摘要:机翼变弯度技术作为变形技术的方式之一，备受关注。本文从国内外变形机翼技术的相关项目出发，着眼于机翼变弯度技术的气动弹性模拟与分析手段，从静气动弹性、颤振、动气动弹性响应及减缓、优化与控制等方面进行分析，重点从结构模型、气动模型、耦合方法、优化方法及控制策略角度对不同的研究手段进行评价，分析当前面临的技术难点，指出有待进一步解决的问题，包括柔性蒙皮的非线性行为对变弯度机翼气动弹性的影响，驱动系统类型对变弯度机翼气动弹性的影响以及缺乏能够同时处理不同类型非线性的综合气动弹性建模方法等，可为机翼变弯度技术的进一步提升提供指导。

摘要:超声速飞机气动布局对声爆强度具有重要影响，而低声爆气动布局是新一代超声速民用飞机的关键，因此低声爆气动布局得到了广泛研究。本文在系统调研声爆抑制技术的基础上，介绍了国外降低超声速飞机声爆的六种主要气动方法，包括优化飞机体积与升力分布，改变机翼掠角，利用机翼上反角，采用长细机身，采用抑波锥，机翼上方安装发动机；总结并分析了低声爆超声速飞机的四种主要气动布局形式，根据当前低声爆超声速飞机布局形式得出三角翼布局是下一代环保型超声速客机的主要气动布局形式；展望了低声爆超声速飞机气动布局技术的未来发展趋势。

摘要:嵌入式大气数据传感器系统是飞翼气动布局飞行器重要的飞行传感器子系统，是准确测量飞行大气参数的关键保障。其嵌入式大气压力传感器有效的防水、防尘、防除冰设计，是飞行过程中压力准确感受，飞行大气参数稳定、实时测量的重要保证。针对嵌入式大气压力传感器防水、防尘、防除冰技术现状，分析了存在的不足与缺陷，结合工程化应用需要和相关工程技术研究成果，提出了嵌入式大气压力传感器复杂气象环境防护状态在线监测设计、加热器功率自适应调节设计和快速拆装设计的技术发展方向，阐明了未来嵌入式大气压力传感器复杂气象环境防护技术的研究目标、内容，以及涉及的水、湿气监测技术，结冰状态监测技术，表面疏水与低可探测技术和易维护式结构设计技术等关键技术的解决方案。

摘要:改善翼型气动特性的关键问题之一是解决动态失速。提出利用翼型前缘吸气、后缘吹气的组合式吹吸气控制翼型动态失速的方法，研究俯仰振荡条件下其对翼型动态失速特性的影响和控制作用。选取NA?CA0012 翼型为研究对象，基于转捩SST 湍流模型求解非定常雷诺平均Navier-Stokes（URANS）方程，计算不同射流动量系数下的翼型气动特性，评估控制过程中的经济性。结果表明：在马赫数0.109，减缩频率0.1，平均攻角14.84°，攻角振幅9.89°条件下，当射流动量系数为0.006 5 时与无吹吸气控制对比，翼型无明显失速现象，平均升力系数提高59%，平均阻力系数下降40%，负俯仰力矩峰被消除，使用组合式吹吸气进行流动控制可以抑制动态失速，改善翼型气动特性。

摘要:变体飞机能够改变自身外形适应不同的飞行状态，为了提升某高超声速飞行器的气动性，研究机翼变后掠方案和延伸机翼后缘变形方案对该飞行器气动性的影响。获得不同变形机翼的高超声速飞行器三维模型，基于k-ε 湍流模型，对高超声速飞行器三种外形情况分别进行外部绕流流场的数值模拟，分析其在不同攻角下、不同机翼变形方案下的气动特性。结果表明：变后掠机翼方案在该高超声速飞行器设计工况下无法实现提高整机升阻比的目标，而直接延伸机翼的变形设计可以在设计工况下提高高超声速飞行器的气动特性。

摘要:倾转旋翼无人飞行器多旋翼化发展趋势明显，倾转旋翼系统设计模块化有助于集成组装、减少设计重复性。本文以四倾转旋翼无人飞行器为目标，应用模块化设计方法进行倾转旋翼系统设计。首先，设计倾转旋翼系统的模块化机械结构、控制结构和通信结构，应用CAN 总线通信机制，将倾转旋翼系统作为节点接入整机分布式控制系统；然后，开展倾转旋翼系统内部桨距控制、旋翼转速控制以及旋翼倾转控制的研究；最后，搭建倾转旋翼系统测试平台，验证倾转旋翼系统模块化各组成部分设计的正确性以及模块化设计方法的可行性。结果表明：旋翼转速波动误差小于2.6%，且可在7 s 内实现直升机模式到固定翼模式的平缓匀速过渡，系统数据通信实时性良好，满足倾转旋翼系统应用需求。

摘要:精确的有限元模型可以准确预测真实结构的动力学响应，采用一种融合Kriging 模型与多目标遗传算法（MOGA）的模型修正方法，针对GARTEUR 飞机进行模型修正。首先采用Spearman 相关性分析方法，引入显著性水平系数对飞机模型的初始参数进行筛选；然后将筛选后的参数作为设计变量，利用最佳填充空间（OSF）设计方法获得初始样本点，构建Kriging 响应面模型，将响应面计算结果与实验结果的差作为目标函数；最后利用MOGA 对目标函数进行优化，搜索Pareto 最优解，并且对候选点添加验证点来检验其精度。结果表明：修正后的GARTEUR 飞机模型具有良好的频率复现和预测能力，满足工程精度要求，采用融合Kriging 模型与MOGA 的模型修正方法具备有效性和可靠性。

摘要:随着第四代隐身飞机逐渐成为世界主要军事强国的主战装备，导弹反隐身作战能力提升成为武器装备建设的必然要求。导弹作战效能评估，实弹打靶是必不可少的环节，国内已发展了一定数量的小型隐身靶机，可用于模拟第四代隐身飞机的主要目标特性，但有关其模拟的逼真度和对导弹作战效能评估准确性的分析，却鲜见报道。对小型隐身靶机和真实隐身飞机雷达散射特性、物理尺寸、易损性、电子对抗特性等方面的差异进行对比分析，研究各目标特性的差异对导弹各功能、效能发挥的影响。结果表明：小型隐身靶机因自身外形、尺寸的固有特性，难以全面、准确地评估导弹的作战效能，有必要重视发展大尺寸隐身靶机，这对评估导弹作战效能、正确引导导弹反隐身能力提升具有积极意义。

摘要:民用飞机顺气流襟翼一般由空间复杂多铰机构驱动，按照适航条款CCAR25.671 的要求需开展典型故障下的机构特性研究。构建机构运动数字样机，采用RBE2 单元将刚性多铰机构铰链点关联至柔性襟翼本体，建立襟翼机构刚柔耦合动力学模型；在巡航、起飞、着陆三种气动载荷工况下，采用调节铰链摩擦系数和设置单侧驱动失效的方法分别模拟铰链卡滞和操纵系统单侧失效两种典型故障，并分析驱动力矩和铰链点载荷的变化规律。结果表明：铰链卡死时，内侧驱动连杆耳片发生拉伸破坏；内侧驱动失效时，外侧摇臂铰链点径向载荷提升明显，在实际中应重点关注该类襟翼外侧摇臂中关节轴承的径向和轴向承载能力，避免外侧机构出现单独操纵的情况，同时需要对整个驱动系统增加扭矩保护。

摘要:民用飞机舱门和门框通过界面零件之间的面—面接触传递载荷，零件间隙影响着各传载路径中的载荷分配，对飞行安全至关重要。然而，已有研究中缺少界面零件间隙及其对载荷分配的影响，工程中也缺乏舱门界面间隙的设计方法。以某型飞机的非传载式舱门为研究对象，提出舱门界面间隙的设计方法，其实质为基于间隙随机性的蒙特卡洛模拟法。采用线性间隙法模拟界面间隙，利用直接矩阵输入法优化求解效率，建立舱门—门框的精细网格模型，分析界面间隙随机性对舱门和门框间载荷分配的影响。本文给出界面间隙的设计基准和数学描述方法，最终得到具有95% 可靠度的界面间隙设计值，为舱门界面间隙设计提供理论依据。

摘要:半主动控制技术在起落架上的应用局限于单起落架或磁流变式起落架，整机起落架的研究对半主动控制的实际应用更有价值。采用LMS Virtual.lab Motion 建立整机虚拟模型，以单腔式油气缓冲器为研究对象，分析被动控制和半主动控制的力学模型，在AMESim 中搭建油气式缓冲器仿真模型；基于模糊控制理论和变阻尼节流阀半主动控制原理，在MATLAB/Simulink 中设计模糊控制器，将控制器模型集成到AMESim 中实现对阻尼孔的实时控制；通过机械、液压、控制的3D-1D 联合仿真分析被动控制和半主动控制下整机落震的仿真结果。结果表明：落震工况下，半主动控制响应速度快，前、主起落架的缓冲支柱垂向载荷峰值分别降低了20.5%和13.1%，缓冲效率高于被动控制；机身垂向加速度峰值降低了23.2%，并更快趋于稳定，提高了乘坐舒适性。

摘要:随着复合材料在飞机结构上的大量应用，外来物的冲击造成复合材料内部出现分层等目不可见的损伤威胁越来越多，因此，对复合材料加筋结构进行冲击事件监测、冲击定位识别是非常必要的。为了验证冲击定位算法的工程有效性，基于复合材料大壁板结构上冲击试验的压电传感信号，比较时间反转聚焦、误差函数和互相关函数三种冲击监测算法的定位精度。结果表明：在2 360 mm×1 260 mm 监测区域内，互相关函数算法在复杂结构定位中的误差最小，可应用于冲击监测设备开发。

摘要:目前，国内飞机使用阶段技术状态数据管理标准尚未形成，在飞机使用期间，由于技术状态数据由多个相关方管理，未能实现统筹规划，数据难以关联和追溯，影响保障工作的效率和准确性。通过对S5000F《运行数据反馈国际规范》中技术状态管理数据反馈数据规范的研究，针对飞机交付后的实际活动，提出飞机使用阶段的技术状态数据管理框架，并结合飞机故障分析场景，基于UML（统一建模语言）方法进行数据结构化设计，采用技术状态树和数据链接跟踪的方法，建立技术状态数据动态可追溯管理工具，提高故障分析决策能力。实际应用表明：本文提出的技术状态数据管理框架可行有效，可为飞机全寿命保障提供支持。

摘要:影响航空发动机维修保障（MRO）成效和成本的要素众多且关系复杂，而当前对企业在特定情景下维修策略优化的研究较少。为了揭示影响维修保障流程的要素关系，满足企业实际应用的需求，对流程中的流程主体、飞行时间统计环节、人力资源环节、维修成果评价环节和成本环节进行系统建模，利用系统动力学原理和灰狼优化算法并借助Vensim、Matlab 等工具对企业人力资源质量调控和以性能为导向的两种实际应用情景进行优化策略分析，阐释所关注因素之间的相互影响规律。综合各因素对航空发动机维修过程的实际影响，本文所建立的模型和得到的最优维修流程策略具有较好的实用性和普适性。

摘要:飞行员和管制员是空中交通管制系统中的关键角色，对他们之间的关系进行演化分析能够得到管制系统的演化规律。依据航空器间飞行冲突情况、管制扇区间移交关系和管制员对航空器的指挥监视关系，构建管制—飞行状态相依网络；统计相依网络演化过程中节点的特性，分析演化过程中管制员工作负荷和航空器飞行冲突的变化情况；通过最大Lyapunov 指数与相图分析法判别系统混沌性。结果表明：管制扇区与航空器节点的特性能够反映管制系统变化的趋势，管制系统演化规律具有混沌性、可预测性。

摘要:机载系统正在向着综合化、智能化、自动化的方向发展，系统的综合化通常采用系统交联的方式实现，系统之间交联关系复杂，电缆数量多，增加了全机的复杂性，对机载系统硬件资源提出了非常高的要求，出现了机载系统综合化需求高与硬件资源升级速度慢的矛盾，机载系统智能化的需求也在不断发展。提出一种机载系统分布式云—边—端智能架构方案，该架构融合应用云—边—端技术、分布式网络控制技术、分布式综合模块化航电系统技术，通过云管理平台、边缘控制平台、终端平台三层架构合理搭建，并配置高速安全实时网络和容器软件技术。本文提出的架构在不增加全机复杂性的同时，提高了多机载系统的综合化程度，满足人工智能、信息融合、大数据处理等新技术应用和新功能扩展的需求。

摘要:现如今，民用飞机航电系统的功能日趋完备、结构日趋复杂、费用日趋昂贵、研制周期日趋紧张，亟需解决软件研制过程中的需求不准确、架构设计过于耦合、过程产物难以追踪等问题。基于对数字化研制、流程研制、持续集成、云开发环境等先进技术与方法的研究，提出面向复杂民用飞机航电系统软件研制问题的解决方法，即构建基于模型的需求开发方法、开放式航电软件架构、民用飞机软件研制过程体系，搭建基于LinkedData 的集成开发环境和软件持续集成与验证环境，在航电系统软件研制过程中进行应用。结果表明：本文提出的面向民用飞机的复杂航电系统软件研制与管理方法是可行的，且该方法已在C919 民用飞机显示系统研制过程中进行了应用，提升了软件研制效率和质量。

摘要:已有技术难以规范且有效地识别机载软件故障及其原因，无法解决机载软件研制过程中应用等问题，因此提出基于系统架构与运行框图的机载软件故障建模与分析技术。首先，基于功能失效分析的机载软件故障识别方法，从数据取值、时序约束等角度识别机载软件故障；然后，基于系统静态体系架构与动态运行框图，构建故障层次组成模型以及故障逻辑关系模型，支撑机载软件故障树的规范高效建立；其次，基于标准要求和软件需求，提出软件故障原因分析与安全性需求制定策略；最后，针对机载刹车控制软件开展工程应用。结果表明：本文提出的机载软件故障建模与分析技术符合标准要求、规范可行，能够形成机载软件故障分析验证的V&V 闭环。

摘要:民用飞机航空电子系统的高度综合化直接引起机载安全关键软件规模的成倍增加，也导致了航电系统软件需求的来源众多且不一致，航电系统软件各层次需求传递存在二义性等问题，因此，如何确保航电软件的一致性成为了系统研发过程中亟待解决的核心问题之一。基于Safety_SysML 状态机的语法，设计Safe?ty_SysML 一致性验证器，包括静态数据检测和动态数据检测；通过设计测试用例对核心算法及系统进行单元测试与集成测试，基于模型一致性需求和影响因素如迁移条件，通过错误推断及边界，设计并执行功能测试，用于发现验证器存在的缺陷。结果表明：Safety_SysML 一致性验证器能够有效识别航电系统软件中存在的二义性问题，对于提高航电软件的可靠性具有重要意义。

摘要:随着软件工具在满足DO-178C 的机载软件开发和验证过程中的使用日益增多，为了保证其适航性和安全性，将DO-330 作为DO-178C 软件工具鉴定过程指南，存在商用货架（COTS）工具无法满足特定项目开发和验证要求的问题。以DO-330 的工具鉴定等级、工具鉴定的生命周期过程及目标为指导依据，分析DO-330工程实践中的主要关注点及疑难点，结合实际项目给出自主研发工具满足DO-330 的工具鉴定过程。结果表明：本文提出的工具鉴定5 级（TQL-5）的自研工具鉴定过程具备工程可行性且已取得实质性进展，针对COTS，需要按照DO-330 要求进行自研工具鉴定的组织提供了参考与指导。