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本研究圍繞兩種40°后緣對齊基準構型的無人作戰飛行器（UCAV）平面布局展開。第一種構型采用中等前/后緣后掠角（Λ=40°），第二種則為高后掠構型（前緣Λ=60°，后緣Λ=40°）。研究目標包括：預測兩種飛翼布局氣動性能（尤其最大升力特性）；通過在飛翼外側段設置前緣與弦向縫翼控制流動，分析粘性流場演化以優化操縱面效能。

第一部分采用無粘渦格法（VLM）、歐拉方程及粘性CFD雷諾平均納維-斯托克斯方程（RANS）方法進行驗證。計算結果與風洞實驗數據吻合良好：VLM預測升力與俯仰力矩隨迎角呈線性變化，但誘導阻力預測顯著偏低；RANS與歐拉方程結果與實驗高度一致。

第二部分提出一種弦向縫翼創新優化設計方案，應用于高后掠UCAV構型以提升后緣操縱面升力。增強操縱面氣流可顯著改善中高迎角下的飛行器橫向控制能力。研究識別弦向縫腔四維優化參數：位置、寬度、長度及縫腔軌跡與自由流夾角（相對于飛行器后緣測量）。通過CFD優化結果與基準構型及實驗數據對比，證實弦向縫翼構型可提升操縱面質量流量，進而提高升力。前緣縫翼方案雖能改善低迎角流控效果，但對中高迎角高后掠UCAV構型效能有限。

當代無人作戰飛行器（UCAV）技術驗證機的氣動與隱身設計特征

當前無人作戰飛行器（UCAV）技術驗證機普遍采用飛翼式邊緣對齊構型以降低雷達散射截面積（RCS）。對于設計巡航于高亞音速馬赫數的飛行器而言，此類布局的翼面后掠角在氣動性能上并非最優選擇（Schütte, Hummel & Hitzel, 2012；Barnard & Philpott, 2010）。此類構型的大后掠前緣在中高迎角下易誘發分離渦流，雖能增強升力生成，但會導致翼面外側段產生顯著的橫向流動（Gudmundsson, 2014a；Shevell, 1989；Barnard & Philpott, 2010；Bertin, 2002；Kerstin, Andreas & Martin, 2012；Frink, Tormalm & Schmidt, 2012；Kermode, 2012）。翼面外側段的橫向流動分離成為制約前緣渦流高升力效能開發的關鍵因素，同時還會對中高迎角下的飛行器穩定性與控制能力產生負面影響，并在迎角接近失速時引發機鼻上仰力矩（Gudmundsson, 2014a；Barnard & Philpott, 2010；Shevell, 1989；Robert et al., 2007）。為解決這些問題，本研究首次在飛翼構型上應用前緣縫翼與弦向縫腔創新設計，通過最大化操縱面升力實現流動控制。需指出，前緣縫翼雖曾用于低后掠翼提升升力，但據文獻考證尚未被應用于高后掠飛翼構型的操縱面性能優化；弦向縫腔在飛翼構型被動流動控制中的應用亦屬研究空白，構成該研究的創新維度。

未來UCAV需兼具高機動性與低可探測性以確保在敵對防空環境中生存。圖1.1展示了不同隱身設計的現代飛翼UCAV構型，其幾何特征主要基于隱身需求進行優化（Barnard & Philpott, 2010；Bertin, 2002）。由圖可見，飛翼構型前/后緣設計與現役飛行器存在顯著差異，且因缺乏傳統穩定面及相關操縱面，在純粹形態下面臨固有穩定性與控制難題（Schütte et al., 2012；Lee, 2014；Kermode, 2012；Barnard & Philpott, 2010）。受雷達散射截面積（RCS）特征與重量限制，前/后緣需以40°至60°的共面角對齊，形成介于純三角翼、菱形翼與Lambda翼間的氣動布局（Tianyuan & Xiongqing, 2009；Schütte et al., 2012）。

后掠翼無人機的氣動挑戰與流動控制創新方案

后掠翼飛行器具備高速低阻的優良特性，且能通過前緣渦流效應在高攻角下持續產生升力。前緣渦流作為后掠翼氣動布局的核心要素，為高攻角飛行控制提供升力支撐（J.D. Anderson, 2010；Houghton & Carpenter, 2003；Wilson & Lovell, 1947；Hummel & Srinivasan, 1967）。然而，隨著攻角增大，前緣渦流會逐漸分離并向翼面外側段遷移，這種遷移強度隨攻角提升而加劇（Frink et al., 2012；Kerstin et al., 2012；Barnard & Philpott, 2010）。由此導致的后緣操縱面分離流環境嚴重削弱滾轉控制效能，使得前緣渦流生成的高升力無法有效轉化為中高攻角下的飛行器橫向控制力。此外，當攻角接近失速時，飛行器還會經歷劇烈的機鼻上仰力矩（Gudmundsson, 2014a；Kermode, 2012）。

現有研究聚焦前緣襟翼、導流板、鴨翼與翼刀等被動流動控制技術以緩解上述問題（Buchholz & Tso, 2000；D. F. Anderson, 2000；Kermode, 2012；Gudmundsson, 2014b）。但這些技術受制于雷達散射截面積（RCS）約束，無法應用于典型飛翼構型——前緣襟翼、導流板與垂直翼刀會顯著惡化隱身特征（Schütte et al., 2012；Barnard & Philpott, 2010）。為此，本研究首次在飛翼構型上采用前緣縫翼與橫向縫槽替代方案，通過優化中高攻角下操縱面升力實現流動控制。平滑增強的操縱面氣流可維持飛行器在中高攻角下的有效滾轉控制（Shevell, 1989）。需特別指出，所研究縫槽與機翼表面齊平，相較于傳統流動控制技術對RCS特征的影響微乎其微。

基于高低精度CFD技術的無人機氣動性能研究及縫槽優化設計

本研究聚焦兩大核心目標：其一，通過高、低精度計算流體力學（CFD）技術，深化對兩種低可探測性無人作戰飛行器（UCAV）流場特性的認知，并精準預測其高升力性能。飛行器的高升力性能直接影響重量與穩定性，因此精確預測至關重要。其二，探究機翼弦向縫槽能否提升高攻角下控制面偏轉時的升力系數，利用前緣與弦向縫槽抑制翼面外側段橫向流動發展，最終開發一種通過縫槽優化控制面性能的創新設計。

為實現第一目標，研究在低速風洞中測量氣動力/力矩隨攻角變化規律，并將結果與自主開發及商業CFD軟件（基于歐拉方程、雷諾平均納維-斯托克斯方程（RANS））以及低精度渦格法（VLM）進行對比。評估飛行器縱向與橫向穩定性，揭示導致非線性特性的流場成因。通過無粘與粘性流場計算研究，解析高升力特性預測能力，并分析UCAV構型外側段粘性流動演化。采用流線可視化技術呈現后掠翼上表面流場特征，開展網格細化研究以考察分辨率對計算結果的影響，同時對湍流模型、邊界條件及求解器進行參數研究，探究不同計算策略對飛翼構型解算的影響。

為實現第二目標，針對帶縫槽機翼開展流動控制計算研究，將結果與基準構型對比并通過實驗驗證。選擇前緣與弦向縫槽方案因其與翼面齊平，預期對雷達散射截面積（RCS）影響極小。采用數值優化方法開發弦向縫槽創新設計，應用于高后掠UCAV構型以最大化后緣控制面效能。通過測量優化構型后緣法向質量流量并與基準構型對比，證實優化設計的有效性。

論文架構與章節概要

本論文第二章涵蓋無人作戰飛行器（UCAV）飛翼構型的背景與文獻綜述，包括飛翼基礎氣動原理概述、現行流動控制技術及其雷達散射截面積（RCS）特征限制分析。同時探討現代UCAV作戰定位，以及解決飛翼氣動問題的計算空氣動力學方法體系，闡述非線性與線性計算理論框架，并簡介數值優化及其算法。最后對后掠翼相關研究進行批判性綜述與歷史成果總結。

第三章闡述研究采用的方法論，詳細描述用于分析基準UCAV構型的實驗與計算手段，并列出實驗與計算研究的關鍵參數。

第四章深入對比分析中等后掠與高后掠基準UCAV構型，探究線性與非線性方法預測飛翼高升力特性與渦結構的能力，結合表面流線可視化技術解析飛翼外側段粘性流動演化規律。

第五章重點研究中等前緣后掠構型的預測與穩定性，通過計算與實驗對比評估UCAV俯仰與偏航特性，并基于雷諾平均納維-斯托克斯方程（RANS）計算對比控制面偏轉構型與基準構型，量化后緣控制面效能。

第六章聚焦前緣與弦向縫槽的被動流動控制研究，將帶縫槽構型的計算結果與基準構型及實驗數據對比驗證，同時通過計算分析論證弦向縫槽對控制面偏轉升力的提升作用。

第七章提出基于數值優化方法的弦向縫槽創新設計方案，計算優化構型后緣質量流量并與基準構型對比，通過實驗驗證優化結果的可靠性。

第八章總結研究成果并提出未來研究方向。

本論文闡述了一種新型無人機（UAV）飛行控制器FARN的功能原理，該控制器專需高精度可靠導航的任務場景而設計。通過融合低成本慣性傳感器、超寬帶（UWB）無線電測距以及全球導航衛星系統（GNSS）原始觀測值與載波相位數據，系統實現了所需精度要求。該飛行控制器基于兩項科研項目的任務需求開發，并在實際環境中完成驗證。

FARN集成GNSS羅盤功能，可在地磁羅盤不可靠環境下實現精確航向估計。該技術通過融合雙GNSS接收機原始觀測數據與實時姿態解算能力，使得在ROBEX項目北極科考任務中，即便地球磁場水平分量微弱仍能保障無人機可靠運行。

此外，FARN支持多無人機厘米級實時相對定位，既實現蜂群內精準機動飛行，也支持多機協同作業——包括目標協同或物理耦合任務。結合MIDRAS項目，開發了雙機協同防御系統：兩架無人機通過協調動作操控懸掛網具，實現空中危險目標捕獲。

本研究涵蓋無人機研發的理論與實踐層面，重點涉及信號處理、制導控制、電氣工程、機器人學、計算機科學及嵌入式系統編程等領域。同時為后續無人機研究提供系統性參考框架。

研究工作詳細建模并描述了無人機平臺構型、推進系統、電子設備架構及傳感器配置。建立姿態表征數學規范后，重點闡釋飛行控制核心——嵌入式自運動估計框架及控制架構原理。基于基礎GNSS導航算法，推導出進階載波相位處理技術及其與自運動估計的耦合機制。系統闡述各模塊實施細節與優化策略，并在兩項科研項目中完成部署驗證。通過系統性能的批判性評估，明確現有技術邊界并提出改進方向。

美國空軍無處不在的一套任務是在高附帶環境下從空中平臺攻擊民用環境中的軍事目標。概述戰術條令的《聯合出版物 3-60》將其定義為 “發現、固定、跟蹤、瞄準、攻擊、評估” （F2T2EA）“殺傷鏈”。前三個階段（F2T）代表情報、監視和偵察（ISR），必須在與目標交戰前完成。MQ-9 “死神 ”是一種遙控飛機（RPA），它已成為任務集中的一項重要資產。

RPA ISR 行動的一個限制因素是，如果指揮鏈路被切斷，就會失去目標軌跡。RPA 要在沒有指揮鏈路的情況下有效執行 ISR 任務，就需要具備自主 F2T 目標的能力。自動查找、固定和跟蹤 (AFFTRAC) 就是為幫助解決這一問題而開發的。雖然算法組件并不新穎，但創建并集成到概念驗證戰術自動駕駛儀中卻很新穎。單目立體視覺用于處理軌道期間獲取的連續圖像，以生成原始結構的部分結構點云。然后，利用該部分結構點云生成飛機停留區域的密度。一種簡單的貪婪算法利用這一滯留區域密度生成飛機轉彎指令，以近似于戰術 ISR 滯留。其結果是，現有 MQ-9 傳感器的圖像被用來提供指令引導，以自主保持對目標的視線。

通過加權分類準確性對保持區域密度的生成進行評分。模擬中 55% 的準確率足以保證保持正確。飛行測試中 38% 的得分不足可能是由于部分結構點云的旋轉誤差造成的。生成的轉彎指令正確率為 94%。然而，次優指令并沒有引導飛機攔截停機區域密度的中間部分，從而產生了振蕩飛行路徑。在模擬飛行中，AFFTRAC 有 87% 的時間停留在保持區域內，但在飛行測試中，由于較高的空速和較低的指令延遲，只有 45% 的時間停留在保持區域內，這使得振蕩飛行路徑更加惡化。在模擬飛行中，AFFTRAC 有 96% 的時間與目標保持視線一致，而在飛行測試中則為 100%。這優于 360 度恒定保持的 82% 和 MQ-9 飛行員的 96%。總體而言，AFFTRAC 是一個很有前途的戰術自動駕駛儀初始框架，但還需要進一步開發，使組件算法更加成熟。

本論文的結構遵循典型的順序。但是，必須牢記有兩種模式：模擬和飛行測試。在論文的正常進程中，這兩個部分將并行處理。第 2 章包括文獻和理論綜述。本章需要學術讀者特別注意，因為其中提出的許多操作概念對理解至關重要。一些設計選擇源自這些操作范式。第 3 章詳細介紹了模擬和現實世界實例的方法。該章按這兩個領域的組成部分進行了細分。第 4 章討論結果并評估其性能。第 5 章包含模擬和測試之間的定性比較、總體結論以及對后續工作的具體建議。

《水下航行器：設計與應用》首先探討了自適應卡爾曼濾波算法在高速自主水下航行器（AUV）動態估算中的應用。

作者研究了在低慣性水下航行器上實施的不同控制方案的性能，包括非基于模型、基于模型和基于自適應模型的控制方案，用于三維螺旋軌跡跟蹤。

考慮到水下航行器使用傳感器檢測到任意形狀和非凸面障礙物的情況，介紹了在三維環境中避免碰撞的控制法則。

采用過程噪聲協方差校正（Q-適應）的漸變卡爾曼濾波器（AFKF）估算 AUV 動態。

第 1 章中提出的方法基于傳統 KF 算法的適應方案，通過引入單個或多個衰減因子來檢測和修正噪聲協方差的變化。盡管系統存在不確定性，但所提出的 AFKF 算法仍能提供精確的估計結果。所提出的 AFKF 算法簡單實用，計算負擔不重。這些特點使得所介紹的 AFKF 算法在為高速 AUV 控制系統提供可靠的參數估計方面極為重要。考慮到 AUV 通常在惡劣的環境中使用，系統輸入/參數極有可能出現故障，因此采用所提出的 AFKF 算法而不是傳統的 KF 算法可能會帶來顯著優勢。

第 2 章研究了不同控制方案的性能，從非基于模型的（比例-積分-派生控制，PID）到基于模型的（計算扭矩控制，CT）以及基于模型的自適應（自適應比例-派生加控制，APD+），這些方案都在低慣性水下航行器上實現，用于三維（3D）螺旋軌跡跟蹤。然后，基于 Lyapunov 直接法證明了每種控制方案所產生的閉環動力學的漸進穩定性。然后，通過基于場景的數值模擬，演示了在 Leonard 水下航行器上實施三維螺旋軌跡跟蹤的控制方案的性能。所提議的模擬在以下因素的影響下進行：潛水器的浮力和阻尼變化、參數變化；傳感器噪聲、潛水器內部擾動；以及水流、外部干擾抑制。此外，作者還演示了飛行器在執行水下任務時運送物體的任務。仿真結果表明，APD+ 控制方案對海洋應用中低慣性水下航行器的跟蹤控制具有有效性和魯棒性，優于其他控制器。

在三維環境中避免碰撞對于規劃自主飛行器的安全軌跡問題非常重要。關于避免碰撞的現有文獻假定障礙物的形狀是先驗已知的，并將障礙物建模為球體或邊界框。然而，在三維環境中，自動駕駛車輛并不知道障礙物的形狀，車輛會使用三維傳感器（如三維聲納）檢測障礙物的邊界。

在第 3 章中，作者介紹了避免碰撞的控制法則，考慮了航行器使用傳感器檢測任意形狀和非凸面障礙物的情況。此外，在設計控制法則時還考慮了運動約束，如車輛的最大轉彎率和最大速度。使用 MATLAB 仿真驗證了控制法則的有效性。

本文探討了自主無人機系統（UAS）的制導和控制。具體而言，研究了基于模型參考自適應控制（MRAC）的尾翼無人機系統，以及用于戰術機動和覆蓋的多旋翼無人機系統的制導和控制。調查了當前和潛在的應用，并找出了現有技術的差距。

為了解決四旋翼無人機這一特殊類別的尾翼無人機系統的控制問題，研究人員開發了兩種方法，以解決建模不確定性、未建模有效載荷、陣風以及執行器故障和失靈等問題。在第一種方法中，尾翼無人機系統的縱向動力學采用 MRAC 法進行調節，以在新穎的控制架構中實現規定性能和輸出跟蹤。用于規定性能和輸出跟蹤的 MRAC 法則結合了線性二次調節器 (LQR) 基線控制器，使用積分反饋互連。利用障礙 Lyapunov 函數對軌跡跟蹤誤差進行約束，并通過采用軌跡跟蹤誤差瞬態動態參考模型來保證用戶定義的軌跡跟蹤誤差收斂速率。在該控制系統中，平移和旋轉動力學分別分為外環和內環，以考慮到四旋翼雙翼飛行器的動力不足問題。在外環中，氣動力的估計值和 MRAC 法則用于穩定平移動力學。此外 此外，還推導出參考俯仰角，使飛行器的總推力永遠不會指向地球，以確保安全，并避免通常用于確定方向的帶符號反正切函數固有的不連續性。在內環中，氣動力矩的估計值和 MRAC 法則用于穩定旋轉動力學。此外，還提出了一種用于確定所需總推力的法則，該法則可確保如果飛行器的方位與所需方位足夠接近，則會施加適當的推力。還提出了一種控制分配方案，以確保始終實現所需的推力力矩，并滿足對執行器產生的推力的非負約束。仿真驗證了針對規定性能和輸出信號跟蹤采用 MRAC 的控制架構，并將規定性能 MRAC 法與經典 MRAC 法進行了比較。

在第二種方法中，提出了一種基于 MRAC 的統一控制架構，該架構沒有將縱向和橫向動力學分開。平移和旋轉動力學分別被分離為外環和內環，以解決尾翼無人機系統的動力不足問題。由于預計飛行器會發生較大的旋轉，因此使用無奇異性的四元數來捕捉尾翼的方向。此外，還通過使用障壁 Lyapunov 函數來解決卷揚現象，以確保跟蹤誤差四元數的第一個分量為正，從而按照最短的旋轉將飛行器的當前方位驅動到參考方位。在外環中，利用對空氣動力的估計和 MRAC 法則確定所需的推力。參考方位是根據正交普羅克斯特問題的解確定的，該問題可找到從當前推力方位到所需推力方位的最小旋轉。由于正交普羅克里斯特問題的不連續性質，角速度和加速度無法通過對正交普羅克里斯特問題解的時間導數來推導。奇異值分解的不連續性。因此，我們使用兩次連續可微分函數--球面線性插值，來尋找連接捕捉車輛當前方位的單元四元數和捕捉參考方位的單元四元數的大地線。一個有趣的結果是，角速度和加速度只取決于參數化球面線性插值函數的標量值函數的一階導數和二階導數；實際函數并不重要。然而，確定該函數的形狀并非易事，因此采用了受模型預測控制啟發的方法。在內環中，使用氣動力矩估計值和 MRAC 法來穩定旋轉動力學，并將推力分配給各個螺旋槳。建議的控制方案的有效性通過仿真得到了驗證。

提出了一種用于自主無人機系統的集成制導和控制系統，可在未知、動態和潛在的敵對環境中，按照用戶規定的不計后果或戰術方式進行機動。在該制導和控制系統中，戰術操縱是通過在飛行器接近目標時利用環境中的障礙物來實現的。不計后果的機動是通過在向目標前進時忽略附近障礙物的存在，同時保持不發生碰撞來實現的。魯莽行為和戰術行為的劃分受到生物啟發，因為動物或地面部隊都會使用這些戰術。制導系統融合了路徑規劃器、避免碰撞算法、基于視覺的導航系統和軌跡規劃器。路徑規劃器以 A? 搜索算法為基礎，并提出了可定制調整的 "到達成本"（cost-to-come）和啟發式函數，通過降低底層圖中捕獲靠近障礙物集的節點的邊的權重，利用障礙物集進行躲避。啟發式的一致性已經確定，因此，搜索算法將返回最優解，而不會多次擴展節點。在現實場景中，需要快速重新規劃，以確保系統實現所需的行為，并且不會與障礙物發生碰撞。軌跡規劃器基于快速模型預測控制（fMPC），因此可以實時執行。此外，還采用了一個自定義的可調成本函數，該函數權衡了與障礙物集的接近程度和與目標的接近程度的重要性，為實現戰術行為提供了另一種機制。新穎的避免碰撞算法是基于解決一類特殊的半有限編程問題，即二次辨別問題。避撞算法通過尋找將無人機系統與障礙物集分隔開來的橢球體，生成無人機系統附近自由空間的凸集。凸集在 fMPC 框架中用作不等式約束。避撞算法的計算負擔是根據經驗確定的，并證明比文獻中的兩種類似算法更快。上述模塊被集成到一個單一的制導系統中，該系統為任意控制系統提供參考軌跡，并在多次模擬和飛行測試中展示了所提方法的有效性。此外，還提出了飛行行為分類法，以了解可調參數如何影響最終軌跡的魯莽性或隱蔽性。

最后，介紹了用于自主無人機系統的綜合制導和控制系統，該系統可在未知、動態和潛在敵對環境中，按照用戶的要求，以不計后果或戰術的方式執行戰術覆蓋。覆蓋的制導問題涉及收集環境信息的策略和路線規劃。收集未知環境信息的目的是幫助服務組織和第一反應人員了解態勢和制定計劃。為解決這一問題，需要綜合考慮目標選擇、路徑規劃、避免碰撞和軌跡規劃。我們提出了一種基于八叉樹數據結構的新型目標選擇算法，用于為路徑規劃器自主確定目標點。在該算法中，由導航系統推導出的體素地圖捕捉了環境中各區域的占用和探索狀態，并被分割成捕捉大面積未探索區域和大面積已探索區域的分區。大面積未探索區域被用作候選目標點。目標點的可行性通過采用貪婪 A? 技術來確定。該算法擁有可調參數，允許用戶在確定目標點序列時指定貪婪或系統行為。這種技術的計算負擔是根據經驗確定的，并證明可在現實場景中實時使用。路徑規劃器基于終身規劃 A?（LP A?）搜索算法，與 A?技術相比，該算法更具優勢。此外，還提出了一種可自定義調整的成本-歸宿和啟發式函數，以實現戰術或魯莽的路徑規劃。提出了一種新的避免碰撞算法，作為上述避免碰撞算法的改進版本，改進了所產生的約束集的體積，從而使更多的自由空間被凸集捕獲，因此，軌跡規劃者可以利用更多的環境進行戰術機動。該算法基于半定量編程和快速近似凸殼算法。軌跡規劃器以 fMPC 為基礎，采用自定義成本函數，通過滑行障礙物表面實現戰術機動，并將所需加速度作為與掩體距離的函數進行調節；采用障礙函數約束飛行器的姿態并確保推力正向性；采用四旋翼無人機系統的輸出反饋線性化運動方程作為微分約束，以實現積極的機動。利用定制的 C++ 模擬器驗證了所提系統的功效。

本論文將探討在海洋環境中運行的自主無人機系統在制導和控制算法方面存在的一些不足。

多無人機協同升降系統使用多個無人機共同升降和運輸有效載荷。從可擴展性和便攜性的角度來看，這些系統有可能大大降低空中運輸任務的物流成本。與傳統的單機物流模式不同，通過在多架廉價飛機之間分配起升能力，可以有針對性地運送大量有效載荷。為了以高度自主的方式完成大跨度的任務，合作飛機必須能夠在多個點可靠地與單一有效載荷對接，并在系統參數未知的情況下，以可變幾何配置的方式在飛行途中穩健地穩定下來。本論文提出了一種新穎的自適應飛行控制框架，該框架使用擴展卡爾曼濾波器在控制分配方案中更新相關系統參數。此外，這項研究還對之前開發的模塊化對接系統進行了擴展，該系統支持在不同的復合系統幾何結構中進行自組裝，考慮了多智能體操作，并通過模擬交易研究優化了設計參數。論文介紹了高保真模型和模擬，利用多體反饋線性化約束穩定和基于約束的脈沖接觸模型等技術，以驗證控制策略，并在復雜動力學條件下優化設計。本論文還介紹了無人飛行器合作飛行控制和參數估計的實驗結果。

軍用飛機推進系統是噴氣發動機設計中最具挑戰性的領域之一： 在受飛機空氣動力學影響極大的多變環境中工作時，這些發動機應在不影響可靠性和運行成本的前提下，以盡可能小的體積提供大的推力輸出。此外，軍用飛機運行的多學科性質經常會引入相互矛盾的性能目標，很難將其納入發動機設計中。所有這些因素再加上發動機開發成本非常高，因此有必要在設計階段的早期進行適當的選擇，以確保開發過程的成功和新發動機概念的可行性。

盡管該領域的研究數量巨大，但也許是由于所涉及數據的敏感性，迄今為止發表的研究都集中在相當具體的主題上，而沒有涉及完整的多學科飛機推進系統集成問題。為此，需要結合不同研究領域的內容和貢獻，建立新的綜合方法。

本項目研究開發一種新方法，將發動機初步設計與飛機運行要求相互聯系起來。在此范圍內，構建了通用軍用機身的表示方法，并將其與發動機性能模型和仿真工具相結合，以研究推進系統對飛機任務性能和生存能力的影響。更具體地說，該項目在軍用飛機推進系統集成領域的貢獻主要集中在三個方面：

• 新的軍用飛機表示法，模擬飛機與推進系統之間相互作用的關鍵方面： 飛機空氣動力學、機身/推進系統空氣動力學干擾、紅外和噪聲特征。該模型計算要求低，適合用于大規模參數研究和軌跡優化案例。

• 基于模擬的新技術，用于估計爬升性能和評估飛機/發動機配置在現實任務場景中的任務能力。所開發方法的創新點包括爬升軌跡問題的多目標表述、高度-機械跟蹤技術、能量-機動性（E-M）技術的擴展，允許同時優化飛機軌跡和發動機計劃，以及為軍用飛機引入最小噪音和紅外軌跡。

• 考慮到飛機的紅外特征和飛機/導彈的運動性能，量化推進系統對飛機生存能力的影響。這是通過將飛機紅外模型與導彈對飛機和飛機對飛機的運動模擬相結合來實現的，這些模擬用于測量飛機易受攻擊的程度，以及飛機自身攻擊機動目標的能力。

上述方法是利用已公布的數據開發和驗證的，并在一系列測試案例中用于研究飛機的性能趨勢，在這些案例中，不同的推進系統設計在各種模擬任務中的有效性得到了評估。結果成功證明了所開發的方法能夠量化飛機性能與發動機設計之間的關系，為理解采用不同推進系統配置所產生的性能權衡提供了基礎，從而最大限度地提高動力裝置設計過程的效率。

隨著技術的不斷進步和日常對海洋資源的依賴，無人水面航行器（USVs）的作用成倍增加。目前，具有海軍、民用和科學用途的 USV 正在各種復雜的海洋環境中進行廣泛的作業，并對其自主性和適應性提出了更高的要求。USV 自主運行的一個關鍵要求是擁有一個多車輛框架，在此框架下，USV 可以在實際海洋環境中作為一個群體運行，并具有多種優勢，例如可以在更短的時間內勘測更廣闊的區域。從文獻中可以看出，在單體 USV 路徑規劃、制導和控制領域已經開展了大量研究，而在了解多載體方法對 USV 的影響方面卻鮮有研究。本論文整合了高效的最優路徑規劃、穩健的路徑跟蹤制導和合作性集群聚合方法等模塊，旨在開發一種新的混合框架，用于 USV 蟲群的合作導航，以實現海洋環境中的最優自主操作。

首先，設計了一種基于 A* 算法的有效而新穎的最佳路徑規劃方法，其中考慮到了與障礙物的安全距離約束，以避免在移動障礙物和海面洋流的情況下發生碰撞。然后，將這種方法與為 USV 開發的新型虛擬目標路徑跟蹤制導模塊相結合，將路徑規劃器的參考軌跡輸入制導系統。當前工作的新穎之處在于將上述集成路徑跟蹤制導系統與分布式集群聚集行為相結合，通過基于簡單電位的吸引和排斥功能來維持 USV 蟲群的中心點，從而引導 USV 集群進入參考路徑。最后，介紹了一個用于 USV 船隊合作導航和制導的最佳混合框架，該框架可在實際海洋環境中實施，并可在海上有效地實際應用。

本文的主要重點是開發一種低成本、魯棒性和高效的合作定位解決方案，以幫助無人自主飛行器在全球定位系統缺失或性能下降的條件下進行導航。

首先，推導出固定翼無人機（UAV）和多旋翼無人機的完全可觀測性條件。創建了一個相對位置測量圖（RPMG），圖中的節點是車輛或已知特征（地標），它們之間的邊代表測量結果。利用圖論和線性代數概念，得出了可觀測矩陣最大秩的條件，并建立了可觀測矩陣秩與系統中可用測量值之間的關系。該分析條件的缺點之一是必須在所有時間時刻保持一個連通的 RPMG。因此，我們提出了一種離散時間可觀測性條件，即一個時間間隔內的 RPMG 的聯合必須是相連的。

接下來，將討論無人飛行器 (UV) 緊密協調和控制的一個基本問題。在各種應用中，飛行器的慣性位置并不重要。在這種情況下，車輛之間的相對姿態和方位對開發控制器非常有用。眾所周知，擴展卡爾曼濾波器（EKF）的性能非常出色，前提是它的初始化接近真實位置并能接收到測量結果。對于沒有任何全球定位系統（GPS）測量數據或網絡延遲嚴重（需要重新初始化濾波器）的長距離行駛車輛，已知先驗信息的假設是無效的。為了規避這些問題，我們開發了一種多假設卡爾曼濾波器（MHEKF），該濾波器在初始化過程中沒有先驗信息，這意味著相關的不確定性非常大。

最后，解決了地面車輛的分布式合作定位問題。集中式合作定位需要大量計算。我們開發了一種分布式合作定位算法，使組內的每輛車都能估計自己的慣性狀態。該算法是為自主地面車輛開發的，在仿真中僅使用測距數據。

圖 1.1：合作定位的相對位置測量圖，其中塔作為地標（已知興趣點），不同的 UV 相互合作。

本論文開發了一個基于海底特征導航的模擬框架。使用自動潛航器（AUV）在海底定位感興趣的物品是一種對海軍大有裨益的能力。自動潛航器為消除勞動力需求提供了一個途徑，但其購置和維護成本仍然很高。解決這一問題的辦法是使用兩艘 AUV，其中一艘的能力更強，負責用信標尋找和標記海底物品。配備成本效益型傳感器的消耗性 AUV 將對威脅進行定位、識別和消除。利用海底成像技術將海底圖像與先驗圖像馬賽克關聯起來，再加上超短基線（USBL）信標，AUV 可以在沒有傳統導航系統的情況下完成具有挑戰性的任務目標。增量平滑與測繪 2（iSAM2）是一種同步定位與測繪（SLAM）技術，可用于 AUV 的位置定位，是一種適合實時導航操作的技術，具有圖像和 USBL 傳感功能。模擬框架能夠評估 AUV 的性能，同時將實際操作的風險降至最低。該框架由一個軟件架構組成，可使用與實際操作相同的軟件進行測試。本論文展示了這一框架，并對其在基于圖像的 SLAM 中的可用性進行了分析。