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2022年07期

综述 | 机载光电侦察装备发展现状分析

摘要：本文主要从航空侦察平台、典型机载光电侦察装备、机载光电侦察技术三个方面介绍机载光电侦察系统的发展现状及光电侦察技术研究现状。重点分析了多光谱探测、偏振探测、基于深度学习的目标识别等多种光电侦察技术的原理及应用发展趋势。最后，通过分析航空平台和光电探测技术的发展趋势，提出我国机载光电侦察装备的发展建议。关键词：侦察；光电探测；机载装备中图分类号：V248.1文献标识码：ADOI：10.

研究 | 一种无人机自主规避导弹的威胁度评估方法

摘要：针对三维空间中无人机规避空空导弹问题，本文建立一种无人机与空空导弹的相对追逃模型。基于人工势场理论，对空空导弹相对无人机的威胁度进行分析。以导弹为中心，提出了在无人机牵连地轴系构建人工势场，提出了距离势场函数、导弹进入角势场函数以及两者结合的距离+导弹进入角的势场，对威胁进行评估，在线决策无人机轨迹。仿真结果表明，使用人工势场法能够根据态势实时做出决策，控制无人机完成自主规避导弹的任务。该方

研究 | 高超声速飞机气动外形概念设计

摘要：本文对高超声速情报、监视及侦察（ISR）飞机概念外形进行了初步设计。在乘波前体、中部机身、高超声速机翼以及机身尾部设计的基础上，建立了高超声速ISR平台一体化基准外形，对基准外形在设计状态和非设计状态下的气动性能进行了分析，并对概念方案满足设计需求情况进行了验证。结果表明，高超声速ISR平台气动外形在设计状态下的升阻比为4.8822，升阻特性满足设计需求，当升力等于2.0×105N时，阻力小

研究 | 基于边界层抽吸的埋入式进气道性能优化研究

摘要：埋入式进气道具有隐身性能好、飞行阻力低等优点，此类进气道通常具有低速性能优良、高亚声速性能偏低的基本特征。为了提升飞机巡航状态下（H=11000m、Ma=0.6）的进气性能，在进气道前设计加装了边界层抽吸孔，重点分析了边界层抽吸位置及抽吸流量对进气道性能的影响规律。数值仿真结果表明，在进气道前适当位置进行边界层抽吸能够排出部分近壁面低能量气流，从而提高进气性能；随着边界层抽吸流量的增大，进气

计算流体力学 | 基于机器学习预测流场特征的网格生成技术研究进展

摘要：网格技术是影响数值模拟精度的一项重要技术。本文针对基于机器学习预测流场特征的网格生成框架，对流场特征指示器、机器学习预测流场、网格自动生成及自适应三项支撑技术进行了简要综述。现有的流场特征指示器与机器学习方法相结合有望成为提供网格生成先验参考的有效手段。在机器学习方面，适用于流体力学的物理嵌入方法是降低机器学习样本要求的可行方法。兼顾拓扑与密度分布的三维结构网格自动生成方法有待进一步研究。

计算流体力学 | 面向航空工程的CFD不确定度量化方法研究

摘要：真实复杂环境下，气动数值模拟（CFD）结果的可信度问题一直是工程上关注的焦点问题之一。不确定度量化是评估真实环境下，数值模拟结果的可信任程度的重要工具。本文对面向航空工程的CFD不确定度量化方法进行综合论述，聚焦解决工程实用化问题。在方法层面，针对解决不确定度量化中的“维数灾难”问题，发展以Kriging-MC为代表的改进蒙特卡罗（MC）类方法，以及以非介入式多项式混沌（NIPC）为代表的谱

计算流体力学 | 三维效应对超声速湍流燃烧流动大涡模拟的影响研究

摘要：本文对空间发展Mac= 0.61超声速湍流燃烧混合层流动开展了二维/三维大涡模拟（LES）研究，探讨了三维效应在超声速湍流燃烧流动的大涡模拟中的重要性。研究发现，相较于三维LES计算结果，二维LES大幅低估了超声速湍流燃烧混合层的增长率，湍动能的二维LES结果显著偏大而雷诺剪切应力显著偏小。因而，二维LES难以准确模拟超声速湍流燃烧混合层的增长率和湍流脉动特性。二维流动中漩涡拉伸、压缩机制失

计算流体力学 | 基于面向对象的非结构航空CFD软件体系结构设计

摘要：基于面向对象程序设计思想和航空计算流体力学（CFD）流程，设计了包含基础功能层、功能模块层和应用程序层的CFD软件体系结构，实现了面向航空飞行器空气动力学问题的非结构网格Navier-Stokes方程求解软件ARI-CFD V1.0的研制。同时，也通过二维零压力梯度平板和二维翼型算例对软件的有效性进行了验证。此外，ARI-CFD软件采用面向对象设计，有效解决了早期航空CFD软件采用面向数据流

计算流体力学 | 超声速欠膨胀喷流噪声数值模拟研究

摘要：本文采用LES/FW-H混合算法开展超声速欠膨胀喷流噪声模拟，研究了欠膨胀状态下喷流流场与声场特征，发现欠膨胀喷流核心区下游平均流向速度衰减较理想膨胀喷流减缓，而湍流速度脉动值增大。此外，欠膨胀喷流中激波波系/喷流剪切层干扰增大了作用点附近的高频和低频压强脉动值，其辐射的宽频激波噪声增强了侧向与上游方向的高频噪声。通过分解近场声场，并结合激波波系的捕捉结果，详细给出了激波泄漏产生宽频激波噪声

计算流体力学 | PHAROS求解火星进入热化学非平衡流场的测试及应用

摘要：进入段气动热环境的有效预测对火星探测器气动热防护设计具有重要意义。本文基于自研的有限体积计算流体力学（CFD）求解器PHAROS，引入两温度和8组分火星大气化学反应动力学模型，成功实现了对火星进入热化学非平衡流场的数值模拟。PHAROS预测的激波脱体距离和表面热流与HET风洞火星科学实验室（MSL）模型试验数据一致，证实了该求解器的可靠性。计算结果表明，HYPULSE风洞试验模型高温激波层和

计算流体力学 | 改进的准定常旋转坐标系阻尼动导数计算方法

摘要：阻尼动导数计算时，常常采用基于旋转参考坐标系的准定常计算方法，传统方法直接计算滚转阻尼动导数时，不能考虑速度相对旋转轴存在垂直分量的影响。本文对传统方法进行改进，通过将飞机的速度矢量分解为垂直于旋转轴和平行于旋转轴两个分量，以垂直于旋转轴的速度分量计算旋转半径并推算参考坐标系的旋转中心点，以平行于旋转轴的速度分量作为来流速度矢量计算气动力系数，通过计算不同角速度的气动力系数之差求得动导数。考

计算流体力学 | 基于深度学习的二维翼型流场重构技术研究

摘要：基于深度学习方法的二维翼型流场重构能够克服传统风洞试验和计算流体力学模拟的缺点，在提高计算速度的同时保证计算精度。提出的深度学习方法通过模拟RANS方程对速度、压力和密度分布进行预测，最优模型可以达到平均压力、速度、密度误差为5%。该方法的单个算例计算时间约为1s，计算耗时约为常规求解器的0.66%。同时也验证了数据集大小对解的准确性的影响，随着数据集样本数目增大，解的准确性也逐步提高。为深

航空科学基金 | 飞机液压系统出油管路振动抑制方法研究

摘要：随着飞机液压系统的高压、高功率化发展，液压管路的振动问题开始凸显出来，降低液压管路的振动，对于提高飞机航行安全性具有重要意义。本文针对航空液压管路进行振动特性研究，获得管路振动固有频率随内部压力和流速的变化规律，进一步根据液压管路动力学参数可变的特点，设计刚度可调的半主动吸振装置，建立适合复杂系统动力学响应分析的多软件联合仿真方法，验证吸振装置和半主动控制算法的振动抑制效果。仿真结果表明，半

航空科学基金 | 基于机构随机振动分析的载荷谱非参数上限统计归纳方法对比研究

摘要：基于随机振动分析，本文研究了机构部件在振动环境下动力学响应的获取方法。针对传统参数归纳法仅适用于服从正态分布数据集归纳的问题，采用了非参数上限统计归纳方法对不服从正态分布的机构部件不同测点响应数据集进行归纳。基于估计量的无偏性和有效性，比较了不同方法得出估计量的优劣性。以某型弹射座椅椅载设备为例，对弹射座椅进行了动力学分析，获取了程序控制器不同测点位置的响应，并对其进行了统计归纳，最终得出了