气动热数值模拟中壁面热流后处理方法

针对气动热数值模拟中壁面热流后处理方法进行了系统的数值研究,提出了一种有别于常规微分法和积分法的壁面热流后处理方法.通过3种算例进行了对比分析,结果表明:即使在流场参数相同情况下,采用不同的壁面热流后处理方法计算的热流结果也会有较大差异,且表现出不同的网格依赖性.微分法对网格的依赖性较大,单纯提高差分精度不一定能够减弱网格依赖性和提高计算精度,还与近壁处网格分布密切相关;积分法从能量平衡积分方程出发,极大地减弱了网格依赖性,具有较高的计算精度.所提出方法具有与积分法相当的网格依赖性和计算精度,尤其在驻点区域,其网格依赖性更弱于积分法,且计算简单,提高了计算效率.      

固定翼舰载战斗机关键技术与未来发展

在大国竞争和国际战略环境激变的背景下,作战样式的变革、潜在的使用需求和先进技术的助推使得未来舰载机发展引向何处的讨论成为多方关注的焦点。本文在剖析固定翼舰载机发展主要驱动因素的基础上,梳理了支撑舰载机发展的起飞、着舰、一体化保障、环境适应性设计等核心关键技术的演进路径,并基于对未来智能技术、无人机技术发展的研判,针对未来舰载机作战使用涉及的有人/无人协同作战、多域协同、舰载航空体系化发展等问题进行讨论,提出了新一代固定翼舰载战斗机的主要能力和技术特征。     

多节点探测器软着陆的路径规划方法

面向小行星探测任务的需要,柔性连接的多节点深空探测器是针对单节点探测器着陆易倾覆或反弹等问题的一种解决方案.基于此构建了一种采用柔性连接的三节点探测器并对其软着陆情况进行建模,提出了带自注意力机制的多任务深度强化学习方法.各节点以探测器主体为参照物描述自身状态,节点之间通过联合学习来提高各自对复杂环境的适应能力;在对探...     

A new approach based on crater detection and matching for visual navigation in planetary landing

This paper provides an approach of crater detection and matching to visual navigation in planetary landing missions. The approach aims to detect craters on the planetary surface and match them to a landmark database during the descent phase of a planetary landing mission. Firstly an image region pairing method is proposed to detect the crater by using an image region feature detector. Then a WTA-rule is adopted to match the detected crater to the crater in database. To further reduce the false matching rate, an efficient method for reducing false matches using parameters of crater in 3-D database is proposed. Real images of planetary terrain and a semi-physical planetary landing simulation platform are utilized to test the performance of the approach, simulation results show the proposed approach is able to match the required number of craters to the database for pin-point planetary landing with a low rate of false detection and false matching, which will lead to an improved planetary landing precision.     

火星精确着陆制导问题分析与展望

美国火星科学实验室(MSL)任务成功将“好奇”号火星车着陆到火星表面,开创了火星精确着陆探测的新局面。以MSL着陆任务为典型代表,分析了目前火星着陆探测进入、下降和着陆（Entry, Descent and Landing, EDL）过程的制导方案及制导系统的发展趋势。以在火星高海拔、复杂地形区域定点着陆为潜在工程目标,归纳了火星EDL过程面临的制导主要问题。根据未来制导系统自主性和自适应性的技术需求及潜在工程任务制导面临的问题,提出了火星EDL制导方面需要解决的关键技术,并对其在未来工程中的应用潜力进行了展望。     

γ源辐射角度对光子高度计性能的影响分析

为了研究分析月球环境下γ光子高度计源辐射角度对其性能的影响,文章建立了月球着陆器简化模型,利用基于蒙特卡罗方法的粒子输运程序（MCNP）软件仿真计算了接收处理器捕获的光子计数随γ源辐射角度的变化规律。仿真结果表明：辐射角度小于一定值时,光子计数随着辐射角度的增大近似呈线性增长;当γ源辐射角度增大到一定值时,光子计数基本不再有变化。文章的分析方法和结果可以为合理确定γ光子高度计源辐射角度提供设计参考。     

飞机起落架动力学建模及着陆随机响应分析

针对飞机起落架弹性结构特征的动力学建模及其离散结构简化响应分析问题,利用哈密顿变分原理,提出并建立了弹性结构的起落架动力学模型。根据此动力学模型,可自由选择起落架的结构离散数量进行动力学方程的求解和响应分析。以某型飞机着陆过程为研究实例,使用随机模拟方法,通过模拟飞机着陆下沉速度、初始位移和路面不平度,分析了飞机着陆过程起落架的随机响应特征,确定了起落架的实际动力学性能和应力应变特性,为后续起落架的结构参数优化及其疲劳性能分析提供了基础参考依据。     

考虑杆臂效应与挠曲变形的全自动着舰技术

联合精确进近和着陆系统（JPALS）舰载组件旨在为最终进近阶段的舰载机提供自动着舰能力。针对由于舰船杆臂效应与挠曲变形的存在导致舰载机着舰定位精度下降的问题,开发了一种基于卫星引导的全自动着舰非线性化参数误差模型,结合舰船甲板运动及舰载机纵向飞行控制模型,评估舰船结构挠曲和姿态不确定性对着舰落点精度的影响。结果表明,杆臂效应与挠曲变形对着舰落点精度有显著影响,利用建立的误差模型以及飞行控制模型,能够将着舰落点精度有效控制在着舰标准之内。     

分布式涵道风扇喷流对后置机翼的气动性能影响

以分布式电推进（DEP）垂直起降（VTOL）无人机（UAVs）为研究背景,采用基于混合网格技术及k-ω SST湍流模型求解雷诺平均Navier-Stokes （RANS）方程的多重参考系（MRF）/动量源方法（MSM）,对分布式涵道风扇-机翼构型的喷流气动特性进行了高精度准定常的数值模拟。通过对涵道单元/涵道-机翼的实验验证了零来流条件下数值计算方法的可靠性和高效性,进而对分布式涵道风扇-机翼构型的气动优势进行了分析讨论,最后对分布式涵道风扇的转速、间距、涵道风扇旋转方向等因素进行了数值模拟。研究表明：相比于单个涵道风扇,分布式涵道风扇通过喷流的耦合作用大大提升了机翼的气动特性;分布式涵道风扇不同转速的喷流对截面翼型的压力分布和周围流场的速度分布影响具有一定的相似性,但具体数值随转速变化;分布式涵道风扇间距的增大会改善涵道风扇单元的拉力特性,机翼的气动特性会随之降低;涵道风扇合理的旋转方向不仅会使得下翼面喷流区域的高压过渡更加平缓,静压数值更加连续,而且内侧涵道风扇也会被外侧喷流所激励,对机翼的升力特性产生更好的诱导效果。     

Comprehensive sizing and optimization method for series-hybrid unmanned convertiplane

This paper presents a novel sizing and optimization approach for the emerging series-hybrid unmanned convertiplane, which can be used to translate the top-level design requirements into the design parameters corresponding to the optimal power supply strategy and minimum total takeoff weight. The method comprehensively considers the design constraints in the rotor, fixed-wing, and transition modes, and pays special attention to the characteristic response of Series Hybrid Electric System (S-HES) in complex application scenarios, especially the coupling of battery power, energy, and state-of-charge under high-power discharge conditions, the variation of fuel economy, and the adjustment of power supply strategy. With proposed method, it’s possible to rapidly explore the design space in the initial design stage and find out the optimal design results with high confidence. A case study was proposed to verify the approach. The results reveal the particularity of convertiplane in terms of power requirements, and prove the necessity to consider detailed S-HES characteristic responses during parameter determination. The optimal design parameters were obtained through the hybrid control parameter optimization, which verified the effectiveness of proposed method. Possible errors and corresponding correction methods were also presented.