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    2026年第58卷第2期
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    低空飞行器高性能结构件轻量化低成本大规模制造关键技术
    张陈平，李麒阳，陈玉洁，郗欣甫，孙以泽
    2026,58(2):249-265, DOI: 10.16356/j.2097-6771.2026.02.001
    [摘要] (32) [HTML] (40) [PDF 7.09 M] (44)
    摘要：
    低空飞行器是国家安全与低空经济的核心载体，而高性能结构件是低空飞行器的关键承力部件，其高性能、轻量化、低成本、大规模快捷制造一直是行业的难点与痛点。针对上述问题，本文论述了高性能纤维增强复合材料结构件的设计与制造关键技术，重点剖析了结构件，尤其是异形结构件设计理论匮乏、制造成本高昂及生产效率低下等难题，探讨了数字化仿真与正向设计在精确设计中的应用。深入阐述了结构件预制体成形、液体成形、精密机加工及复合工艺等，提出了全流程自动化制造的堵点、卡点解决方案。指明了基于具身智能与柔性制造的自动化生产线是突破成本瓶颈、实现快捷制造的必然路径，旨在为我国低空飞行器结构件的高性能、轻量化、低成本、大规模快捷制造提供理论依据与技术支撑。
  • 直升机起落架技术发展与应用研究现状
    冯胜全，李琦，杨赟，陈翔
    2026,58(2):266-276, DOI: 10.16356/j.2097-6771.2026.02.002
    [摘要] (28) [HTML] (34) [PDF 1.53 M] (36)
    摘要：
    直升机起落架作为保障飞行安全与任务适应性的关键系统，其技术革新始终围绕总体设计、先进材料与制造工艺、核心能力提升及运维保障能力建设等方面开展。本文首先概述了直升机起落架通过多物理相匹配协同实现功能与性能强化设计，以及起落架地面动力学技术发展由被动应对到主动防控的逻辑转变。然后综述了起落架新技术的应用与发展现状：自适应起落架构型从控制系统和结构创新两个层面实现复杂地形智能起降，组合式及跪式构型表明起落架不再局限于单一形态；新材料突破传统材料瓶颈，实现结构功能一体化设计和轻量化设计；健康监测技术依托传感器网络初步形成状态感知能力，但故障机理模型仍待融合多源数据提升诊断精度。最后总结了直升机起落架技术发展现状，并展望了未来发展方向。
  • 低桨尖速度旋翼加装格尼襟翼气动性能数值分析
    万浩云，韩东，王天健
    2026,58(2):277-284, DOI: 10.16356/j.2097-6771.2026.02.003
    [摘要] (26) [HTML] (16) [PDF 3.14 M] (40)
    摘要：
    为探索提升低桨尖速度旋翼升力的可能性，建立旋翼性能计算模型，由UH-60A直升机飞行试验数据验证了模型正确性，进一步研究格尼襟翼对低桨尖速度旋翼悬停及前飞性能的影响。结果表明：悬停时，格尼襟翼可提升低桨尖速度旋翼拉力，但伴随功率增加，拉力系数提升可达12.00%，对应功率系数增加7.98%。在大拉力状态，格尼襟翼可使旋翼在较低总距下维持与原基准旋翼相同的拉力，悬停效率显著提升18.55%。前飞100 km/h时，格尼襟翼拉力系数提升11.30%，但功率代价更高，对应功率系数增加18.64%。格尼襟翼可增大升阻比，升阻比提升可达28.77%。对于低桨尖速度旋翼，拉力一定时，格尼襟翼可减小迎角（Angle of attack， AoA），增大升阻比，提升大拉力状态的旋翼气动性能。
  • 半倾转eVTOL总体设计与过渡特性分析
    王子琪，徐明，孙东红，张威，邱良军
    2026,58(2):285-294, DOI: 10.16356/j.2097-6771.2026.02.004
    [摘要] (23) [HTML] (21) [PDF 2.86 M] (38)
    摘要：
    半倾转构型是电驱动垂直起降飞行器（Electric vertical take-off and landing， eVTOL）的一种常用构型，因此需要对其总体参数设计规律、总体参数优化方法以及过渡飞行功率特性进行研究。首先，提出了一种使用纵向配平框架的半倾转构型性能算法，采用升力旋翼和平尾融合算法解决操纵冗余问题。然后，通过试验数据对比，验证了算法的精度。接下来，使用该性能算法并结合重量模型，分析了各项总体参数、电池能量密度的变化对空机重量、重量效率的影响，并针对特定需求得到了一套满足要求的总体参数。最后，使用半倾转构型性能算法对过渡状态下的功率、迎角、加速度进行扫描，通过分析计算结果，定性选择过渡路径，并通过优化加速度降低过渡过程的能量消耗，得到了过渡过程中剩余功率的变化趋势，为半倾转构型eVTOL的设计与工程研制提供了可参考的研究思路。
  • 基于路径生成与动态逆控制的直升机动态着舰仿真
    杨舒涵，陈仁良，叶毅
    2026,58(2):295-304, DOI: 10.16356/j.2097-6771.2026.02.005
    [摘要] (14) [HTML] (12) [PDF 3.04 M] (38)
    摘要：
    在考虑舰船艉流、大气紊流、舰船运动以及旋翼与甲板的地面效应对直升机动态着舰过程的操纵量和姿态影响基础上，本文提出了一种直升机动态着舰仿真方法。首先，建立了考虑舰船艉流与大气紊流影响的直升机动力学模型，并验证了其准确性。其次，基于微分平坦原理，将直升机动态着舰过程转换为轨迹生成问题，得到时间最优的直升机动态着舰轨迹。再次，设计了基于非线性动态逆的直升机动态着舰控制律，该控制律基于两层递进式的控制架构，结合了非线性动态逆解耦效果好、响应迅速的优势，与轨迹生成路径平滑且易于跟踪的特点。最后，以UH-60直升机和SFS2护卫舰为例进行动态着舰仿真，对比了有无风场两种情况下的仿真结果。结果表明：本文采用的轨迹生成方法能够快速更新，满足直升机动态着舰的实时性要求；设计的控制律能够有效控制误差，抵抗风场干扰；提出的直升机动态着舰方法能有效捕捉舰船艉流对直升机模型的影响，并有效模拟直升机动态着舰过程中的直升机操纵量和运动的时间历程。
  • 基于高阶谐波控制的共轴刚性旋翼减振技术研究
    魏武雷，余智豪，樊枫，赵金瑞
    2026,58(2):305-312, DOI: 10.16356/j.2097-6771.2026.02.006
    [摘要] (18) [HTML] (22) [PDF 2.31 M] (42)
    摘要：
    针对共轴直升机高速前飞时振动载荷较大的问题，本文研究了对共轴双旋翼施加高阶谐波控制（High-order harmonic control， HHC）进行减振主动控制。文中创新性地将经典中等变形梁桨叶结构动力学模型、含自由尾迹的旋翼非定常气动模型以及HHC主动控制模型深度耦合，建立了适用于共轴双旋翼的高阶谐波主动控制气弹综合分析模型。以XH-59A共轴双旋翼为分析对象，在模型验证有效的基础上，开展了上、下旋翼总距高阶谐波控制的幅值、相位等参数对桨毂垂向振动载荷的影响性分析。研究表明：共轴双旋翼桨毂减振效果随高阶谐波控制幅值增加呈先增大后减小规律，即在合适的幅值或相位下，高阶谐波控制能有效抑制桨毂垂向振动载荷；3阶和6阶谐波均可大幅降低相同阶次的桨毂垂向振动，最大降幅能达到90%，但对其他阶次的桨毂垂向振动影响有限。
  • 基于ANSYS/LS-DYNA的圆柱滚子轴承滚子偏摆特性研究
    马辰飞，侯祥颖，杨凯，张红，李政民卿
    2026,58(2):313-322, DOI: 10.16356/j.2097-6771.2026.02.007
    [摘要] (19) [HTML] (11) [PDF 3.10 M] (33)
    摘要：
    圆柱滚子轴承高速运转过程中，滚子与滚道的接触线和轴承旋转轴线之间存在一定的偏摆角度，这种滚子偏摆现象会使滚子与内外圈的接触线出现承载应力分布不均匀的问题，从而加剧滚子的局部磨损。本文针对目前滚子轴承滚子偏摆规律研究不足、滚子偏摆表征方法不明确等问题，以某航空圆柱滚子轴承为研究对象，基于显式动力学理论，采用LS-PREPOST建立仿真网格模型，通过ANSYS/LS-DYNA进行求解计算。在考虑轴承转速、载荷和保持架兜孔间隙下，开展了圆柱滚子轴承显式动力学有限元仿真分析。提出了一种滚子偏摆数据跟踪提取的方法，并通过试验测试验证了仿真的可行性。仿真结果表明：圆柱滚子偏摆角受径向载荷和轴承转速影响较大。随着载荷和转速的增加，滚子偏摆角度平均值和最大值均减小并且波动幅值呈现降低趋势。载荷由2 446 N增加到5 118 N时，滚子偏摆平均值减小了25.7%，最大值减小了18.3%。转速由5 225 r/min增加到20 900 r/min时，滚子偏摆平均值减小了21.06%，最大值减小了19.1%。相比于载荷和转速，保持架兜孔间隙对滚子偏摆具有显著影响。当兜孔间隙小于0.12 mm时，滚子运动空间受限导致滚子和保持架之间的碰撞变得剧烈，滚子出现剧烈偏摆波动；当兜孔间隙大于0.12 mm时，圆柱滚子偏摆最大值和平均值均增大，这种情况下会增大滚动轴承的振动。针对本文研究对象，选取轴承兜孔间隙在0.12 mm左右有利于降低滚子偏摆角度均值、最大值和波动幅值。
  • 直升机尾减速器机匣的疲劳寿命评估方法
    曹奔，刘星，王康，王巍，施雯，靳广虎
    2026,58(2):323-330, DOI: 10.16356/j.2097-6771.2026.02.008
    [摘要] (18) [HTML] (19) [PDF 1.28 M] (28)
    摘要：
    为提高直升机传动系统设计的可靠性，开展了某型直升机尾减速器机匣的疲劳寿命评估流程和方法研究。根据关重件疲劳寿命评估的流程，采用四参数疲劳寿命评估方法，研究了材料、构件的平均S-N曲线参数，以及基于缩减系数法的构件安全S-N曲线参数，并通过线性累积损伤法则给出了疲劳寿命的计算方法。根据尾减速器机匣全尺寸疲劳试验结果和实测载荷谱，以及尾减速器机匣应力的数值仿真分析，依据安全S-N曲线和Miner法则进行了尾减速器机匣寿命的评估。研究结果表明：尾减速器机匣关键部位均达到无限寿命设计要求。其中，尾减速器机匣部位2的疲劳动态应变值和安全疲劳极限较大。
  • 倾转旋翼机纵向一体化姿态控制律设计及鲁棒性分析
    陈国军，刘毅，张威
    2026,58(2):331-338, DOI: 10.16356/j.2097-6771.2026.02.009
    [摘要] (21) [HTML] (20) [PDF 1.72 M] (33)
    摘要：
    由于倾转旋翼机在飞行包线内需要进行直升机、过渡和固定翼3种模式的构型切换，不同构型下其动态特性存在较大差异，需针对不同构型设计控制律以保证在3种模式下均具有良好的控制效果。针对此问题建立了考虑质心移动的倾转旋翼机六自由度非线性模型，设计了结构形式一体化控制律，并针对过渡模式设计了归一化的权重系数。以纵向通道为例，数学仿真结果表明所设计的一体化控制律在3种模式下均达到了满意的控制精度，并且在模型不确定以及控制律参数偏移情况下均具有良好的鲁棒性。
  • 战斗机总体布置的边界设计与聚类分析
    左健巍，李军，祝中强，姚远
    2026,58(2):339-349, DOI: 10.16356/j.2097-6771.2026.02.010
    [摘要] (26) [HTML] (18) [PDF 1.91 M] (38)
    摘要：
    为量化战斗机总体布置设计过程并构造决策模型，提出了针对总体布置的边界设计与聚类分析方法。首先，提出了边界波动风险指标，通过将边界波动风险指标调整为非负，实现从初始舱位定义到细化舱位定义的更新。同时，根据边界波动风险由高到低的排序，可以筛选出p截强边界，定义了使用p截强边界构造p截强区域的方法。p截强区域可作为总体布置聚类过程中的类。然后，针对聚类分析的实现，提出了针对总体布置的基于朴素贝叶斯的聚类（Naive-Bayes-based clustering， NBC）方法和基于模糊层次分析法的聚类（Fuzzy analytic hierarchy process-based clustering， FAHPC）方法。NBC方法通过对设备进行特征识别，将各个特征进行编码后应用朴素贝叶斯分类器实现分类。FAHPC方法首先构造总体布置的指标体系，使用专家评分法确定各个指标相对于评语集的隶属度，然后使用模糊层次分析法确定准则层和指标层的权重，最后以归一化的综合评分结果作为隶属度来确定分类结果。工程算例验证了所提方法的可行性和实用性。
  • 起落架收放机构关节轴承磨损分析与试验研究
    王宁博，李福，鄢雨濛，梁涛涛，印寅
    2026,58(2):350-361, DOI: 10.16356/j.2097-6771.2026.02.011
    [摘要] (15) [HTML] (18) [PDF 4.85 M] (32)
    摘要：
    航空低速重载自润滑关节轴承作为起落架收放系统的核心运动部件，其动态性能与磨损特性直接决定了机构的可靠性。为检验关节轴承在某型起落架收放机构作动筒上的综合性能，本文建立了含间隙的收放机构动力学参数化模型及关节磨损模型，通过数值仿真预测衬垫磨损深度。然后开展关节轴承随起落架收放台架试验，并设计专用试验台架测试其空载启动力矩、衬垫磨损量及重载下摩擦力矩等关键性能参数。研究结果表明：所构建的磨损模型预测精度达95%以上；关节轴承在实际载荷谱作用下展现出良好的服役性能，在12 500次收放循环中均未出现异常磨损或卡滞现象，能够满足起落架收放机构的严苛使用要求。
  • 基于时域方法的风机叶片经典颤振分析
    盖玉新，康琬珩，李敏，陆豪
    2026,58(2):362-371, DOI: 10.16356/j.2097-6771.2026.02.012
    [摘要] (23) [HTML] (13) [PDF 2.39 M] (33)
    摘要：
    随着风力发电机装机容量的快速增长，风机叶片正朝着更大、更柔性的方向发展，因此体现出了更多潜在的结构问题，尤其是叶片颤振或失速等气动弹性问题。风机叶片结构损坏会导致重大经济损失，而颤振问题比一般结构振动更具破坏性，因此在叶片设计过程中必须慎重考虑。本文提出了一种用于叶片经典颤振分析的时域耦合求解方法，克服了传统频域方法对线性假设的依赖，可应用于非线性复杂叶片模型。该方法将改进的叶素动量（Blade element momentum， BEM）理论、Theodorsen非定常气动理论与计算结构动力学（Computational structural dynamics， CSD）相结合，为工程应用中的快速经典颤振预测提供了新工具。研究发现，该方法能以较低的计算成本提供可接受的计算精度。作为应用案例，本文采用所开发方法对NREL 5 MW风力机叶片的经典颤振特性进行了分析和讨论，并将结果与其他研究对比验证了本文方法的可靠性。此外，文中还讨论了不同研究项目中各种模型假设对结果的影响。
  • BD-YOLO：一个基于深度学习的航空发动机孔探图像叶片损伤检测模型
    徐超，王文哲，蒋增华，冷晟，王静秋
    2026,58(2):372-379, DOI: 10.16356/j.2097-6771.2026.02.013
    [摘要] (21) [HTML] (13) [PDF 2.78 M] (32)
    摘要：
    针对航空发动机孔探图像叶片损伤方向任意且细长损伤易引入过多背景干扰、导致定位精度下降的问题，本文提出一种基于改进You only look once version 8（YOLOv8）的旋转目标检测模型BD-YOLO。首先，设计融合跨阶段连接（Cross stage partial，CSP）与密集连接扩张卷积模块（Receptive field enhancement module，RFEM）的小目标检测跨阶段局部感受野增强模块（Cross stage partial receptive field enhancement module，CSRFEM），增强对细小损伤的特征提取能力。其次，在颈部网络引入改进的双向特征金字塔网络SimBiFPN，实现多尺度特征的高效融合。最后，在头部网络增设专用小目标检测头，提升小尺寸损伤的识别精度。实验结果表明，BD-YOLO的平均精度均值（Mean average precision，mAP）50、mAP75和mAP50~95分别达到98.6%、84.3%和63.3%，检测速度为34帧/s，能够实现叶片损伤的高精度实时检测。
  • 覆冰情况对压电振动除冰效果的影响研究
    张博涵，袁浪，王敬鑫，朱春玲
    2026,58(2):380-389, DOI: 10.16356/j.2097-6771.2026.02.014
    [摘要] (20) [HTML] (12) [PDF 3.51 M] (34)
    摘要：
    飞机飞行过程中可能遭遇不同的覆冰情况，为研究不同覆冰情况对压电除冰系统除冰效果的影响，采用有限元仿真与冷环境除冰实验相结合的方式，在超声频段内开展除冰频率、振源压电器件的材料选型，以及覆冰情况（结冰区域、分割形式、厚度）等参数变化对结构表面压电除冰效果的影响研究。结果表明：在本文压电陶瓷布局方式下，20.4 kHz激励频率具有最佳除冰效果，在90 s内能够完全除去结构表面覆冰；不同压电材料的除冰效果随振源压电材料的压电系数的增大而增强；改变不同的覆冰情况可以得出增加冰分割块数、改变覆冰面积（沿长度方向增大或沿宽度方向减小）以及减小结冰厚度都会使覆冰界面剪应力值增大，除冰频率也会随之偏移。
  • 结冰探测器安装位置优化与临界温度分析
    程梓康，王柳，张德新，冯佳昕，孙博，陈建业，谢军龙，曾腾辉
    2026,58(2):390-399, DOI: 10.16356/j.2097-6771.2026.02.015
    [摘要] (13) [HTML] (13) [PDF 5.69 M] (37)
    摘要：
    为预防机翼结冰引起的飞行事故需要在飞机表面安装结冰探测器，结冰探测器的安装位置对其能否有效工作十分重要。本文建立了综合考虑水滴遮蔽区和临界温度的结冰探测器安装位置研究方法，针对某机型开展了机头表面水滴及空气流场进行CFD数值模拟，研究了机头表面水滴遮蔽区高度以及临界温度，并综合考虑以上因素分析结冰探测器安装位置。结果表明：水滴遮蔽区高度分布沿机头轴向向远离机头方向逐渐增大，在机头前端上表面水滴遮蔽区高度较低，结冰探测器探头更易伸出水滴遮蔽区。机头临界温度普遍分布在-8.5~-6 ℃，在机头前端由于受到气流冲击的影响临界温度较低且变化明显，在机头中后部临界温度较高且变化较小，撞击水滴更易结冰。综合考虑水滴遮蔽区高度和临界温度的影响，针对该型号机头确定了其表面结冰探测器最佳安装位置横坐标X范围在6.0~10.5 m，纵坐标Y在-2.9~2.2 m。
  • 面向多边缘制造场景的动态协作粒子群优化任务卸载方法
    唐敦兵，董浩然，李东东，张泽群，袁星高
    2026,58(2):400-411, DOI: 10.16356/j.2097-6771.2026.02.016
    [摘要] (18) [HTML] (14) [PDF 2.68 M] (32)
    摘要：
    针对制造车间多边缘任务卸载过程中存在的资源分配不均、计算效率低下等问题，提出了一种基于动态协作粒子群优化（Dynamic collaborative particle swarm optimization， DCPSO）的多边缘任务卸载优化方法。首先，为提高初始解的质量以提升整体优化效率，设计了一种结合随机采样与适应度引导的贪心机制的混合初始化策略，实现解的多样性与质量的平衡。然后，为了增强算法在复杂空间中的探索能力，构建了一种动态子群协作更新机制，通过动态子群划分与自适应粒子更新，显著提升了收敛速度与子代解的质量。最后，进一步引入变异机制增强算法的局部搜索能力，提升算法跳出局部最优的能力。实验结果表明，与5种基线算法相比，DCPSO算法在收敛性、稳定性和敏感性方面均表现出显著优势。
  • 基于空中交通复杂性及航空器排放的航迹优化
    王红勇，兰雯
    2026,58(2):412-424, DOI: 10.16356/j.2097-6771.2026.02.017
    [摘要] (20) [HTML] (18) [PDF 3.84 M] (31)
    摘要：
    为解决现有航迹优化研究中在空域效率与环境效益协同优化方面存在的模型耦合不足、缺乏动态响应机制以及多污染物协同减排考虑不完善等问题，提出一种基于空域复杂度的动态航迹调整方法及污染物排放协同优化方法。首先，构建一个时空交互驱动的空中交通复杂度计算模型。其次，整合SAGE（System for assessing aviation’s global emissions）模型和改进指标模型，建立巡航阶段的多污染物排放计算体系，并设计一种改进的模拟退火遗传算法（Simulated annealing genetic algorithm， SAGA）。基于2023年6月某日数据的模拟实验表明，在不考虑空域限制及其他约束的理想情况下，通过调整26.18%的飞行高度，所提出的方法将NOX，CO，CO2，SO2和HC的排放量分别减少0.75%、0.14%、0.47%、0.48%和0.33%，并且每个时段的平均复杂度平均降低了19.82%。全天的总体平均复杂度也得以下降。该方法通过高度层的动态调整实现多目标协同，在保证飞行安全的同时显著提升了环境效益，为空中交通管制系统的绿色转型提供了技术支持。
  • 基于改进ARS方法的复飞程序多目标优化
    李亚飞，赵瑞
    2026,58(2):425-433, DOI: 10.16356/j.2097-6771.2026.02.018
    [摘要] (17) [HTML] (11) [PDF 2.19 M] (32)
    摘要：
    针对目前复飞模式所带来的突出的噪声影响与燃油消耗问题，选取天津滨海国际机场双跑道独立平行仪表进近模式作为研究场景，通过结合现有基于性能的导航（Performance-based navigation， PBN）程序及飞机性能参数，在保障运行安全与绿色发展的条件下开展程序优化研究。首先，基于前文优化后的PBN进近程序重新设定复飞参数。其次，采用改进的ARS（Aircraft reinjection system）智能方法对现有复飞程序进行优化，期间考虑复杂的飞机序列与运行速度变化等情况，以规划三维Dubins路径作为新复飞程序。最后，从噪声、油耗、安全间隔的多维评估角度，对新程序的优化效果进行评估和验证。结果表明，新程序在保障飞行安全的前提下，可最大限度降低复飞阶段的噪声影响与燃油消耗，提升运行效率；对比优化前后的噪声影响范围、燃油消耗、运行距离及时间，优化效果显著，且优化后程序符合运行安全标准。
  • 基于凸差分的无人机分簇融合协同定位算法
    彭珍妮，杨歆童，樊瑞
    2026,58(2):434-440, DOI: 10.16356/j.2097-6771.2026.02.019
    [摘要] (20) [HTML] (11) [PDF 1.24 M] (36)
    摘要：
    针对无人机集群定位精度要求高的问题，提出了一种基于凸差分（Difference-of-convex， DC ）的无人机分簇融合协同定位算法。首先建立了基于位置信息的协同定位数学模型，然后按照凸优化算法结构，将非凸约束转化为差分形式目标函数，提升位置信息解的精度。接着为优化迭代过程利用多维尺度分析（Multi-dimensional scaling， MDS）方法提供初始位置估计，并将初始化过程加入每轮簇内定位过程。进而分析带有测距误差情况下的定位算法，利用最大似然估计改写目标函数，减小定位误差完成位置估计。随后提出了分簇融合方法，借助公共结点和Procrustes分析算法实现全局定位。通过仿真实验测量算法定位误差，与常见定位算法进行比较验证算法有效性。结果表明，所提出的算法具有定位精度高、适合多无人机网络的特点，能有效提高无人机集群定位性能。
  • 基于模态辨识与PSO优化的挠性航天器模糊自适应控制
    张隆，郁丰
    2026,58(2):441-448, DOI: 10.16356/j.2097-6771.2026.02.020
    [摘要] (15) [HTML] (15) [PDF 3.26 M] (38)
    摘要：
    大型挠性航天器所携带的挠性附件在空间环境中容易产生低频振动，通过结构耦合对航天器姿态稳定性产生影响。本文提出将加速度信号映射至模态空间进行模态辨识的方法，并使用基于辨识结果与粒子群优化（Particle swarm optimization ，PSO）的模糊自适应控制方法用于低频挠性航天器的振动抑制。最后，通过仿真实验表明，所提辨识方法可有效降低模态混叠给辨识带来的影响，辨识误差均在2%以内；控制方法能够大幅削减模态振动，第一阶模态振动幅度衰减达70%，第二阶模态振动幅度衰减达50%，且系统调节的响应速度提升65%。
  • 基于姿态约束的3D人体网格细化算法
    朱炜，吉根林，王泽宇，李宁
    2026,58(2):449-456, DOI: 10.16356/j.2097-6771.2026.02.021
    [摘要] (4) [HTML] (13) [PDF 825.75 K] (31)
    摘要：
    3D人体网格恢复（Human mesh recovery，HMR）在虚拟现实、增强现实、自动驾驶和运动科学等领域具有广泛应用前景。然而，现有方法面临着3D模型与2D关键点无法精确对齐的问题，且在恢复过程中常忽视人体固有的对称性和比例约束，导致恢复的3D人体网格模型不符合人体基本特征。本文提出了一种基于姿态约束的人体网格细化（Pose-constrained human mesh refinement，PC-HMR）算法，通过多维约束融合策略优化形状参数和姿态参数。在形状参数优化方面，引入人体对称性特征和骨骼比例约束；在姿态参数优化方面，设计了一种多算法融合的姿态约束建模框架，通过系统性整合多种互补算法来替代传统的乘法路径选择机制。为了评估本文方法的有效性，在3DPW和Human3.6M两个标准数据集上进行了实验。实验结果表明，相比现有最优方法，PC-HMR综合性能更优。消融实验进一步验证了各模块对算法性能的影响。
  • 基于双通道粒计算的深度多视图聚类方法
    蔡超越，马星如，郭静，胡鑫，鞠恒荣，丁卫平
    2026,58(2):457-470, DOI: 10.16356/j.2097-6771.2026.02.022
    [摘要] (4) [HTML] (18) [PDF 4.65 M] (34)
    摘要：
    针对不同视图间存在质量差异、边界样本处理困难及局部语义结构不一致等问题，本文提出了一种基于双通道粒计算的深度多视图聚类方法。通过双通道特征融合模块，利用全局平均池化通道与全局最大池化通道分别获取视图的整体语义与显著判别特征，并融合生成增强特征。同时引入双通道对比学习策略，分别在样本级特征空间和局部模糊粒球结构进行对比学习，模糊粒球级对比学习分为粒球内部模糊粒球对比学习和跨视图模糊粒球对比学习，前者在优化聚类边界的同时使得粒球内部正样本更加靠近，后者可以确保不同视图学习到一致的粒球结构。此外，本文引入了视图自适应注意力权重分配机制，提升高质量视图在聚类中的主导作用。在8个公开的多视图数据集上验证了本文方法的有效性。结果表明，本方法和现有的MFLVC，SCMVC等多视图聚类方法相比，提高了聚类的准确性。
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    低展弦比微型轴流涡轮弯叶片设计
    谢婕 夏晨 张远森 等
    2015,47(1):160-166, DOI: 10.16356/j.1005-2615.2015.01.023
    [摘要] (6155) [HTML] (0) [PDF 4.62 M] (14400)
    摘要：
    针对微型轴流涡轮机面临的低展弦比、低雷诺数导致效率降低的问题，以某型200 kW微型燃气轴流涡轮发电机高压涡轮为研究对象，采用数值模拟方法开展了低展弦比下微型弯曲轴流涡轮叶片设计技术研究。对展弦比为0.88的涡轮静叶，分析对比了正弯和J型弯静叶对微型涡轮流场的影响，结果显示：正弯静叶顶部出口气流角较大，造成下游动叶叶尖泄漏损失增大，整体效率下降;而J型弯方案抑制了下游动叶叶背中径的流动分离，整体性能较原型有所提升。然后，研究了J型静叶弯高和弯角对涡轮性能的影响规律，结果表明：采用大弯高小弯角设计的J型静叶提高了静叶根部通流能力，同时合理分配了静叶通道内的负荷以及出口气流方向，对涡轮级流场的改善效果更佳。J型静叶弯高为1、弯角为+5°时，级效率达到0.852，流量为1.205 kg/s，较原型分别提高了0.77%和0.96%。
    酚醛树脂热解产物高温燃烧详细化学反应机理简化
    王丽燕, 王振峰, 陈伟华, 檀妹静, 袁野, 纪兵兵
    2020,52(1):131-141, DOI: 10.16356/j.1005-2615.2020.01.017
    [摘要] (3656) [HTML] (3368) [PDF 3.14 M] (11307)
    摘要：
    针对流动/酚醛树脂热解产物燃烧耦合数值模拟过程中使用详细化学反应机理带来的数值刚性问题，以保证计算精度要求，对酚醛树脂热解产物详细化学反应动力学模型进行简化研究。选取Chemkin-Pro中的良搅拌反应模型，对由53种组分325个基元反应组成的甲烷掺氢气详细化学反应动力学机理进行了敏感性分析和生产速率分析，得到包含15种组分15个基元反应的简化机理。结果表明：简化化学动力学模型能充分地再现详细基元反应模型的反应机理的主要特征，大幅缩短计算时间，进而用于高超声速条件下酚醛树脂热解产物引射及其对边界层扰动的计算流体动力学(Computational fluid dynamics，CFD)中。
    多电飞机电力系统及其关键技术
    张卓然，许彦武，姚一鸣，于立，严仰光
    2022,54(5):969-984, DOI: 10.16356/j.1005-2615.2022.05.021
    [摘要] (3657) [HTML] (4204) [PDF 6.24 M] (10479)
    摘要：
    多电飞机将机载二次能源逐步统一为电能，有效提高了飞机的燃油经济性、可靠性和维护性，已成为航空科技发展的重要方向。作为机载二次能源系统的核心，电力系统在多电飞机发展过程中起到了关键支撑作用。电力系统及其关键技术的创新发展是实现飞机综合性能提升和全局优化的必要基础。本文从多电飞机的基本概念与特点出发，分析对比了典型多电飞机的电力系统架构，在此基础上系统地总结了支撑多电飞机电力系统发展的关键技术，讨论了未来多电飞机电力系统高压、直流和智能化的发展趋势。
    飞机电气化背景下的先进航空电机系统
    张卓然于立 李进才 陆嘉伟
    2017,49(5):622-634, DOI: 10.16356/j.1005-2615.2017.05.005
    [摘要] (8231) [HTML] (6692) [PDF 5.40 M] (10170)
    摘要：
    多电/全电飞机将机载二次能源逐步统一为电能，电推进飞机进一步将电能用于飞行动力源，飞机电气化被认为是飞机机电系统与动力系统融合的重大革新，已经成为航空技术发展的重要方向。航空电机系统是支撑飞机电气化的重要基础。文中介绍了飞机电气化的基本概念和发展现状，阐述了电气化对飞机电源与用电设备的重要影响，重点论述了航空电机系统对飞机电气化发展的重要性及其面临的研究机遇与挑战。基于此，系统分析了适应飞机电气化发展需求的先进航空发电机与电动机系统，并进一步总结了支撑先进电机系统发展的关键技术，包括新型电工材料与器件、冷却技术、多物理场耦合分析方法与集成化综合设计理念。
    一种低耦合高精度六维力传感器设计及应用
    宋逸，段晋军，相立峰，李晨，姚举禄，戴振东
    2022,54(3):473-480, DOI: 10.16356/j.1005-2615.2022.03.014
    [摘要] (3718) [HTML] (2805) [PDF 3.70 M] (10011)
    摘要：
    多维力传感技术是工业智能化发展重要支撑技术之一。本文研制了一种中等量程的轮辐构型的电阻应变式六维力传感器，其量程为：切向力±300 N、法向力±600 N、力矩±25 N·m。传感器外圈和中心台通过4组特设的应变梁连接。每组应变梁包括一对处于两侧的“L”形梁及一根居中的扁平梁，能够从结构上降低维间耦合。进一步通过贴片及组桥方案设计从理论上消除了各方向间的耦合。静态标定结果表明，该传感器的维间耦合小于1%、测量精度不低于1‰、过载系数超过300%、非线性度低于0.3%。瞬态冲击法动态测试表明，该传感器具有较好的动态性能。本文将该六维力传感器用于机械臂抛光打磨过程的力学测量和反馈控制，取得了优异的效果，证实了传感器的可用性和优越性。该传感器将促进中国六维力测试技术发展、助力现代工业智能化进程。
    真空绝热板技术的研究现状及发展趋势
    陈照峰 张俊雄 王伟伟 沙李丽 胡雅 沈胜 李承东 叶信立
    2017,49(1):1-16, DOI: 10.16356/j.1005-2615.2017.01.001
    [摘要] (9114) [HTML] (9098) [PDF 2.86 M] (9977)
    摘要：
    首先概述了真空绝热板（Vacuum insulation panel，VIP）芯材、阻隔膜和吸气剂的研究现状，分析了不同芯材、阻隔膜和吸气剂对VIP的绝热性能和使用寿命的影响，并基于VIP的应用要求提出了适用于建筑用VIP的最佳结构，即多层金属（或氧化物）树脂复合阻隔膜包覆超混杂复合芯材和碳基氧化物复合吸气剂的VIP。该VIP不仅具有低热桥、阻气阻氧性能好的优点，还具备耐压、耐折、回弹性低、抗刺穿和耐老化的优良特性，充分发挥了纤维型VIP和颗粒型VIP的优点，同时完美结合了纳米涂层与树脂膜的优势，克服了颗粒型VIP易溃散、纤维型VIP易回弹、金属镀层缺陷大和树脂膜易刺穿的缺点。此外，碳基氧化物复合吸气剂的抗热辐射性能良好，可进一步提高VIP的绝热能力。最后指出研究和开发高性能、低成本的VIP将是未来研究工作的发展方向。
    基于小波变换和神经网络的直升机旋翼不平衡故障诊断方法
    徐永勤 高亚东 李清龙
    2017,49(2):212-218, DOI: 10.16356/j.1005-2615.2017.02.010
    [摘要] (5281) [HTML] (5392) [PDF 807.81 K] (9869)
    摘要：
    依据直升机旋翼不平衡故障空间与多点机体振动空间存在一对一映射关系的理论，采用某旋翼试验台设置桨距不平衡、质量不平衡以及后缘调整片不平衡的方法获取试验数据。利用小波变换和神经网络处理直升机机体振动信号,并对直升机旋翼单故障和复合故障进行诊断。最终实现了一种利用小波变换处理机体振动信号诊断旋翼不平衡故障的方法。
    变体飞行器LPV建模与鲁棒增益调度控制
    殷 明，陆宇平，何 真
    2013,45(2), DOI:
    [摘要] (7212) [HTML] (0) [PDF 407.82 K] (9574)
    摘要：
    阻力伞拉直过程的影响因素分析
    王从磊，孙建红，俞东明
    2013,45(2), DOI:
    [摘要] (7211) [HTML] (0) [PDF 414.81 K] (9437)
    摘要：
    涡轴发动机发展与技术趋势
    葛宁
    2018,50(2):145-156, DOI: 10.16356/j.1005-2615.2018.02.001
    [摘要] (6160) [HTML] (11114) [PDF 1.76 M] (9058)
    摘要：
    首先，对美国20世纪70年代以来各时期涡轴发动机发展规划及其性能演变过程进行了梳理，并分析了不同循环类型及循环参数的选择，进行了性能统计分析。然后，介绍了直升机/发动机一体化设计理论的基础与方法。最后本文提出新一代超低排放涡轴发动机的概念，指出降低总耗油量的同时提高功重比，才能实现超低排放。
    航空发动机齿轮减速器振动噪声机理及其辐射噪声预测方法
    丁文强 吴玉萍 魏巍 谢俊岭
    2016,48(6):789-795, DOI:
    [摘要] (4874) [HTML] (6190) [PDF 2.95 M] (9038)
    摘要：
    航空发动机减速器齿轮箱的振动与噪声问题已经成为影响其传动系统可靠性、寿命和工作环境的关键因素。本文对减速器齿轮箱系统的振动噪声机理进行了分析与总结，确定其主要来源及传递路径，为设计阶段的各主要影响参数的选择提供依据。同时给出了一种比较实用的减速器齿轮箱辐射噪声的预测方法，可实现齿轮箱的噪声水平的评估和相应的齿轮箱结构薄弱部位定位，为结构优化提供依据。
    中国深空探测现状及持续发展趋势
    孙泽洲，孟林智
    2015,47(6):785-791, DOI:
    [摘要] (8482) [HTML] (0) [PDF 1.55 M] (8973)
    摘要：
    简要介绍了国外深空探测发展态势和内涵，剖析了中国深空探测取得的成功经验与主要差距。然后重点结合中国发展现状和现实需求，提出了中国深空探测后续发展目标，梳理出后续任务需提前开展研究的核心技术。最后对中国深空探测的持续发展提出了建议。
    航空发动机燃烧室湍流两相燃烧模型发展现状
    金捷 刘邓欢
    2016,48(3):303-309, DOI:
    [摘要] (7411) [HTML] (6643) [PDF 904.84 K] (8935)
    摘要：
    随着计算机、计算机辅助制造等技术的发展，数值模拟逐渐成为航空发动机设计手段之一。航空发动机燃烧室内是复杂的两相湍流燃烧过程，为了准确模拟这一过程，高精度两相湍流燃烧模型组成为航空发动机燃烧室设计师 必要的工具。本文从两相湍流数值模拟角度出发，对概率密度函数输运方程模型、火焰面模型和二阶矩模型这3种常用的燃烧模型的发展现状进行简要综述。
    冲压空气涡轮释放过程运动学分析
    马智勇，邓健，周光明
    2020,52(3):499-506, DOI: 10.16356/j.1005-2615.2020.03.020
    [摘要] (2542) [HTML] (2047) [PDF 1.09 M] (8883)
    摘要：
    冲压空气涡轮作为飞机上的应急能源，能在出现紧急情况时提供电能，保证飞机上电传操控和电子设备的正常工作。本文以冲压空气涡轮为研究对象，基于机械运动原理对系统模型进行了简化，基于刚体假设，结合MATLAB软件从理论上研究结构在释放过程中的运动学问题。给出了冲压空气涡轮系统释放过程中各个关节空间位置的理论求解方法，得到了关节在空间中的运动轨迹和对应的速度时间曲线、加速度时间曲线，结果表明：冲压空 气涡轮系统的释放过程在1 s以内，释放速度较快，且各关节在释放初始阶段速度、加速度响应较大。本文的工作可为后期不同冲压空气涡轮系统构型的初步设计提供理论依据，指导冲压空气涡轮释放的仿真计算和试验。
    硬质合金与结构钢钎焊结构低温力学性能试验
    高泽，刘博，郑立彦，王国欣，莫桂冬，孙启臣
    2022,54(3):404-410, DOI: 10.16356/j.1005-2615.2022.03.006
    [摘要] (2661) [HTML] (2118) [PDF 1.47 M] (8804)
    摘要：
    针对航天器产品恶劣工况对材料及连接方式高抗拉、抗剪强度力学性能的需求，设计试验验证了深低温至高温环境下真空钎焊与火焰钎焊试样拉伸与剪切性能：真空钎焊在-233 ℃条件下抗拉强度可达536 MPa、剪切强度可达260 MPa、-150 ℃时剪切强度300 MPa、常温剪切强度212 MPa，低温下剪切强度值更高且皆优于火焰钎焊对应温度下试样的结果。同时研究了真空钎焊工艺对合金钢40CrNiMoA材料性能的影响，真空钎焊工艺加工过程使材料本身抗拉强度下降约38%，表面硬度值下降约25%。并测量了真空钎焊试样200 ℃高温条件下抗拉强度为804 MPa，剪切强度为239 MPa。通过试验研究了不同焊接工艺对结构焊接后力学性能的影响，该试验结果对后续航天器结构设计工作具有一定的指导作用。
    航空公司短期航班计划编排模型及算法
    张海峰 胡明华
    2015,47(4):553-558, DOI:
    [摘要] (4779) [HTML] (154) [PDF 487.36 K] (8721)
    摘要：
    航班计划编排的实质是对航空公司各种生产要素的优化配置，其优化程度直接影响航空 公司市场竞争能力。目前，航空公司在编排短期航班计划时过多地考虑了市场竞争，而忽略 了航班延误。文中兼顾市场竞争与航班延误控制，将航班延误控制纳入短期航班计划的编排 过程中。通过分析独立延误与波及延误特点，建立基于延误控制的短期航班计划编排模 型，并采用贪婪随机自适应搜索过程(Greedy randomized adaptive search procedure,GRA SP)算法对模型进行求解。最后，通过实例分析验证了所提方法的有效性。
    旋转爆轰发动机的研究进展
    王宇辉 何修杰
    2017,49(3):325-339, DOI: 10.16356/j.1005-2615.2017.03.005
    [摘要] (3906) [HTML] (6510) [PDF 5.91 M] (8606)
    摘要：
    理论上爆轰熵增较小，旋转爆轰发动机比常规的爆燃发动机具有更高的热效率和比冲。文中对旋转爆轰发动机的燃烧室结构、爆轰方式、推进性能、热测量和不稳定性等方面进行了研究。结果表明该发动机的实验和数值模拟研究在国内外已经大量开展，但实验数据不够全面，测量手段有限;而爆轰波自身特性给发动机可靠性设计提出苛刻要求，因此旋转爆轰发动机的应用还有待进一步研究和发展。最后，文中总结了旋转爆轰发动机面临的挑战,并指出该发动机在火焰稳定器和磁流体动力发电方面有一定的应用前景。
    一种稳定的浸没边界-格子波尔兹曼方法
    2013,45(3), DOI:
    [摘要] (3610) [HTML] (0) [PDF 579.02 K] (8546)
    摘要：
    独立桨叶高阶谐波变距对旋翼垂向载荷的影响分析
    徐海 王华明 杨仁国
    2016,48(2):200-204, DOI:
    [摘要] (5144) [HTML] (5186) [PDF 793.15 K] (8487)
    摘要：
    为了研究桨叶高阶谐波变距对桨毂垂向载荷的影响，建立了基于独立桨叶控制技术的桨毂垂向载荷模型。假设桨叶刚体挥舞，采用Leishman-Beddoes（L-B）非定常气动力模型和Glauert入流模型计算旋翼气动力，求解桨叶挥舞动力学方程，计算桨毂垂向载荷。分析桨叶施加2Ω,3Ω阶变距谐波后桨毂垂向载荷的变化，总结高阶变距谐波幅值、相位对桨毂垂向振动载荷的影响规律。结果表明独立桨叶控制能有效降低直升机桨毂垂向振动载荷。
    圆柱相控阵天线的功率分级和极化控制
    2013,45(3), DOI:
    [摘要] (3621) [HTML] (0) [PDF 874.39 K] (8177)
    摘要：

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