摘要:减小飞行阻力、节省燃油消耗，是主动重心控制功能的重要收益之一，对功能方案的迭代和优化设计具有重要影响。基于主动重心控制技术原理和方案，耦合飞控系统模型、自动飞控系统模型、燃油系统模型、气动力模型、发动机模型和飞机六自由度（6-DOF）模型，建立某型飞机主动重心控制功能仿真模型。该模型计及燃油消耗引起的重心变化的影响，在指定高度和马赫数下，通过设置不同的目标重心位置，对主动重心控制功能的收益进行评估。结果表明：应用主动重心控制技术能给飞机带来可观的收益，尤其是目标重心越靠后，产生的收益越明显；Ma 对功能的收益有影响，相同条件下，Ma 越大，收益越大。

摘要:研究可伸缩腹部襟翼对飞翼布局飞行器的增升作用，可以分析其对飞行器气动力的影响规律。本文以某飞翼布局飞行器为初始外形，利用数值模拟方法针对可伸缩腹部襟翼伸展时的缝隙分布进行选型；在此基础上，分析腹部襟翼不同收起状态的全机气动力特性。结果表明：可伸缩腹部襟翼完全伸展时，山字形舵片之间的缝隙能够有效减轻其后方的气流分离，增强增升效果，并且当缝隙宽度和山字形舵片宽度一致时，增升效果最好；在可伸缩腹部襟翼收起过程中，俯仰力矩系数随腹部襟翼高度改变呈现准线性变化，并且可伸缩腹部襟翼的增升效果好于相同高度的无缝隙腹部

摘要:战斗机全动翼面操纵系统中普遍存在间隙，其非线性特性不但影响系统地面振动试验数据的有效性，而且可能导致飞行器气动弹性稳定性边界产生偏差，因此有必要开展考虑间隙非线性的气动弹性响应分析研究。以全动翼面旋转方向间隙为研究对象，基于虚拟质量法线化模态振型，建立一组可以表达整个响应域变形的统一模态振型；采用有理函数拟合，将频域非定常气动力转换到时域；研究分析不同间隙参数对应的极限环响应特性。结果表明：当全动翼面结构系统中存在间隙时，在低于线性颤振边界的特定飞行区域，翼面会出现非线性极限环振荡现象，间隙参数会影响极限环振荡幅值、频率以及限环振荡的进入临界速压和发散临界速压。

摘要:随着世界经济贸易的发展，轻中型公务机愈发受到客户的青睐。为了进一步提升高速涡扇公务机的总体气动性能，本文采用基于全速势方程（TRANAIR）的流场快速求解方法，集成序列二次规划（SQP）优化算法和类函数/型函数变换（CST）自由变形（FFD）技术，对某轻中型高速涡扇公务机机翼进行多点优化设计研究，并对优化结果进行对比分析。结果表明：优化后公务机全机阻力系数明显减小，阻力发散特性也得到了显著改善，优化方法有效引导了机翼气动外形有利变化。

摘要:双掠旋翼桨叶不仅能够提高旋翼的气动性能，也能够有效降低旋翼噪声，但是由于双掠桨叶几何结构的特殊性，前掠角度和后掠角度的变化对其动力学特性有很大影响，有必要对双掠桨叶动力学特性开展研究。运用Harmilton原理推导桨叶的运动方程，采用有限元法对旋翼系统进行简化，通过求解广义特征值，得到桨叶的各阶固有频率.在此基础上,分析了前掠角度和后掠角度的变化对桨叶动特性的影响，得到参数影响规律。结果表明：前掠角度和后掠角度的变化对桨叶前三阶固有频率影响较小，随着后掠角度的增大，桨叶的四阶和五阶频率逐渐变小。研究结论对双掠结构桨叶优化设计提供了技术支持。

摘要:受结构复杂、超大尺寸、制作工艺等多种条件的限制，超大尺寸共形吸波体装机应用后的雷达散射截面研究开展较少，亟需从仿真及试验两个方面加强研究。本文从超大尺寸共形吸波体的双马来酰亚胺材质隐身翼面前缘制作工艺和基于仿真评估的结构设计出发，对共形吸波体的分层结构参数进行优化，对机翼前缘共形吸波体的装机雷达散射截面进行试验验证。结果表明：本文设计的超大尺寸共形吸波体垂直极化下在2~18GHz 取得-1.1~-22.4 dB 的雷达散射截面减缩效果，雷达散射截面的仿真评估误差可以控制在6.5 dB 以内，其中材料的电磁参数各向异性测试对仿真误差有决定性影响。

摘要:复杂结构飞行器的传统飞行载荷建模方法存在误差大、效率低的问题。考虑电桥指标及载荷方程指标对载荷模型的综合影响，提出一种飞行载荷改进建模方法，以多梁多墙结构为例，基于某型机机翼地面载荷校准试验数据建立载荷模型，将改进方法与传统方法计算的弯矩及剪力进行对比，结合试飞数据对改进方法所得模型进行验证。结果表明：该飞行载荷改进建模方法适用于复杂结构飞行器载荷建模，处理地面试验数据时能够提升载荷模型的精度和迭代稳定度，所得载荷模型可以用于飞行载荷测量及安全监控。

摘要:进行全尺寸飞机结构的动特性计算时，经常遇到网格数量多、计算成本高、内存占比大以及计算效率慢等问题。为了抑制冗余局部模态，将其排除到所关心的频率范围之外，提出增加壳单元面外刚度的方法，进行局部模态缩减，仅显现主要整体模态；并分别利用典型盒段模型和全尺寸飞机模型对整体模态的计算精度和效率进行验证。结果表明：面外刚度修正方法可以用于全机结构动特性的准确高效计算，全机模型的计算效率提高了100多倍，存储文件空间减小了近10 倍，前六阶整机模态频率的最大误差仅为4% 左右。

摘要:当直升机的吊挂载荷较大时，机体和吊挂相互耦合，显著影响直升机的操纵性和稳定性。飞行员对直升机的操纵会引起吊挂载荷摆动，导致直升机产生剩余振荡，飞行员处理不当极易出现PIO现象。本文以某直升机为研究对象，通过一些假设简化直升机吊挂模型；提出一种面向工程应用的控制方法，以显模型跟随控制方法为基础架构，结合自适应控制和输入整形技术，对控制方法进行仿真分析。结果表明：该方法可以给飞行员提供良好的操纵性，同时能够解决吊挂飞行时存在的剩余振荡问题

摘要:飞机结冰会影响飞行安全，甚至导致严重的飞行事故。研究积冰与基底的黏附强度，可以为飞机防除冰系统的设计提供具体的指标要求。设计剪切黏附力测量实验平台，利用该实验平台测量基板在不同冻结用水初始温度下的结冰黏附力；采集水/冰在冻结过程中的温度变化，并通过成核理论分析实验现象，着重研究冻结用水的初始温度对黏附强度的影响。结果表明：冻结水温初始温度的增加会促进冰晶成核，进而提高黏附强度。

摘要:虚拟化技术在资源分配、应用移植和隔离等方面有着巨大优势，为了满足航空计算领域对综合化、智能化的需求，以及机载嵌入式系统对实时性、功耗和体积等方面的制约，本文开展虚拟化技术在航空计算领域的应用研究。首先介绍虚拟化技术的基本原理，对比虚拟机和容器的主要特点；其次分析虚拟化技术应用的三个例子，可虚拟化操作系统在多核处理器上的应用、混合容器计算架构和DevOps 软件持续交付过程；最后提出两种应用构想，机载软件DevOps 综合开发环境和多核高性能计算单元，对虚拟化技术在航空计算领域的应用提出技术思路，并给出基础设计架构。结果表明：虚拟化技术应用于航空计算领域能够提高航空电子系统的模块化和综合化水平，本文提出的基础设计架构能够充分利用机载计算资源，提高了计算效率。

摘要:在现有计划维修体系下，飞机前轮转弯系统的故障具有隐蔽性。通过挖掘航后快速存取记录器（QAR）数据，开展前轮转弯系统潜在故障预警方法研究。首先，在分析前轮转弯系统故障模式的基础上，筛选与前轮转弯系统故障相关的QAR 监测参数并进行相应的处理；其次，基于前轮转弯系统的正常和故障案例，结合前轮转弯的操作原理，采用皮尔逊（Pearson）相关性系数分析方法，确定指令值和实际值之间存在相关性低的潜在故障特征，实现对潜在故障的预警；最后，利用前轮转弯实际案例进行验证。结果表明：基于QAR 数据的前轮转弯潜在故障预警方法是有效的，可以为前轮转弯系统视情维修策略的制定提供参考。

摘要:碳化硅陶瓷基复合材料是高超声速飞行器及高推重比发动机等发展所需的关键材料之一，对冲击断裂韧性、缺陷及裂纹的敏感性有较高要求。采用夏比冲击试验测定3D 针刺C/SiC 复合材料的断裂韧性，研究其处于U 型、V 型缺口分别在与针刺平行、垂直的不同分布方向时对冲击断裂韧性的影响，并通过扫描式电子显微镜及光学显微镜等手段详细分析断口形貌。结果表明：U 型试样的断裂韧性较V 型试样对缺口线与针刺相对位置更为敏感，且缺口线与针刺纤维束平行时断裂韧性最差；针刺纤维束与0°和90°无纬布铺层交叉部位相对薄弱，原材料抗剪能力削弱。

摘要:民用飞机起落架抽样具有长周期、高成本的特点，样本量和抽样次数是重要的影响因素。以IP44 为中心研究民用飞机起落架抽样样本量的确定问题，提出以实际机龄区间和运行环境为基础的样本分布和样本筛选方法，在此基础上运用线性分析方法对观测故障进行趋势预测分析，并建立起落架恢复间隔假设检验准则，对提出的方法进行验证分析。结果表明：基于IP44 的起落架恢复任务抽样方法能够对起落架恢复任务间隔的合理性进行判断，可以指导我国自主研制民用飞机起落架恢复抽样工作。

摘要:准确地预测离港航空器滑出时间可有效提升机场场面运行效率，降低运行成本。构建基于BP 神经网络的离港航空器滑出时间预测模型，分析影响离港航空器滑出时间的可量化因素，并对其相关性进行检验；通过我国中南某机场2 周实际运行数据对模型进行验证，并以均方根误差、平均绝对误差和平均绝对误差百分比检验预测结果的准确性。结果表明：同时段推出航空器数量、同时段起飞航空器数量、同时段落地航空器数量、1 小时内平均滑出时间与离港航空器滑出时间呈现强相关性，滑行距离、转弯个数、延误时间与滑出时间相关但不显著，航空器起飞时刻所在时段与滑出时间不相关；1 小时内平均滑出时间对模型预测精度的提升起重要作用，具有相关性但不显著的影响因素的引入对预测结果精度的提升有一定的作用，引入不相关因素后模型的预测精度会显著下降。

摘要:设计有效的民用飞机人机交互适航验证场景是实施机组工作量审定的基础。依据中国民航规章CCAR-25 部1523 条款和附录D 适航验证性要求，通过对运输类飞机机组工作量适航验证条款的解读，建立工作量审定人机交互适航内容及验证流程；确立机组工作量审定民用飞机人机交互适航场景设计原则，分别从测试机组、运行过程、运行环境以及运行状态四个维度设计验证场景，并实施典型机组工作量适航验证场景捕获；结合机组工作量评估策略和测量方法比较，提出机组工作量适航验证方法。结果表明：构建的民用飞机人机交互适航验证场景和适航验证方法适用有效，可为民用飞机机组工作量适航验证提供参考。

摘要:废水系统属于民用飞机机载系统的重要组成部分，污水排放的有效性直接关系到乘客的乘坐舒适性与健康。因此，有必要对民用飞机废水系统中的气液固三相流动进行研究。采用欧拉方法模拟废水管路的气液固三相流动，对飞行高度、马桶工作状态因素对废水排放的影响进行分析。结果表明：仅最远端马桶工作时，随着飞行高度的增加，废水流动的核心峰值时间提前，废水完全排出所需时间从3.31 s 缩短至1.87 s，废水均能快速排入废水箱；当三个马桶同时工作时，靠近废水箱的马桶开启会减小废水管路中的负压，不同横截面流速平均下降了66.5%，导致最远端马桶废水无法快速排出，排放效率有所降低；当靠近废水箱的马桶冲洗时间调整为2 s，同时将最远端马桶单独开启时，可以保证最远端马桶中的废水完全排入废水箱。

摘要:耳片/螺栓类结构在现代民用飞机结构设计中应用广泛，其常规正向设计思路为结构设计在先，强度分析在后，存在迭代计算繁冗，耗时长且人为计算易出错等问题。以逆向设计为指导思想，以铝合金（7075-T6）耳片为例，建立耳片典型承载能力、耳片性能参数与耳片结构参数之间的关联方程；通过设计变量法，给出一套参数化设计方法，并通过MATLAB 开发可视化程序进行实例求解。结果表明：参数化设计方法可以实现以需求—结果模式为导向的耳片自动化设计，得到了满意的设计结果，在给定耳片受载条件及目标需求的情况下，能够实现耳片相关参数的迅速求解，大幅提高设计效率。

摘要:航空发动机延程运行（ETOPS）资格是飞机延程运行的基础，为了给国内航空发动机ETOPS 型号设计及适航符合性验证提供指导，研究ETOPS 适航规章形成的历程及航空发动机早期ETOPS 资格的设计和试验要求。分析发动机ETOPS 适航条款与飞机ETOPS 适航条款的关系，提出一种民用航空发动机ETOPS 型号的设计及符合性验证方法。结果表明：本文提出的验证方法为指导民用航空发动机早期ETOPS 型号设计和符合性验证提供了依据。

摘要:离心叶轮是微小型航空燃气轮机中的关键部件，要求其在满足气动性能的前提下，尽量减轻结构重量，传统设计制造技术已基本发挥到极致，但增材制造技术及拓扑优化设计方法的发展为其进一步优化设计拓展了新的空间。针对某型航空微型燃气轮机离心叶轮减重设计问题，依托增材制造和拓扑优化设计技术，在现有设计的基础上，首先对离心叶轮进行静强度分析，然后开展基于骨架模型的离心叶轮拓扑优化设计及可实现的工艺设计，最后对优化后的模型进行校核。结果表明：该优化设计模型实现离心叶轮减重8.7%，进一步提高了微小型航空燃气轮机的功重比；同时最大变形减少7.5%，最大等效应力减少0.59%，提升了离心叶轮工作时的安全裕度。

摘要:民用飞机航材支援网络作为主制造商为客户提供航材的必要媒介，合理地搭建该航材支援网络有利于提高主制造商的服务品质和客户运营能力。基于Kriging 方法，提出一种定性与定量相结合的民用飞机航材支援网络选址因素权衡方法，对选址因素进行梳理和分类，获取选址定量分析数据需求，并运用所提方法进行民用飞机航材支援网络选址因素权衡，进而对选址因素进行重要度评价；将该方法与层次分析法、响应面法、蒙特卡洛法进行对比分析，以验证其有效性和适用性。结果表明：本文所提方法可有效进行选址因素重要度评价，为民用飞机航材支援网络的搭建奠定基础。

摘要:雷暴天气会对飞机运行安全产生严重影响，在进近航段中若遭遇雷暴天气会造成改航不经济、实时性差、效率低等问题，采用改进的动态窗口法（DWA）对雷暴天气下的进近航线进行仿真规划。算法前期通过建立DWA 下的飞机运动模型及人为设定雷暴轨迹进行模拟仿真，验证算法躲避雷暴改航仿真的功能性；通过对案例中的雷暴位移坐标进行时间相关的拟合，得到雷暴预测移动轨迹，并带入算法进行仿真；最终通过实际改航航迹和仿真改航航迹，进行图像的余弦相似度及经济性、实用性分析。结果表明：该算法能够对进近航段上的雷暴进行有效规避，并且轨迹光滑，经济可行，结合新航线技术具有较强实用性。