摘要:乘波飞行器在高超声速具有良好的气动性能，但偏离设计状态，气动性能则难以保持。为在宽速域范围能一直维持较好的气动性能，研究人员利用定平面形状乘波设计的优势，提出“涡升力”乘波设计。本文将涡升力乘波体的设计方法归纳为基于吻切理论的定前缘型线法、基于激波装配法的波导体法和基于给定激波面的投影法三大类，综述了涡升力乘波体在宽速域气动特性的相关研究进展，并对涡升力乘波体的后续研究提出建议。

摘要:点阵结构呈周期性规则形状，具有比强度高、比刚度高、轻质及换热效率高的特点，是当前国际上公认的具有广泛应用前景的结构。将点阵结构应用于主动冷却技术，形成点阵夹芯主动冷却结构是解决超燃冲压发动机热防护问题的有效手段。点阵结构的发展离不开制备工艺的进步，本文对传统机械加工工艺与增材制造技术用于点阵结构制备的原理与现状进行了综述，通过文献调研归纳总结点阵结构单元、设计尺寸以及与其他强化换热结构的协同作用对换热性能的影响；在此基础上分析点阵夹芯主动冷却结构在超燃冲压发动机中的潜在应用价值，针对其工程应用提出下一步的发展建议。

摘要:我国民航事业的发展需要依靠大型运输客机的自主研发和高效的空中交通管理体系两大软硬实力的支撑。空中交通管制员作为空中交通管理的核心要素，其疲劳状态的检测与管理对于航空安全具有重要作用。本文首先从传统主观量表评定和客观评定方法两个方面详细阐述了国内外疲劳检测的研究成果，分析其优缺点；然后介绍了基于语音分析的管制员疲劳特征提取与检测算法，并且着重介绍了基于深度学习模型的语音疲劳状态识别算法；最后阐述了管制员疲劳检测成果对管制运行安全和效率提升的应用前景。研究成果可为从事管制员疲劳检测与管理的研究人员提供参考和借鉴。

摘要:主动偏转后缘操纵面可以减小翼型动态失速对气动特性产生的不利影响。研究连续变弯度后缘操纵面在减缓翼型动态失速方面的性能，利用CFD 结合动网格方法，计算NACA 0012 翼型在大幅度俯仰振荡时的非定常气动力；从减缓效果和能量需求两个方面，对比传统刚性操纵面和两种连续变弯度操纵面的动态失速减缓性能。结果表明：当后缘操纵面按正弦脉冲规律偏转时，可以推迟前缘涡的产生，加速后缘涡的发展，降低压力分布在后缘的峰值，进而减小动态失速时翼型的低头力矩极值；后缘操纵面的弯度构型会影响减缓效果，在相同的偏转策略下，弯度描述函数为2 阶多项式的连续变弯度操纵面的减缓效果最好，且能量需求最小。

摘要:放宽静稳定度在先进战斗机设计领域已获得广泛应用，与其相关的主动控制技术仍有进一步研究的价值，需要对放宽静稳定度对飞机纵向飞行性能的影响进行更全面的分析。以重心后移作为放宽静稳定度的方式，分析放宽静稳定度与某型战斗机俯仰力矩系数的关系，构建战斗机非线性模型并进行开环特性分析，在此基础上，分析放宽静稳定度对飞机运行平衡点的影响机理，对战斗机非线性模型进行线性化，并分析放宽静稳定度对飞机纵向线性模型阶跃响应特性和长短周期模态特性的影响。结果表明：放宽静稳定度可增大战斗机的俯仰力矩系数，提高飞机性能，但可能会使飞机本体模态特性变差，需要在设计控制率时予以考虑。

摘要:水陆两栖飞机的机身外形复杂，采用单一迎角传感器难以消除侧滑角的影响。对某大型水陆两栖飞机的前机身模型进行风洞试验，根据机身两侧迎角传感器受侧滑角影响的特点，在机身两侧对称位置安装迎角传感器，研究左右两侧迎角传感器的测量值随模型迎角、侧滑角的变化规律；根据左右两侧测量值的均值和差值，反算得到飞行迎角和侧滑角，并对此迎角、侧滑角解算方案进行试飞验证。结果表明：机身两侧安装迎角传感器可以消除侧滑角影响，从而得到准确的迎角信号，还可根据左右迎角差值计算得到侧滑角，采用机身左右两侧的迎角传感器解算飞行迎角和侧滑角是可行的。

摘要:翼面发散作为静气动弹性的重点分析对象，传统的分析方法通常将翼面根部固支约束，不考虑刚体模态的影响。根据咨询通告AC 25.629-1B 的要求，刚体模态或短周期模态也可能会造成发散。因此，在民用飞机静气动弹性分析及适航符合性验证中，要计及刚体模态对发散的影响。通过对惯性释放方法的研究，在发散分析中计及刚体模态，给出考虑刚体模态的模态法发散分析方法；以某型民用飞机为例，应用本文方法分别计算空机状态、不同燃油和商载的静气动弹性发散结果，并和不考虑刚体模态的模态法、考虑/不考虑刚体模态的颤振法的发散计算结果进行对比分析。结果表明：考虑刚体模态后的发散速度有所提高，临界发散模态不变，发散速度随燃油和商载的增加而降低。

摘要:目标重心位置的确定是主动重心控制系统设计的一个难题，提出一种目标重心位置设计方法，以指导主动重心控制系统的设计。通过梳理阻力与重心关系的相关参考文献，总结出理论最小阻力重心位置的关系式；考虑飞机重心测量的误差，对主动重心控制系统的目标重心位置的设计进行研究；并以空客A340 飞机为例，对主动重心控制策略进行分析。结果表明：阻力最小重心位置并不总是越靠后越好，目标重心位置应根据理论最小阻力重心位置和重心测量的误差进行设计，且燃油重心的测量误差对其影响很大；通过合理设计燃油转输门限，能在减小阻力、节省燃油消耗与减轻燃油系统/设备工作负担之间取得平衡。

摘要:飞行器的栖落机动被认为是解决舰载固定翼飞机超短距精确着舰的一种可行方式，已有研究主要集中于栖落过程大迎角气动力建模、标称栖落轨迹优化与轨迹跟踪控制，而鲜有对栖落着舰任务的总体分析。基于飞行器纵向栖落机动动力学模型，引入栖落轨迹可达域的概念，并给出可达域的数学描述；在此基础上，对可达域求解采用计算速度和精度兼具的高斯伪谱法，将可达域问题拆分为三个轨迹优化问题依次求解，首先求解栖落轨迹终端高度上边界，然后求解终端高度一定时的最近轨迹，最后求解终端高度一定时的最远轨迹，并给出相应的轨迹优化数学模型。结果表明：运用该模型及求解方法能快速得到计算结果，无动力飞行器的纵向栖落轨迹可达域为上窄下宽的不对称区域，且左右边界曲线线性度较好。

摘要:RNP 程序的RF 航段与传统ILS 精密进近程序相结合能充分利用两类程序的优势，但两种程序的过渡阶段需要考虑最大下降角度的设计。本文分析过渡阶段程序的平面与剖面几何设计参数限制条件，以及从星基导航方式转为陆基无线电导航方式需要稳定截获航向信号与下滑台信号的运行限制条件；结合两种限制条件，设计一种可以从不同最后进近定位点（FAP）高度计算下滑道的偏离量与到最后航向截获点（FACF）的弧距离关系进行判断，从而确定最大下降角度的方法，并进行仿真验证。结果表明：该方法可以在不同过渡航渡长度与不同最后进近下降角度的限制下，根据给定最高程序假设温度计算得到符合两种限制条件的最大下降角，为RNP 程序与ILS 程序衔接过渡的下降剖面设计提供了一种基于理论基础且具有可行性的设计方法。

摘要:在某些航空应用场景，需要通过飞行器拖曳功能性部件完成特定性任务，例如机载拖曳对潜通信天线等，在这些应用中，通过建立科学的模型和方法，准确地分析稳态、动态特性是保证拖曳体正常工作的前提条件。本文以对潜通信天线为例，建立考虑天线气动力、惯性力以及弹性力的多体动力学的机载天线动力学模型，并对该模型的稳态结果进行算例验证；对考虑载机非定常运动以及突风作用等扰动后的天线系统动态响应进行分析，并对天线断裂等极端情况进行评估。结果表明：本文所建立的模型在垂直度、天线张力等方面的分析结果较好，能够应用于航空拖曳体的稳态及动态特性分析，在对潜通信天线、加油管等系统的设计方面有一定的工程价值。

摘要:采用双尾支撑测量形式的加工、装配误差会使系统内应力过大，影响测量精度。针对某“双机身”飞机CTS 风洞试验气动力测量需求，发展基于多维力天平内置的风洞分布式支撑天平测力试验技术；研制具有消除系统内应力功能的双支撑系统，提出两种6 分量双支撑天平校准及测力方法，并对数据处理和双支撑系统可靠性进行检验加载、对比分析和验证。结果表明：风洞分布式支撑天平测力试验技术能够有效消除双支撑天平系统由于过约束而导致的固有装配内应力，双支撑天平系统各部分连接、测量可靠；两种校准测力方法测量精度相当，均能达到单台应变天平测量误差水平，可满足风洞试验测量精度需求；综合考虑现有校准设备校准能力，最终采用“合成式校准测力”方法进行的风洞试验，获得了满意的试验测力精度。

摘要:在民用飞机生产过程中，存在紧固件孔进入对接结构R 区但换新超差结构较为困难的情形，对该类问题在R 区加弧形垫后，由于应力集中系数的变化及非标准连接，结构的疲劳品质会受到影响。本文通过疲劳试验研究对接结构高锁螺栓孔进R 区（平行载荷方向）加弧形垫对结构细节疲劳额定值的影响；在试验件设计时通过有限元法分析部分参数对结构应力集中的影响，根据有限元分析结论进行三组疲劳试验以得到相应的细节疲劳额定值修正系数，对试验结果与工程算法结果进行比较。结果表明：高锁螺栓孔进R 区的超差程度优于高锁螺栓HST12AG6 的孔进R 区1.0 mm，对接结构细节疲劳额定值下降在10% 以内；试验对照组的试验件破坏形式与参照组完全吻合，细节疲劳额定值差异在合理的范围内。

摘要:民用飞机结构修理过程中有时会遇到超出手册范围的情况，在制定超手册结构修理方案的过程中，为了给维修工程人员提供相关的参考方案，本文开发一种基于Browser/Service（B/S）的民用飞机结构修理方案平台。首先从业务流程和平台功能角度对平台需求进行分析；然后基于平台开发所使用的各项技术，从平台架构、数据库、平台功能模块三方面对平台设计进行详细分析；最后通过实际操作演示，对平台的主要功能模块进行测试。结果表明：该平台人机界面友好、扩展性良好、操作简单方便，实现了民用飞机结构飞机损伤信息和修理方案电子化，能够根据损伤信息自动推荐出数据库中存储的若干修理方案，为维修工程部门更快制定超手册修理方案提供支持。

摘要:航空发动机产品结构复杂、工程更改频繁，采用传统的产品结构分解和目录管理模式，或者简单地以EBOM 代替目录，很难实现设计构型的实时准确定义。本文系统地总结WZ16 发动机和EC175 传动系统的构型管理对外合作经验，研究Teamcenter 系统的有效性配置功能；从便于型号系列化发展和构型管理的角度，提出基于EBOM 的设计构型单台管理方法，并对某型民用涡轴发动机构型管理进行初步验证。结果表明：采用该方法能有效提高设计构型的管控效率和准确性。

摘要:材料选用和替代能够有效提升飞机零组件设计中材料应用技术和管理能力，确保新研型号设计工作快速推进。本文对飞机零组件设计工作中材料应用现状进行分析，指出目前设计人员在材料应用工作中存在的问题，提出今后开展材料选用和替代工作应重点关注的技术内容以及应该遵循的工作流程；并在此基础上归纳适用于飞机零组件设计的材料选用和替代工作的技术管理程序；以某型军用飞机机体结构密封材料的选材实例和电气系统导电垫片的替代实例验证该程序的有效性。结果表明：该材料选用和替代管理程序取得了预期效果，材料替代管理程序的实施保证了生产现场状况的有序运行，同时也为航空领域及其他领域内的相关企业提供参考借鉴。

摘要:航向姿态参考系统是飞机上用于测量、计算和提供飞行姿态及航向信息的重要仪表，其指示精度直接影响着飞行员的驾驶操纵和自动驾驶仪的性能。针对某型航向姿态参考系统在测试过程中出现的磁航向误差偏大故障，从理论上对该系统进行机理分析，建立故障树，通过实地操作检测，对底事件进行逐一分析，筛查问题原因，对故障进行定位和排除。结果表明：航向姿态参考系统出现的磁航向误差偏大故障的原因是采用GPS信号修正输出值时混淆了变量含义，在磁航向解算算法的设计上不够严谨，导致误差较大，采用故障树分析方法能够成功定位和排查该故障。

摘要:金属封严环密封结构的泄漏是影响发动机金属封严环间隙泄漏通道内气体流动的因素之一。本文采用有限元分析软件建立不同表面粗糙度下的泄漏通道模型；采用CFD 技术对不同结构的间隙内流体流动进行数值模拟，研究表面粗糙度对泄漏流动的影响；计算封严环的泄漏率，通过密封试验验证计算结果的正确性。结果表明：气体在泄漏通道内受到表面粗糙度的影响，靠近粗糙壁面处产生明显的回流现象，降低了通道内流体的泄漏流速；在接触应力不变的条件下，密封间隙的泄漏量随表面粗糙度的增大而增大，提高封严环的加工精度能够降低表面粗糙度从而增强其密封性能。

摘要:C919 试验环境设计为C919 主飞控电子鉴定试验提供工具和手段，为机载设备适航检查提供支撑数据和证明材料。介绍C919 飞控系统鉴定试验的必要性以及主要的试验类型，对C919 飞控系统鉴定试验环境进行设计，包括试验环境的主要组成、功能以及测试时序和监控逻辑的设计等，并对民用飞机飞控系统鉴定试验环境的设计结果进行测试和评定。结果表明：该设计能够满足民用飞机鉴定试验要求，易于工程实现，过程数据处理算法以及鉴定试验结论报告能够支持适航符合性要求。

摘要:DO-178C 作为机载软件适航可接受的符合性标准，明确要求机载软件综合过程中必须包含软件质量保证（SQA）过程。以机载软件的软件生命周期定义、过程和数据为基础，从目标、活动和符合性评审三个方面分析基于DO-178C 的软件质量保证过程的实施；结合软件项目质量管理技术和工具，从规划软件质量管理、管理软件质量和控制软件质量三个过程研究基于DO-178C 的软件质量管理方法并给出工程实践建议。结果表明：本文将软件质量保证与质量管理紧密结合，形成了适航要求的相关证据，提供了符合需求的民用机载软件，有效保证了机载软件的质量和持续改进措施。