期固定一资源均衡优化问题的优化目标和数学模型;然后,详细介绍了粒子群优化算法实现网络计划资源优化的算法流程及其编程实现,对典型网络计划进行优化的结果表明粒子群算法可以较好地实现网络计划资源优化。     

基于BWI辐射效率的低气动噪声共轴对转螺旋桨的设计研究

将共轴对转螺旋桨气动噪声快速预测理论与气动载荷快速预测方法相结合,对共轴对转螺旋桨远场气动噪声进行预测。分析了BWI辐射效率对共轴对转螺旋桨BWI干扰噪声的主控影响。对从低至高的(单排6-12)前后等桨叶数对转桨进行了研究。结果表明虽然低桨叶数与高桨叶数对转桨的气动噪声特性不同,但是总体上前后指向性的高声压区仍然是由BWI噪声控制。同时等桨叶数的设计只是使高声压区更集中,却无法对其进行降低。随后,对比了不同桨叶数共轴对转螺旋桨远场气动噪声的表现,认为不等桨叶数对转桨气动噪声普遍优于等桨叶数情况。得出了总桨叶数相同情况下对转桨前后桨叶数的搭配方案。对近场噪声高精预测方法将在未来的研究中对辐射效率的具体机理进行研究。     

基于黏性涡粒子尾迹模型的高速直升机配平特性分析

刚性旋翼高速直升机旋翼间复杂的尾迹干扰作用会影响其配平特性。针对这一问题，本文采用黏性涡粒子方法来精确计算上下旋翼复杂尾迹流场下的诱导速度，桨叶环量则采用涡面元法进行求解，两种方法耦合建立了尾迹模型。基于此尾迹模型进行高速直升机飞行动力学建模，包括结合刚性旋翼挥舞运动模型和变距操纵模型的旋翼尾迹气动力建模、机身以及平/垂尾气动力建模。同时与风洞试验结果对比，先验证了旋翼气动力模型的准确性，在此基础上，以XH-59A直升机为研究对象，计算得到了0～80m/s速度下的配平特性结果，与飞行试验数据对比良好，验证了飞行动力学模型的有效性。最后分析了悬停及低速前飞时旋翼间尾迹流场干扰对全机配平特性的影响。     

事件触发机制下多导弹固定时间编队控制

针对领-从弹编队结构中从弹对领弹的固定时间协同跟踪控制问题，同时为了节省通信带宽和弹载计算资源，基于多智能体一致性理论，给出了有向拓扑下基于事件触发机制的固定时间编队控制算法。用微分几何法将导弹运动模型精确线性化，为其设计固定时间编队控制协议，保证具有较大飞行速度的导弹编队在较短的时间内收敛到稳定的队形。在此基础上，引入事件触发机制，克服有向拓扑下Laplacian矩阵的不对称性和事件触发通信引入的误差项对系统稳定性带来的影响；为从弹设计了基于自身状态误差的事件触发函数，当状态误差满足所设定的阈值时，从弹在通信网络中更新并传递自身的采样信息，有效减少了弹载资源的占用率。利用代数图论、矩阵理论和Lyapunov稳定理论证明了编队控制系统的稳定性。数值仿真结果校验了算法的有效性和稳定性分析的正确性，适用于导弹编队的总体设计。     

基于DDES模拟的叶顶泄漏流与尾迹非定常干涉机理

叶顶泄漏流是涡轮叶片内部气动损失和非定常性的重要来源之一，其包含多个空间和时间尺度流场结构。采用延迟脱体涡高精度湍流模拟方法（DDES）研究了某高压涡轮动叶叶顶泄漏流，分析了泄漏涡结构及其非定常特性，进而研究了叶顶泄漏流与尾迹间的非定常干涉现象及其机制，最后基于非定常熵输运方程分解并研究了泄漏流区域的损失机制。研究发现：DDES方法可以精细捕捉泄漏流和尾迹区的多尺度流场结构及其相互干涉作用；泄漏流与尾迹间的相互干涉会导致尾迹涡轨迹发生明显偏移，并伴随着涡破碎现象的产生，具有很强的非定常效应；基于非定常熵输运方程的损失分析表明，涡破碎现象造成的损失在脉动损失中占比可达23.3%，是非常重要的损失来源之一。     

水平轴风力机偏航与俯仰尾流特性

风力机的尾流干扰效应是影响风场下游风力机性能和风场出力的主要因素，通过调整风轮姿态可有效改善尾流干扰效应，但同时也引入了更为复杂的非定常气动特性和尾流场分布。为了研究风轮姿态控制的尾流特性，基于升力线和自由涡尾迹模型建立了水平轴风力机气动和尾流仿真模型，以NREL 5MW风力机为研究对象，在额定风速条件下，研究了叶轮偏航和俯仰工况下的尾流结构特性。在此基础上，对存在风切变和塔架影响时的风力机偏航和俯仰工况产生的尾流干扰进行了分析。研究结果表明：风轮的偏航和俯仰会引起尾流涡结构失稳提前、远尾流区湍流度增大，同时会导致尾流中心发生偏转和尾流作用区域减小，并加快速度亏损恢复，降低尾流效应对下游的干扰。风切变会产生类似风力机俯仰的效果，使得尾流抬升，作用区域减小。塔架对近尾流区的干扰较为显著，而俯仰控制会降低塔架对尾流的干扰。     

多孔介质对圆柱-翼型干涉噪声的影响

采用LES（large eddy simulation）+FW-H（Ffowcs Williams-Hawkings）方程，研究了圆柱表面使用不同PPI（pore number per inch）和厚度的多孔介质对圆柱尾迹及圆柱-翼型干涉噪声的影响，探索了多孔介质的降噪规律和机理。结果表明：多孔介质能稳定圆柱表面的剪切层，抑制旋涡脱落，从而削弱尾迹对下游翼型的影响，圆柱单音噪声最大可降79 dB，翼型单音峰值降低13.22 dB，宽频噪声降低20 dB；多孔材料PPI的变化对降噪效果影响较小，而厚度是影响流场模态、降噪效果及气动性能的一个关键参数；多孔材料厚度合适时，圆柱-翼型流场形态为“剪切层模态”，可有效降低湍流干涉噪声；多孔材料厚度较小时，发现了一种流场形态，即“剪切层-尾迹模态”，导致翼型噪声增大；合适的多孔介质厚度不仅降噪效果显著，对圆柱-翼型的气动性能也有改善作用。     

基于固定界面法的旋转裂纹叶片动力学特性分析

为了实现裂纹旋转叶片在复杂环境载荷作用下非线性振动特性求解的高效性和准确性，以某型航空发动机压气机叶片 为研究对象，综合考虑旋转叶片的刚/软化效应、裂纹的呼吸效应和气动载荷的影响，采用固定界面模态综合法对旋转裂纹叶片进 行了84.83%的自由度缩减，并通过与未减缩模型前3阶动频以及振动响应的对比，验证了减缩模型的有效性。结果表明：叶片裂 纹呼吸特性取决于离心载荷和气动载荷的联合作用，且在低转速下气动载荷占主导，而在高转速下离心载荷占主导；减缩模型相 对于未减缩模型在进行响应求解时能提升一定的求解效率，在低转速下提升约37.35%，而在高转速下提升约12.33%；在高频激励 下减缩模型的计算精度较低频激励下的稍差，应根据实际情况合理选择激振频率，并对结果精确性作相应的验证。     

悬停共轴刚性旋翼直升机涡尾迹高精度数值模拟

针对共轴刚性旋翼直升机流场涡尾迹的高精度数值模拟需求，结合结构化运动嵌套网格技术、高精度数值格式和非定常RANS方法，建立了共轴刚性旋翼直升机的非定常涡流场高精度数值模拟方法及高效并行化自主软件平台。运用所发展的方法和软件平台，进行了类“X-2”构型共轴刚性旋翼直升机悬停状态涡尾迹结构的高精度数值模拟。结果表明，所发展的数值模拟方法具有较高的计算效率和计算精度，能够捕捉到精细的涡尾迹结构及其非定常生成、发展和演化过程。     

多网络约束下NNS分布式融合估计器设计

针对节点量测增益衰减、节点能量受限与系统模型不确定3种网络约束下具有随机通信时滞和非固定丢包率的组网导航系统(NNS)分布式状态融合估计问题，将增益衰减程度描述为统计特性已知的随机变量，将模型不确定描述为系统矩阵中的乘性有色噪声，将减小能耗描述为降低节点数据传输率。分别在邻节点端和目标节点端引入2种不同的线性编码器以解决丢包与时滞问题。建立丢包率与同时传输信息的节点数目之间的函数关系，将邻节点在过去有限个时刻的量测值进行线性编码后再传输，以补偿丢包与降低传输率导致的信息损失。目标节点把在同一采样周期内获取的来自同一邻节点的多个量测值按时间戳进行线性编码，以解决通信时滞导致的信息多余。基于2次线性编码建立增广系统模型，设计最小方差意义下局部无偏估计器，利用最优矩阵加权融合法得到全局融合估计器，推导得到融合估计误差协方差收敛的充分条件及次优传输率。通过算例仿真验证所提算法的有效性。