激波/邊界層幹擾機理與控製專欄-意昂3代理

激波/湍流邊界層幹擾低頻非定常性研究評述

範孝華, 唐誌共, 王剛, 楊彥廣

doi:10.7527/S1000-6893.2021.25917

2022, (1): 625917-625917.

摘要

激波/湍流邊界層幹擾（STBLI）普遍發生在超聲速和高超聲速內外流動中，激波誘導流動分離的低頻非定常性𓀒👶🏿，表現為激波低頻運動以及分離泡的膨脹/收縮💐🐦‍⬛，導致其產生的物理機製一直存在一定的爭議，受到持續廣泛的關註和研究🤾🏽。這種低頻非定常性的驅動機製一般可分為3類：①認為這種低頻非定常性的來源是上遊邊界層📯；②認為是受下遊分離流動固有特征所主導💕；③近期的研究有將2種機製調和在一起的趨勢♜，認為上遊/下遊機製都存在於激波/邊界層低頻非定常性中👩‍👦‍👦，各自作用的權重受分離程度的影響🍷✫。若將激波與邊界層耦合作為一個動力學系統來考察🐭，該系統可以用一階低通濾波器來描述🖐🏽，無論幹擾來自上遊還是下遊，其選擇性地對特定頻率以下的脈動進行響應。本文分別對3種物理機製進行了評述，並且基於已有的研究結果和作者的認知👍，展望了需要重點關註的研究方向🌯。

激波/湍流邊界層幹擾的流動控製技術

時曉天, 呂蒙, 趙淵, 陶善聰, 郝樂, 袁湘江

doi:10.7527/S1000-6893.2021.25929

2022, (1): 625929-625929.

摘要

激波/湍流邊界層幹擾（STBLI）是航空航天領域中廣泛存在的一種復雜流動現象，形成條件涵蓋跨聲速到高超聲速，形成環境復雜多樣，給飛行器的氣動性能和結構安全性帶來重大的影響🅰️。結合STBLI的典型流動圖像介紹了幹擾區的重要物理特征；總結了一些有代表性的STBLI流動控製技術的現狀，分析了包括渦流發生器、電磁激勵等控製技術的原理、效果及不足；探討了STBLI流動控製研究中有待於進一步深入研究的問題和方向，為發展實用🫛♣️、高效👳🏼、針對高超聲速條件下的STBLI流動控製技術提供了理論支撐和技術儲備。

高頻微秒脈沖放電控製激波/邊界層幹擾非定常性的實驗研究

王宏宇, 楊彥廣, 胡偉波, 陳植, 馮黎明, 周遊天

doi:10.7527/S1000-6893.2021.25905

2022, (1): 625905-625905.

摘要

在馬赫數2.5來流條件下，開展了高頻微秒脈沖放電控製壓縮折角激波/邊界層幹擾非定常性的風洞實驗，放電位於壓縮折角上遊沿流向布局的6對電極之間🎷，所選取的放電頻率為14 kHz，接近於來流邊界層的特征頻率。采用高速紋影成像技術記錄流場的動態變化🙇，並基於紋影圖像灰度值的時間序列采用平均、均方根、本征正交分解、動態模態分解𓀙、傅裏葉變換等方法進行處理，對比研究有/無控製情形下激波/邊界層幹擾的非定常特性👩🏻。研究發現🧚🏼，對於無控情形的基準流場🚮，流動的低頻特性表現為分離激波的振蕩及邊界層大尺度渦經過激波的脫落行為，中、高頻特性表現為邊界層小尺度渦與激波的相互作用；對於受控情形，來流邊界層內的大渦尺度在放電作用下增大👩🏿‍🏭，大尺度渦與分離激波相互作用使得激波的振蕩轉變為稀疏壓縮波的脈動，流經激波的邊界層脈動更強🍨，分離激波的低頻振蕩（10~300 Hz）有所改善🧔🏽‍♂️。此時，流動的低頻特性主要表現為邊界層大尺度渦經過激波的脫落行為，而中🫂、高頻特性與基準流場相似。

混合動理學通量WENO方法拓展

何康, 李新亮, 劉洪偉

doi:10.7527/S1000-6893.2021.25909

2022, (1): 625909-625909.

摘要

對基於氣體動理論的高精度WENO方法進行了拓展研究，將Int.J.Numer.Meth.Fluids79（6），290-305（2015）中提出的5階混合動理學通量WENO方法進一步拓展到7階和9階；在5階混合動理學WENO方法框架下，比較了采用不同激波探測技術的計算準確度和效率👱🏿‍♀️⇨。在時間方向采用三階Runge-Kutta方法進行推進，空間離散采用混合動理學通量WENO方法。通過一維和二維算例，驗證了構造的7階和9階混合動理學方法比傳統的矢通量分裂技術具有更高的分辨率和更小的數值耗散，並保持了較好的激波捕捉能力👧；對比發現Ohwada等提出的激波探測技術具備良好的激波探測能力和計算效率。

壓縮-膨脹湍流邊界層平均摩阻分解

段俊亦, 童福林, 李新亮, 劉洪偉

doi:10.7527/S1000-6893.2021.25915

2022, (1): 625915-625915.

摘要

采用直接數值模擬對來流馬赫數2.9🙎🏿‍♂️、24°壓縮-膨脹折角構型中激波與湍流邊界層幹擾問題進行了研究。重點關註膨脹折角法向高度對激波幹擾區以及下遊平板邊界層流動的影響。研究發現，當高度足夠大時🤸🏻‍♀️，激波幹擾區內未受下遊膨脹波的影響，此時的流動特征與傳統的壓縮折角幹擾構型一致。高度較小時，脫體剪切層的再附過程受到下遊膨脹波的加速影響💄，導致再附點向上遊移動，分離泡發生劇烈收縮。對上、下遊平板湍流邊界層應用了平均摩阻分解技術，比較了湍流邊界層在平衡和非平衡狀態下的差異。分析發現🍾，膨脹折角區域的高摩阻現象主要與摩阻分解後的Cf1項與Cf3項相關👊🏼。高度變化對Cf1項影響較小，而對Cf2項影響顯著。高度變化體現在💫：下遊平板上Görtler渦結構強度以及層流化現象對Cf2項貢獻的差異。

展向寬度對激波入射平板反射類型的影響

張誌剛, 趙金山, 王成鵬, 羅萬清, 廖軍好, 肖雨, 陳挺, 粟斯堯

doi:10.7527/S1000-6893.2021.25927

2022, (1): 625927-625927.

摘要

激波幹擾是高超聲速飛行器氣動布局和超燃沖壓發動機設計中需重點考慮的局部幹擾現象，當該現象發生時會產生復雜的波系結構👩🏼‍⚕️，對流場行為特征產生影響🧔‍♀️，進而對飛行器物面載荷及發動機性能產生顯著影響。采用數值計算方法針對斜激波入射平板問題，在固定來流馬赫數5、單位雷諾數7.12×106m-1不變的條件下🦼，通過改變上下平板展向寬度研究了6個不同狀態下的激波反射類型。結果表明在受限空間內必須考慮側向溢流對激波反射類型的影響𓀔。隨平板展向寬度增加👩‍💻，激波反射類型從正則反射逐漸過渡至馬赫反射🐿，且馬赫桿長度變長並逐漸前移🫱🏻，直至導致內流道堵塞形成脫體激波。采用激波極曲線方法在激波入射角度固定的條件下對兩種激波幹擾類型的產生機製進行了分析，發現隨激波強度增加兩束透射激波極曲線上移縮小，進而造成波後流場參數匹配需求，激波反射類型逐漸從正則反射向馬赫反射轉變，得到了與數值計算結果一致的結論。

馬赫6柱-裙構型激波/湍流邊界層幹擾摩阻統計特性

沈鵬飛, 劉朋欣, 孫東, 袁先旭

doi:10.7527/S1000-6893.2021.26005

2022, (1): 626005-626005.

摘要

為探究激波/邊界層幹擾表面摩阻統計特性，對馬赫6柱-裙構型的激波/湍流邊界層流場進行了直接數值模擬，推導了柱坐標形式的時均摩阻分解公式🗒，將其與對流效應、流向不均勻性效應、分子黏性耗散效應✴️、曲率效應和湍動能耗散關聯起來👩🏼‍🔬，在此基礎上對摩阻脈動和時均摩阻的統計特性進行了研究🫐。概率密度分布結果表明幹擾區內摩阻脈動概率密度明顯偏離正態分布，摩阻脈動在該區域的間歇性較強，這與湍流脈動在激波幹擾後存在顯著內在可壓縮性效應有關🦯；譜功率密度結果表明摩阻脈動的能量在幹擾前中頻部分的能量占據主導，峰值對應頻率約為0.14，幹擾區後附近區域峰值位置轉移到高頻區域。采用摩阻分解公式對激波幹擾前後的時均摩阻進行分解，結果表明時均摩阻的主要貢獻來自分子黏性耗散效應和湍動能耗散效應；在激波幹擾前分子黏性應力效應占據主導位置🙏🏽，幹擾後湍動能耗散效應占據主導位置；激波幹擾後對流效應明顯增強🥞，曲率效應的貢獻在激波幹擾前後基本保持不變；流向不均勻項貢獻由正貢獻變為負貢獻，且所占比例有所上升，這主要是由壓力梯度項的變化導致的☝️。對分解後各項積分內函數沿法向分布的分析表明👳🏻‍♂️🧝‍♀️，分解後各項在邊界層內分布呈現較大的差異🆕🈯️，特別地，湍動能耗散項在幹擾後...

受限流動中激波誘導分離的結構分析

謝祝軒, 楊彥廣, 王剛

doi:10.7527/S1000-6893.2021.26042

2022, (1): 626042-626042.

摘要

為了探索內流道中激波/邊界層幹擾引起的流動分離結構4️⃣，采用RANS方法對馬赫6來流下不同寬度🪀、高度的帶有20°楔角的矩形內流道流動進行計算，對內流道中分離結構開展了研究，重點關註了內流道下壁面中心區域分離的結構特征🧟，比較了不同幾何參數下的流動結構，總結其變化規律並簡單討論了各參數的影響機製。結果表明🔖：內流道中激波誘導的分離具有復雜的三維結構🧱，下壁面中心分離區渦結構呈"Ω"形☞，並通過兩側的旋風渦與側壁面附近的分離發生質量交換🪪。在給定來流狀態參數的條件下🫷，下壁面分離結構主要受寬度W（主要影響旋風渦之間的距離）和高度H（主要影響側端分離尺寸及旋風渦與側壁間距離）的影響🐟。旋風渦之間的相互幹擾是中心分離呈現二維特征或三維特征的關鍵🧑🏻‍🦯。

超聲速湍流邊界層與圓柱相互作用試驗

岡敦殿, 易仕和, 米琦, 牛海波

doi:10.7527/S1000-6893.2021.26104

2022, (1): 626104-626104.

摘要

在超聲速風洞中開展了湍流邊界層與圓柱相互作用流場研究，試驗馬赫數為3.4和3.8。圓柱安裝在試驗段底板上🔌，安裝位置的邊界層為充分發展的湍流邊界層，研究了圓柱直徑和高度對流場結構和壓力脈動的影響。采用基於納米示蹤的平面激光散射（NPLS）技術獲取了流向和展向流場精細結構，激波系和馬蹄渦結構均可清晰分辨。通過展向流場圖像可以發現幹擾區內激波與湍流結構的相互作用具有明顯的非定常性。采用動態壓力傳感器測量了圓柱前方相互作用區域的壓力脈動特性，在激波足區域壓力呈現11~38 kHz的寬頻分布🐊🦷，推測主要由激波足與渦結構相互作用及滯止區渦結構的破碎引起。隨著圓柱高度的增加，激波足附近測點對應的特征頻率有所降低👨🏻‍🦱；上遊測點則發現了0~3 kHz低頻區能量的增強，這主要是由分離區引起的，表明在一定高度範圍內高度的增加增強了流動分離。

高分辨率激波/邊界層幹擾時間演化過程分析

陸小革, 易仕和, 何霖, 全鵬程, 岡敦殿

doi:10.7527/S1000-6893.2021.26147

2022, (1): 626147-626147.

摘要

采用基於納米示蹤的平面激光散射（NPLS）技術🪩，探索了流場超高幀頻成像測試研究的試驗系統，主要解決了多個單脈沖激光器並聯後的穩定性和合束⛹🏽‍♂️、陣列CCD相機的整體設計和布局以及測試系統的同步精確控製等問題👩🏻‍🚀，通過對系統的時序和分系統調試，實現了測試系統的精確控製👰‍♂️。基於此系統，在單位雷諾數為6.30×106/m的條件下，在馬赫數為3.4的超聲速低噪聲風洞中開展了θ=20°激波發生器入射激波與來流壁面湍流邊界層幹擾相關試驗研究。在試驗條件下獲得了序列連續時間相關的激波與湍流邊界層幹擾的瞬態流場精細結構圖像，並分析了其流場結構的時空演化特性。

機翼變彎度技術研究進展

王彬文, 楊宇, 錢戰森, 王誌剛, 呂帥帥, 孫俠生

doi:10.7527/S1000-6893.2020.24943

2022, (1): 24943-024943.

摘要

通過改變機體結構氣動外形，確保飛行器在不同飛行狀態下持續獲得最優氣動效益，一直是航空領域的研究熱點，而機翼變彎度（VCW）技術是其中一個重要研究方向。首先🧪，分析總結了機翼變彎度技術所帶來的綜合收益🧑‍⚕️，詳細闡述了不同飛行器對機翼變彎度技術的具體需求🦻🏻；然後，分別從變彎度前緣和後緣回顧了過去數十年的發展歷程，分析了當前面臨的主要技術難點；最後，預測了未來發展趨勢🧳🧏‍♂️，並對機翼變彎度技術的未來研究方向提出了建議👷。

大型復雜構件機器人加工穩定性研究進展

廖文和, 鄭侃, 孫連軍, 董松, 張磊

doi:10.7527/S1000-6893.2021.26061

2022, (1): 26061-026061.

摘要

工業機器人正逐步應用於大型復雜構件的製造與裝配領域🏄🏿‍♀️，其加工穩定性是實現大型復雜構件高精👨🏽‍🎨💁🏼、高效、高質量加工的基礎，顫振抑製是實現機器人穩定加工的重要途徑🏌️‍♀️。與數控機床單一顫振類型不同✶，機器人加工顫振主要由再生型顫振和振型耦合型顫振構成🥁，二者共同作用加劇了穩定性解析的復雜度🈳🔢。國內外學者在機器人加工顫振形成機理🏃🏻‍➡️、顫振預測與控製等方面開展了理論與實驗研究，並取得了諸多成果，但研究仍處於起步階段🐎。目前，機器人加工顫振產生機理尚不明確🙎🏼‍♂️、穩定性理論解析方法尚不全面、顫振控製技術尚不成熟👩🏻‍🏭，工程應用尚未普及，加工穩定性研究的深度和廣度仍有較大提升空間🚍。為此👙🏊🏽，從機器人加工顫振機理、顫振規避方法📽、顫振抑製方法及加工穩定性應用案例分析4個方面對國內外文獻進行了全面總結，並提出後續發展方向，可為大型復雜構件機器人加工穩定性的研究提供指導。

機場探鳥雷達技術發展與應用綜述

陳唯實, 黃毅峰, 陳小龍, 盧賢鋒, 張潔

doi:10.7527/S1000-6893.2020.24758

2022, (1): 24758-024758.

摘要

探鳥雷達已成為機場鳥擊防範中重要的鳥情觀測工具🚣‍♂️。首先🤸🏻‍♀️🧘🏽，在介紹探鳥雷達技術起源的基礎上，分析了目標回波幅度🧔🏻‍♂️、飛行速度、飛行高度、軌跡特征💸👮🏽、微動特征等飛鳥目標特性。然後，介紹了Merlin雷達、Accipiter雷達、Robin雷達以及Aveillant雷達等四種典型的機場探鳥雷達系統及國內的探鳥雷達技術研究現狀，並分析了天線、雷達波形👮、目標檢測與跟蹤♎️、目標識別與分類等雷達關鍵技術⛔，進而對典型探鳥雷達系統的性能指標做對比分析🍭。最後，從雷達與光電技術融合、探鳥與驅鳥聯動🎅🏿、鳥情信息分析等方面討論了探鳥雷達的應用情況，並做出結論與展望。

面向目標分類識別的多任務學習算法綜述

李紅光, 王菲, 丁文銳

doi:10.7527/S1000-6893.2021.24889

2022, (1): 24889-024889.

摘要

多任務學習（MTL）可以在訓練中聯合利用多個任務的監督信號，並通過共享多個相關任務之間的有用信息來提升模型性能。本文從目標分類識別應用角度，全面梳理和分析了多任務學習的機製及其主流方法🤵🏿。首先👨‍🦰，對多任務學習的定義、原理和方法進行闡述。其次🧑🏽‍🍼，以應用較為廣泛🙂‍↕️、具有代表性且具有共性特點的細粒度分類和目標重識別為例，重點介紹多任務學習機製在目標分類和識別任務應用的2類方法：基於任務層的多任務學習和基於特征層的多任務學習🙎🏼，並針對每種類型進一步分類分析不同的多任務學習算法的設計思想和優缺點。接著，對本文綜述的各種多任務學習算法在通用數據集上開展性能對比。最後，對面向目標分類和識別任務的多任務學習方法的未來趨勢進行展望。

基於真實道面模型的機輪滑水行為影響因素

楊洋, 朱興一, 趙鴻鐸

doi:10.7527/S1000-6893.2020.24813

2022, (1): 124813-124813.

摘要

濕滑條件下飛機著陸安全性一直是航空安全領域的研究重點🕖📞。采用數值模擬方法研究了機輪在濕滑道面上的滑跑過程🛁，基於空客A320型飛機的機輪子模型，建立了具有不同胎面花紋特征的機輪模型，並對胎面花紋進行了精細化處理；采用光學掃描及三維重構的方法，構建了具有SMA-13瀝青道面紋理特征的道面模型；結合Heinrich橡膠材料與粗糙道面的接觸模型🛌🏼，建立了機輪橡膠與機場道面的接觸模型，並實現了橡膠胎面與道面間的接觸☂️；運用歐拉-拉格朗日（CEL）算法實現了水膜與道面😂、機輪間的流固耦合模擬。基於提出的機輪滑水有限元模型，用道面與機輪的接觸力🧜、臨界滑水速度等特征指標分析了飛機滑跑速度、水膜厚度👂🏼、機輪荷載、胎面花紋和機輪胎壓等因素對機輪滑水性能的影響💆🏿。

點火方式對空桶型旋轉爆震燃燒室起爆特性的影響

趙明皓, 王可, 王致程, 朱亦圓, 於瀟棟, 範瑋

doi:10.7527/S1000-6893.2020.24870

2022, (1): 124870-124870.

摘要

為了揭示空桶型旋轉爆震燃燒室內爆震波的建立過程及工作特性，分別采用火花塞點火🎈、垂直預爆震管點火和切向預爆震管點火，實驗研究了不同點火方式下的爆震波起爆和穩定傳播特性🖍🏥。噴註器采用環縫-噴孔對撞式設計，燃料和氧化劑分別為乙烯和富氧空氣🔆。結果表明，在空桶型旋轉爆震燃燒室中，3種點火方式均可成功起爆並獲得穩定傳播的爆震波★，點火方式對旋轉爆震波的傳播方向影響較小👩‍👩‍👦；與火花塞點火相比，垂直預爆震管點火和切向預爆震管點火均能拓寬旋轉爆震燃燒室的穩定工作範圍↪️；在氧化劑供給流量和當量比相同的條件下，點火方式的改變並未影響旋轉爆震波的傳播速度大小🦜；使用預爆震管點火時，旋轉爆震波的建立時間較火花塞點火短，且呈現出更小的離散性👐🏼。

高溫化學非平衡湍流邊界層直接數值模擬

劉朋欣, 袁先旭, 孫東, 傅亞陸, 李辰

doi:10.7527/S1000-6893.2020.24877

2022, (1): 124877-124877.

摘要

高超聲速飛行器在特定工況下飛行時🎭，其表面會存在湍流與化學非平衡耦合作用👩🏻‍🏫🌋，但考慮化學反應的高溫湍流邊界層的研究工作還十分有限。選取高超聲速楔形體頭部斜激波後的流動狀態💦👋🏿，分別采用熱完全氣體模型🆘、空氣化學反應模型開展直接數值模擬（DNS）研究🌉，對比分析了化學非平衡效應對湍流統計量🐟😂、湍流脈動量的影響趨勢，並研究了高溫湍流邊界層標度律🫶🏽。計算結果表明，以吸熱離解反應為主的化學非平衡效應會使邊界層平均溫度和脈動溫度顯著降低🤙🏽，但對平均速度剖面🖐🏻、速度脈動⏯、雷諾應力的影響較小；在高溫化學非平衡湍流邊界層的對數區，各流動參數的拓展自相似理論的相對標度指數基本符合標度律。

電動泵壓式液氧煤油變推力火箭發動機動力學建模與仿真分析: Part I-單點工況分析

崔朋, 宋傑, 李清廉, 陳蘭偉, 梁濤, 孫郡

doi:10.7527/S1000-6893.2021.24884

2022, (1): 124884-124884.

摘要

為了解決電動泵壓式液氧煤油變推力火箭發動機系統響應特性不明晰的問題，綜合考慮了電池、電機及冷卻通道的影響，建立了電動泵壓式液氧煤油變推力火箭發動機仿真平臺，深入研究了不同工況下系統響應特性以及系統性能參數隨推力水平的變化規律👆🏽。研究結果表明👨🏼‍✈️👨🏻‍🏫：系統性能參數響應存在短板效應🌼，盡管電動泵響應速度快，而冷卻通道參數響應速度慢，導致系統性能參數響應時間是電動泵轉速響應時間的10倍以上；此外👞🍝，低推力工況時，適當降低混合比💂🏿‍♀️，能夠保證冷卻通道出口亞臨界情況下的順利調節。因此😹，為了提高系統響應特性🧙🏿‍♂️，在滿足冷卻壓降要求時🧑🏽‍💻，應盡可能提高冷卻通道內冷卻劑流速。

高速自然層流翼型高效氣動穩健優化設計方法

趙歡, 高正紅, 夏露

doi:10.7527/S1000-6893.2020.24894

2022, (1): 124894-124894.

摘要

先進高速高升力自然層流（NLF）翼型的設計已經成為提高新一代高空長航時（HALE）無人機（UAV）性能的重要手段。然而這類翼型表面極易出現分離泡和激波等🚵🏽‍♂️，尤其對於馬赫數、飛行攻角等狀態波動氣動特性非常敏感👧🏻，這導致傳統的層流翼型設計方法設計的外形在面向工程應用中出現穩健性差💿，難以被工程使用。氣動穩健設計（RADO）方法雖然是一種有希望的解決途徑，但它遭遇了巨大計算花費的難題。為了解決這些問題，通過對影響氣動穩健優化設計效率的關鍵技術進行研究🎹，發展了基於自適應前向-後向選擇（AFBS）的稀疏多項式混沌重構方法，極大改善了不確定分析（UQ）和穩健優化效率。同時，也發展了考慮多參數不確定的高效氣動穩健優化設計方法，有效解決了傳統翼型設計方法難以滿足高速高升力自然層流翼型設計要求兼顧高升力設計、自然層流設計以及超臨界設計的難題🤧🙎🏻。最後使用發展的方法成功設計了一類具有典型特點的跨空域穩健自然層流翼型。結果表明設計的翼型相對於經典的全球鷹無人機翼型氣動性能全面提升，同時低阻範圍更大🚣，氣動性能更加穩健🦅，從而驗證了穩健優化方法的有效性和相對於確定性設計的優勢。

廣義Burgers方程聲爆傳播模型高階格式離散

王迪, 錢戰森, 冷巖

doi:10.7527/S1000-6893.2021.24916

2022, (1): 124916-124916.

摘要

聲爆預測技術是研製新一代環保型超聲速民機的關鍵技術之一𓀐。針對當前基於廣義Burgers方程的聲爆遠場傳播模型的數值求解格式精度較低的情況，開展了高階格式離散方法研究🕵🏿‍♂️。通過分析該模型中各效應項的物理性質，應用合適的高階精度格式對各項分別進行離散求解🍥，並采用經典幾何聲學射線法計算聲爆傳播路徑🔘，實現了對地面聲爆波形的精準預測⛹🏽‍♀️。通過對美國F-5E機型的聲爆飛行試驗和第二屆國際聲爆預測研討會的典型算例進行數值模擬，驗證了本文高階離散方法的可靠性🌐。進一步的結果分析表明，采用高階離散格式的預測方法相比傳統二階精度預測方法具有明顯的低耗散特性，在同等網格數目上可獲得更高分辨率的計算結果，且其網格收斂性遠優於傳統二階精度格式😒，同時在計算效率上也有一定優勢🏊🏿‍♂️；在Burgers方程的各效應項中🔳🤚🏿，非線性項的影響更為明顯，因而采用高階離散格式時其優勢更為突出✡️；熱黏性吸收項對數值結果影響較小，采用高階離散格式對計算精度的提升效果也不明顯，實際計算中仍可以采用傳統離散格式，甚至忽略該項的貢獻。

非對稱超聲速噴管內流動分離非定常特性

何成軍, 李建強, 黃江濤, 李耀華, 陳憲

doi:10.7527/S1000-6893.2020.24930

2022, (1): 124930-124930.

摘要

綜合采用流場觀測和動態壓力測量技術🈂️，對非對稱超聲速噴管分離流狀態下噴管內激波結構和壁面動態壓力進行了試驗測量，通過壁面壓力時頻特性分析獲得非對稱噴管內不同流動分離模態的流動非定常特性。結果表明：在噴管落壓比（NPR）為1.8~12.7範圍內，噴管內流場結構由下偏向上偏轉換；上壁面流動分離模態經歷了受限激波分離（RSS）、末端振動狀態和自由激波分離（FSS）；下壁面流動分離模態主要為FSS；流動分離模態為RSS時，Schmucker分離預測標準不再適用。RSS和末端振動狀態模態下🏓，盡管分離間歇區壁面動態壓力具有相似的低頻特征，激波運動呈顯著低頻特征，但末端振動狀態模態下頻率值略高🐕，主要是由於流動再附點近噴管唇口，分離剪切層撞擊噴管出口位置，剪切層的不穩定性影響了分離激波的振蕩特性。

基於試驗分岔分析的翼身融合飛行器縱向穩定性

付軍泉, 史誌偉, 耿璽, 朱佳晨, 王力爽, 吳大衛, 潘立軍

doi:10.7527/S1000-6893.2020.24931

2022, (1): 124931-124931.

摘要

針對翼身融合布局飛行器的縱向穩定性問題，基於分支和突變理論，求解迎角隨升降舵變化的平衡分岔圖，並對平衡分支的穩定性和突變點進行了分析🛼。結合風洞虛擬飛行試驗技術，發展了試驗分岔分析方法💓🫰🏽，並設計了基於非線性動態逆的偽線性控製器🌎🍌，由此獲得並分析了開環試驗和閉環試驗平衡分岔圖。對比分析表明👷🏽，理論分岔分析與開環試驗分岔分析在小迎角範圍結果基本一致，驗證了試驗分岔分析方法的可行性和準確性👩🏿‍🚒；翼身融合飛行器產生縱向失穩的主要原因是機翼表面流動分離🤗，從而導致Cmα發生突變引起的；閉環試驗分岔分析實現了翼身融合飛行器非線性全局穩定性控製👫，通過縱向非線性控製器，可以將不穩定平衡分支改造成穩定的平衡分支。

變轉速下跨聲速壓氣機的耦合擴穩方法

趙樂, 王維, 張樂福, 王偉超, 盧金玲, 楚武利

doi:10.7527/S1000-6893.2021.24942

2022, (1): 124942-124942.

摘要

為了探索在不同轉速下均可有效提高壓氣機失速裕度的擴穩方法🤾🏽‍♀️，以跨聲速壓氣機為研究對象👩‍🦱，利用縫式機匣處理和葉頂噴氣進行耦合設計，並參數化研究了縫數目、縫長、縫寬及噴嘴周向寬度對壓氣機性能的影響規律，結合非定常數值模擬揭示了耦合型機匣處理的擴穩機理。研究結果表明，在100%、80%、60%轉速下，壓氣機失速裕度分別提高9.31%、8.26%🧑🏼‍🤝‍🧑🏼、8.68%💑，設計點效率分別降低0.77%、0.23%🏊🏽‍♂️、0.41%。縫數目🖖🏿🛠、縫長📁、縫寬是影響壓氣機失速裕度及效率的顯著因素，而噴嘴周向寬度對壓氣機失速裕度及效率的影響較小。耦合型機匣處理內形成了抽吸、噴氣的耦合流動循環，耦合強度的增加有利於壓氣機失速裕度的提高，但會降低壓氣機效率。耦合型機匣處理提高了葉頂負荷🛀🏽，但降低了葉頂泄漏強度，極大消除了葉頂泄漏渦引起的葉頂堵塞🚶🏻‍♂️，這是壓氣機失速裕度提高的主要原因。耦合型機匣處理具有在不同轉速下均能有效擴穩的潛力🏹。

基於氣動力降階的彈性飛機陣風響應仿真分析及驗證

師妍, 萬誌強, 吳誌剛, 楊超

doi:10.7527/S1000-6893.2021.25474

2022, (1): 125474-125474.

摘要

低速飛機在陣風作用下容易產生非線性氣動力🙆🏼‍♀️✅，從而引發非線性氣動彈性效應，對飛行安全造成威脅。針對此類問題的分析，經典面元法無法滿足計算精度要求，計算流體力學（CFD）/計算結構動力學（CSD）全階耦合分析效率低下👩🏽‍🦰🫄🏼，因此需建立滿足工程應用的高精度、高效率的飛行動力學仿真分析模型。針對以上問題提出了一種適用於工程的非線性氣動力降階模型（ROM）用以實現彈性飛機飛行動力學仿真，特別是低速飛機在遭遇大幅值陣風情況下的陣風響應仿真。以風洞試驗飛翼飛機模型為對象，利用CFD方法獲得了該模型的氣動力數據💃🏼，利用自回歸移動平均（ARMA）方法和徑向基函數（RBF）神經網絡方法分別建立了該模型的線性氣動力ROM和非線性修正氣動力ROM。結合模型的剛彈耦合飛行動力學方程對模型遭遇陣風情況下的響應進行仿真分析，並將仿真結果和風洞試驗結果及CFD/CSD計算結果進行對比。結果表明建立的基於非線性氣動力ROM的彈性飛機仿真模型在氣動力預測👤、穩定性分析及陣風響應分析方面的表現都優於基於線性氣動力ROM的仿真模型，和試驗結果及CFD/CSD分析結果一致性較好，且所建模型在相同工況下的仿真時間遠低於CFD/CSD分析方法，可應用於工程實踐。

提高飛機壁板低頻寬帶隔聲的層合聲學超材料

顧金桃, 王曉樂, 湯又衡, 周傑, 黃震宇

doi:10.7527/S1000-6893.2020.24785

2022, (1): 224785-224785.

摘要

針對飛機艙內的低頻寬帶噪聲控製難題，提出了適用於飛機壁板隔聲增強的層合聲學超材料🏋🏻‍♀️。該層合聲學超材料由前、後2層不同構成參數的約束型薄膜聲學超材料板，及其中間填充的多孔吸聲材料復合而成𓀌。通過建立層合聲學超材料的隔聲計算有限元模型，分析各層約束型薄膜聲學超材料，以及兩者復合構成的層合聲學超材料的隔聲特性關系🔺，著重研究層合聲學超材料的負質量效應對其隔聲特性的影響機理🧎🏻‍➡️。基於四傳聲器法聲阻抗管測試系統，測量層合聲學超材料的法向入射隔聲量，用以驗證有限元模型的有效性。最後，在半消室開展大尺寸層合聲學超材料的插入損失試驗，結果表明在100~500 Hz的低頻工作頻段👩‍🦱，面密度為1.5 kg/m2的層合聲學超材料樣件，其算術平均插入損失達到14 dB，體現了優異的低頻寬帶隔聲能力⚃🏃‍♀️‍➡️。研究工作對於采用輕薄聲學超材料提高飛機壁板的低頻寬帶隔聲性能具有一定的理論和工程指導價值👁。

安全帶對航空座椅及乘員沖擊響應的影響

馮振宇, 劉旭, 林嵐輝, 楊永攀, 解江, 石霄鵬, 肖培, 李磊子, 易朋飛, 劉小川, 白春玉

doi:10.7527/S1000-6893.2020.24808

2022, (1): 224808-224808.

摘要

以典型三聯旅客座椅為研究對象，建立了經試驗驗證的航空座椅有限元模型，研究了安全帶固定點位置、安全帶剛度和安全帶形式等參數的變化對座椅系統動態響應的影響。在水平沖擊下🥵，安全帶固定點位置對乘員運動軌跡和椅腿受載的影響顯著🧑🏼‍🍳，後左椅腿和前左椅腿Z向受載均隨著安全帶角度的增加而減小。安全帶固定點位置對安全帶載荷的影響較小。安全帶剛度對乘員運動軌跡、安全帶載荷和椅腿載荷的影響均顯著。隨安全帶剛度增大🥾，其自身承受的載荷增加🤙🏼，乘員前移距離和椅腿受載均減小；此外⛴，與兩點式安全帶相比，Y型安全帶對乘員的約束效果更好，可減小頭部X向峰值位移63 mm，頭排座椅中可以考慮安裝Y型安全帶以減少座椅與隔板的安裝距離。

鋁合金薄板沖擊後疲勞試驗與譜載壽命

張亦波, 陳迪, 成正強, 沈培良, 熊峻江

doi:10.7527/S1000-6893.2020.24811

2022, (1): 224811-224811.

摘要

對航空鋁合金2524-T3和7075-T62薄板分別進行了4種不同沖擊能量的低速沖擊試驗，並對沖擊後薄板進行了靜力拉伸、恒幅加載疲勞性能及塊譜加載疲勞壽命試驗🥍👮🏻‍♂️，研究了沖擊凹坑尺寸（或沖擊能量）對靜力性能👏🏽、疲勞強度以及疲勞壽命的影響👫；根據斷口形貌和試驗觀察，分析和討論了沖擊對疲勞特性和損傷機理的影響。為估算沖擊後薄板譜載疲勞壽命🚷，在試驗基礎上提出新的沖擊後薄板疲勞性能S-N-Kt表征模型，采用新模型處理試驗數據，得到的理論結果與試驗數據吻合良好🪚。基於Johnson-Cook本構方程👩🏼‍⚖️，建立了沖擊後鋁合金薄板的非線性彈塑性有限元模型，模擬了沖擊凹坑附近的殘余應力和應力集中；利用沖擊後薄板疲勞性能S-N-Kt模型，預測了沖擊後的航空鋁合金2524-T3和7075-T62薄板的塊譜疲勞壽命👍🏼，預測結果和試驗數據吻合良好，精度可接受🖤。

機動飛行環境下雙轉子系統主共振特性分析

陳毅, 侯磊, 林榮洲, 楊洋, 陳予恕

doi:10.7527/S1000-6893.2020.24841

2022, (1): 224841-224841.

摘要

以雙轉子系統為研究對象💁🏽‍♂️，綜合考慮高低壓轉子雙頻不平衡激勵、中介軸承間隙以及機動載荷，通過Lagrange方程🙇🏻‍♀️，建立了水平盤旋機動飛行環境下雙轉子系統動力學模型，研究了雙轉子系統的主共振特性，分析了水平盤旋機動載荷對雙轉子系統主共振特性的影響規律，探討了機動飛行環境下中介軸承間隙對雙轉子系統主共振特性的影響規律。研究結果表明🤵🏽‍♂️，雙轉子系統存在振動突跳和雙穩態等典型的非線性動力學行為👐🏻，水平盤旋機動載荷增大會對雙轉子系統產生"剛度增強效應"➞，中介軸承間隙增大會對雙轉子系統產生"剛度弱化效應"🫷🏼。

帶翼展飛行器質量質心測量系統設計與誤差分析

林闖, 鄭昱, 廣晨漢, 王炎, 楊洋

doi:10.7527/S1000-6893.2020.24893

2022, (1): 224893-224893.

摘要

為解決傳統的基於三點法的質心測量系統無法應用於帶翼展飛行器的問題，提出了一種基於三點方式的任意旋轉角質心測量法。為了提高系統測量精度，采用響應面法分析多種隨機誤差對系統測量精度的綜合影響。首先👨🏽‍🚒，構建了帶翼展飛行器的質量質心測量系統🧝🏿‍♀️🙅‍♀️，然後利用隨機誤差傳遞公式得到各個隨機誤差與系統測量精度之間的關系式🟩，並使用響應面法和拉丁超立方抽樣法得到多種隨機誤差與系統測量精度之間的二次項關系式模型，進而依據二次項關系式模型和系統精度指標得到各元器件的精度要求🫸🏽，並分析了滿足系統測量誤差的旋轉角度範圍🩴。最後對200 kg、400 kg、800 kg三種質量級別的待測帶翼展飛行器在不同旋轉角度下進行了多次測量👨🏽‍🚒，並將響應面計算結果與理論值進行了對比。對比結果表明，質心測量精度滿足系統精度要求，從而驗證了任意旋轉角度下該測量方法的有效性🏌🏼‍♀️，以及隨機誤差與系統測量精度之間的二次項關系式模型的正確性。

基於功能原理的顫振模態參與度分析方法

王昕江, 劉子強, 郭力, 付誌超, 呂計男

doi:10.7527/S1000-6893.2020.24920

2022, (1): 224920-224920.

摘要

顫振邊界與顫振耦合機理對飛行器設計與顫振試驗設計有著重要意義。模態坐標下的顫振計算通過各階廣義坐標的變化特性來確定顫振邊界🧔🏽‍♀️，並對顫振耦合機理進行分析🫱。然而這常常依賴設計人員的工程經驗🙍🏻‍♀️，難以保證判別標準量化統一。基於功能原理提出了一種新的顫振模態參與度分析方法，通過廣義坐標下廣義氣動力做功的能量累積，實現顫振模態參與度分析。分別采用頻域方法與CFD/CSD方法對AGARD445.6標模進行顫振計算，驗證了所提模態參與度分析方法的正確性。隨後針對雙體飛機顫振計算中發現的"漂移頻率"現象，使用所提方法進行了解釋，凸顯了方法的優勢🚈👖。綜合表明，所提模態參與度分析方法較好地反映了顫振耦合機理💮，具有指標正確可靠🟰🛤、結果歸一化強🤵🏽、物理意義明確、適用於復雜結構復雜模態的特點。

基於合作博弈的組網雷達分布式功率分配方法

靳標, 鄺曉飛, 彭宇, 張貞凱

doi:10.7527/S1000-6893.2020.24776

2022, (1): 324776-324776.

摘要

對於去中心化的雷達網絡，由於網絡拓撲切換和信息傳輸延時的存在，各雷達節點給出的全局資源分配方案可能不一致。針對此問題🥤，將合作博弈的思想應用於多目標跟蹤場景下的組網雷達節點功率分配問題。首先，將信幹噪比（SINR）刻畫為目標空間位置和雷達發射功率等參量的函數👰🏿‍♀️。然後，將去中心化的組網雷達節點功率分配問題建立為以SINR為特征函數的合作博弈模型🅰️。采用加權圖的思想改進合作博弈Shapley值的計算方法，以降低其計算復雜度，並基於此提出合作博弈模型的快速求解算法。所提方法無需使用復雜的優化算法🙂‍↕️，實時性較好📈。仿真實驗分析了不同雷達布陣方式對功率分配結果的影響，通過將不同的功率分配方法與所提方法進行對比🤲🏻，表明所提方法可以明顯提升組網雷達的目標跟蹤性能🏎。

基於虛擬視角約束的機動目標攔截製導方法

王亞寧, 王輝, 林德福, 袁亦方

doi:10.7527/S1000-6893.2020.24799

2022, (1): 324799-324799.

摘要

為使導彈能夠以一定的末端攻擊角度對機動目標進行攔截，提出了一種帶有終端虛擬視角約束以及終端視線角約束的機動目標攔截製導方法。基於速度系各運動矢量之間的變換關系🫁，建立了虛擬相對運動坐標系下的非線性模型，並將線性模型中多項式製導的思想創新性地引入到非線性模型中，通過末端虛擬視角約束以及末端視線角約束對關於彈目距離的多項式虛擬控製量進行求解，並根據虛擬矢量與運動矢量之間的變換關系得到速度系下的加速度指令表達式。針對不同製導系數、不同末端攻擊角度及不同類型的機動目標等條件進行了仿真驗證，同時與彈道成型製導律進行了仿真對比。仿真結果表明，所提出的製導律可以使導彈以期望的攻擊角度攔截機動目標，末端虛擬視角收斂為零，避免了末端指令飽和現象。

腔體格柵的電磁屏蔽原理與方法

余龍舟, 陳憲, 黃江濤, 鐘世東, 闕肖峰

doi:10.7527/S1000-6893.2020.24803

2022, (1): 324803-324803.

摘要

進氣道格柵能夠避免電磁波進入腔體形成強散射🎅🏿，同時可改善飛行器表面進氣道唇口造成的不連續性，有效降低飛行器的電磁散射特性🚵🏼😅。基於快速多極子算法📬，以斜切矩形口直腔體為研究對象🤹🏻，利用波導模式傳輸理論闡述了格柵的電磁屏蔽原理🏊🏿‍♂️，分析了格柵尺寸與雷達散射截面（RCS）的關系🈸，以及極化角與格柵布局方向的關系🤽🏿‍♂️。基於幹涉相消原理👨🏿‍🔬，提出了橫向和縱向尺寸非均勻格柵設計，與均勻格柵的RCS進行了對比。數值仿真結果表明：橫向非均勻格柵的RCS縮減在前向±15°範圍內超過8 dB，縱向非均勻格柵在±35°範圍內具有明顯的RCS縮減效果☢️，部分角度RCS縮減超過20 dB。此外還提出了雙層格柵設計來減小格柵間距和深度，數值仿真結果表明當雙層格柵中單層格柵橫向間距小於半波長條件時，雙層格柵能獲得與單層格柵幾乎相同的電磁屏蔽效果。

一種基於攻擊時間和角度控製的協同製導方法

唐楊, 祝小平, 周洲, 嚴飛

doi:10.7527/S1000-6893.2020.24844

2022, (1): 324844-324844.

摘要

自殺式攻擊型無人機在強對抗條件下為從不同方向對目標實施同時攻擊，需要采用多機協同製導方法，為此提出了一種基於攻擊時間和角度控製的協同製導律🎶。首先設計了一種帶有輔助階段的兩階段製導律，通過引入輔助階段製導增強了兩階段製導律的時間控製能力。在此基礎上Ⓜ️，對帶有輔助階段的兩階段製導律的切換條件作出適當修改以同時控製攻擊時間和角度。當期望的攻擊時間和角度在合理區間內取值時，製導過程始終滿足無人機的加速度約束和導引頭的視場約束🙎🏽‍♀️，該方法可用於實現多機協同攻擊。最後通過數值仿真驗證了所提算法的性能。

機載導航衛星反射信號海面高度測量

王峰, 楊東凱, 張國棟, 張波

doi:10.7527/S1000-6893.2020.24852

2022, (1): 324852-324852.

摘要

對機載導航衛星反射信號海面高度測量模型🏂🏽、定點跟蹤和模型擬合2種估計反射相對於直射信號時延的方法以及誤差校正進行了研究🤵🏽。針對Z-V模型擬合法進行時延估計復雜度高的特點，提出了7-β模型和相應的時延估計方法🧑‍🦳；為消除定點跟蹤法估計的時延中的海況偏差，提出了查表法和加權平均結合的校正方法。利用2015年12月3日CSIC-IEEC在波羅的海采集的機載數據進行了海面高度反演。結果表明通過已有時延估計方法和所提出的7-β模型擬合法對GPS L1和Galileo E1反射信號進行時延估計，並通過提出的誤差校正算法對海況誤差進行校正後可得到精度為亞米級海面高度⚁。

無人機視覺引導對接過程中的協同目標檢測

王輝, 賈自凱, 金忍, 林德福, 範軍芳, 徐超

doi:10.7527/S1000-6893.2020.24854

2022, (1): 324854-324854.

摘要

無人機空中自主回收是未來的發展趨勢⬅️，對空中載具的自動識別是實現視覺引導回收的關鍵技術之一。目前對於空中關聯目標檢測的研究局限於單個目標個體🎥，沒有充分利用關聯目標之間的信息。本文針對空中高動態對接中的關聯目標檢測問題，提出了一種母機與掛載對接物體的單階段快速協同目標檢測算法，包括相關類別並行獨立分支目標檢測🧑🏼‍⚖️、相關類別掩模增強檢測以及相關類別的特征一致性約束，這些模塊能夠共同提升檢測表現。實驗表明🛁，在測試集中該算法相比於YOLOv4能夠提升4.3%的平均精度，相比YOLOv3-Tiny能夠提升31.6%的平均精度。同時，該算法已應用在MBZIRC2020的高動態空中對接項目上♏️，實現機載圖像在線實時處理，團隊借此斬獲冠軍。

復合材料飛機接地回流網絡網內壓降分析

楊占剛, 隋政, 張起浩, 劉建英

doi:10.7527/S1000-6893.2021.24859

2022, (1): 324859-324859.

摘要

為保證機載電氣設備的正常運行💃🏽，復合材料飛機機身需增設金屬接地回流網絡來滿足機上電氣系統的接地需求。針對復合材料飛機接地回流網絡網內壓降計算問題，采用基於導體的體積部分元等效電路方法，對安裝在復合材料飛機上的接地回流網絡進行建模，通過計算接地回流網絡接地點間的阻抗及接地回路的電流分布，分析某型飛機28 VDC、115 VAC匯流條上部分配電單元負載在巡航工況下接地網內沿路徑的電壓降，並考慮了故障電流註入及構件間接觸阻抗對接地回流網絡網內壓降的影響。通過建立簡化模型對網內壓降進行分析🏋🏻，所提出的網內壓降計算方法及仿真計算結果可為復合材料飛機接地回流網絡的設計安裝、故障管理及電氣保護系統設計等方面提供參考。

改進的航空遙測信道探測

李賽, 黨小宇, 郝崇正, 李傑

doi:10.7527/S1000-6893.2020.24881

2022, (1): 324881-324881.

摘要

滑動相關器被廣泛應用於信道特性的測量，但航空遙測信道的大延遲衰落會嚴重限製測量系統的測量性能，甚至測量無法完成🎗。為了更加精確地測量航空遙測信道，本文提出一種基於Zadoff-Chu（ZC）序列的滑動相關器🪩，研究其在航空遙測信道測量系統中的信道測量能力😬。與傳統分析方法不同，首先從頻域給出測量系統中每個幹擾分量的解析表達，然後給出多徑環境下的平均動態範圍，最後分別基於ZC序列根、歸一化滑動因子𓀚、信噪比（SNR）和測量序列長度等幹擾因素的仿真分析每個幹擾分量對測量性能的影響。仿真結果表明：所提的滑動相關器會明顯抑製由加性噪聲產生的幹擾，且在歸一化滑動因子大於2和信噪比大於10 dB時📛，測量性能比傳統滑動相關器至少提高2 dB，因此所提滑動相關器的滑動相關峰會更加明顯👨🏻‍⚕️，能更利於航空遙測信道中每條多徑分量的檢測。

能耗均衡的三維最優持久編隊通信拓撲生成

羅賀, 李曉多, 王國強

doi:10.7527/S1000-6893.2021.24922

2022, (1): 324922-324922.

摘要

持久編隊通信拓撲的優化是在確保多智能體使用持久編隊控製方法保持隊形的基礎上盡量減少智能體之間的通信能耗。現有的方法可以最小化智能體的通信能耗總和，卻未考慮均衡智能體間的通信能耗，而這會導致某些智能體提前退出編隊。針對這一問題👩🏼‍🎨📽，以最大化隊形保持時間為目標♤，研究了考慮能耗均衡的三維最優持久編隊通信拓撲生成方法。首先📼，設計了一種通信拓撲離線優化機製，即選擇一個合適的周期😾，在編隊運動之前計算出每個周期內的通信拓撲🔗，在編隊保持隊形過程中據此定期調整通信拓撲⛹🏻‍♀️，從而避免在線計算和發布通信拓撲帶來額外的通信能耗；而在離線計算每個周期內的通信拓撲時，先估計出每個周期開始時每個智能體的剩余通信能量🤏🏼，並據此更新網絡拓撲中各通信鏈接的權重🦾，再從更新後的網絡拓撲中生成一個三維最優持久圖作為本周期內的通信拓撲。其次🍖，針對每個周期內的三維最優持久圖生成問題👨‍💻，由於更新後的網絡拓撲中的通信鏈路權重不對稱，導致現有算法難以適用，為此提出了一種基於剛度矩陣和弧添加操作的近似求解算法🧹，並從理論上分析了其時間復雜度和證明了其有效性。最後⛽️，通過仿真實驗結果驗證了該方法可以有效降低並均衡各智能體的通信能耗，相比於所有對比方法的平均...

基於QoS的衛星網絡k端可靠性分析

蔡睿妍, 劉艷紅, 魏德賓

doi:10.7527/S1000-6893.2021.26020

2022, (1): 326020-326020.

摘要

針對現有可靠性分析方法不能適應衛星網絡中信息傳播時延長，業務需求多樣，導致計算準確性低的問題。考慮衛星工作的多狀態特性🧙🏽‍♀️，研究了多狀態下衛星網絡可靠性的問題，提出了一種基於QoS的衛星網絡k端可靠性分析算法🧏🏻‍♀️💆‍♂️。首先，進行節點融合，對非融合元素采取置零取非操作，進行網絡拓撲鄰接矩陣變換🙅🏽‍♂️，得到連通k個節點的路徑。相較於傳統方法有效地減少了矩陣變換次數，避免了冗余鏈路的產生。然後👸🏿，為提升可靠度計算的準確性🤴🏼，根據不同業務的QoS約束條件和鏈路當前狀態，確定網絡中滿足條件的可用路徑，最後，由鏈路當前狀態的可靠度計算出不同業務下的k端路徑可靠度。研究結果表明🤏🏻：相較於其他算法，本算法不僅提升了衛星網絡在不同業務下k端路徑可靠度計算的準確性🍕，而且計算效率提升了33.3%🎭。

慣性力平衡式二維燃油泵的設計與研究

王河緣, 李勝, 阮健

doi:10.7527/S1000-6893.2020.24696

2022, (1): 424696-424696.

摘要

提出了一種新型的慣性力平衡式二維燃油泵，該泵將配流機構集成在柱塞與柱塞環上🧘🏻‍♂️，去除了傳統柱塞泵獨立的配流機構👮🏿‍♂️，簡化了燃油泵的結構，並且利用柱塞與柱塞環方向相反的軸向往復運動，在體積不變的前提下增加了泵的排油行程，進一步提高了燃油泵的功率密度。該燃油泵的導軌采用等加等減速曲面，利用平衡導軌組進行與驅動導軌組加速度大小相等、方向相反的往復運動🏵💅🏿，來平衡在高轉速情況下缸體受到的驅動導軌組給予的慣性力👩‍🦱，提供了一種燃油泵高速化的可能性🔺📡。結合泵的原理📙，分析了內泄漏👼🏻、外泄漏以及油液的可壓縮性對泵容積損失的影響。利用AMESIM建立慣性力平衡式二維燃油泵的仿真模型進行分析，與實驗結果進行比對驗證🉑🎓。樣機試驗表明🧑🏻，在負載壓力為1 MPa時，轉速從1 000 r/min提升到7 000 r/min👱，容積效率從90.6%提升到97.8%🧄，理論偏差在3%左右；當轉速為2 000 r/min時🛫🦹🏻‍♀️，負載壓力從1 MPa提高到6 MPa🏜，容積效率從94.6%降低到87.5%，理論偏差在5%左右，說明了理論分析的正確性🤹🏿。

基於阻抗法的密封動力特性系數實驗識別

張萬福, 王應飛, 張曉斌, 楊興辰, 李春

doi:10.7527/S1000-6893.2020.24719

2022, (1): 424719-424719.

摘要

搭建並優化了密封動力特性系數實驗識別裝置👩‍🎤，應用阻抗法對梳齒密封動力特性系數開展實驗識別，研究轉速🍻、進口壓力和渦動頻率對密封動力特性系數的影響。應用基於微元理論的密封動力特性系數識別方法對密封動力學特性進行了數值計算分析👐🏿，與實驗結果進行對比分析👴🏻。結果表明❇️：實驗識別梳齒密封動力特性系數整體上略高於數值計算結果，但趨勢上吻合良好，特別是表征系統穩定性的密封有效阻尼系數🦠，數值與實驗具有良好的一致性。梳齒密封動力特性系數在轉子低頻（&#60；100 Hz）渦動時存在一定的頻率依賴性，高頻（>100 Hz）時阻尼系數的頻率依賴性較弱💉。實驗和數值模擬均表明🩼，相較於轉速✋🫁，壓比的變化對密封有效阻尼系數的影響更大。

熱障塗層二向應力狀態分析與危險點預測

姚玉東, 艾延廷, 宋春, 關鵬, 田晶

doi:10.7527/S1000-6893.2021.24937

2022, (1): 424937-424937.

摘要

熱障塗層剝落是航空發動機熱端部件失效的主要形式，研究熱沖擊環境下塗層的失效機製對提升發動機使用壽命具有重要意義🫲🏿🫳。基於二維軸對稱有限元模型、二向應力狀態分析方法🟩、唯像學和累積損傷理論建立了熱障塗層危險點位置預測方法，闡明了熱障塗層在熱沖擊環境下的失效機製。研究表明隨氧化層厚度增加，陶瓷層內部軸向應力與剪切應力的峰值點沿余弦曲線的波峰向波谷方向移動；與傳統應力分析方法相比，二向應力狀態分析法得到的軸向應力與剪切應力峰值位置更加接近🧛‍♂️，有利於危險位置預測；基於唯象學壽命預測模型與疲勞累積理論相結合的方法🚦，進一步確定出危險點位置在陶瓷層波峰至波谷軸向距離的3/10處，與實際陶瓷層內開裂的位置基本吻合，驗證了危險點預測方法的準確性。

基於碳納米管薄膜的復合材料在線損傷監測

曲抒旋, 鞏文斌, 孫小珠, 張東興, 梁誌強, 高麗敏, 呂衛幫

doi:10.7527/S1000-6893.2020.24949

2022, (1): 424949-424949.

摘要

考慮到纖維增強樹脂基復合材料會在服役過程中因受沖擊、壓縮以及疲勞等因素的作用而發生損傷，基於碳納米管薄膜優異的力電響應特性開發了一種具有在線損傷監測能力的自感知復合材料🗽。碳納米管可在薄膜中形成導電網絡📳，復合材料損傷會破壞導電通路，使碳納米管薄膜的電阻大幅度增加。通過測量自感知復合材料的邊界電壓並利用電阻層析成像法對碳納米管薄膜內電導率的分布變化進行求解/成像🧑🏼‍🚒🛫，實現了復合材料的在線損傷監測🏋🏿‍♂️🥷。分別對貫穿孔損傷和I型層間斷裂損傷模式進行了研究♿，結果表明所製備的自感知復合材料對這兩種損傷模式均可實現損傷定位及圖像化顯示，對於貫穿孔型損傷模式可實現對面積占比0.038%的損傷進行在線監測，定位精度可達毫米級。

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