摘要:无人机蜂群密集飞行和无人机空中回收都涉及到无人机/载机在近距干扰流场中的飞行稳定性问题。针对上述应用背景，采用无人机/载机干扰气动导数模型，分析近距飞行的影响因素，采用纵向运动动力学方程，推导出其简化稳定性判据，并采用典型飞行器参数进行初步分析。通过数值仿真分析，结果表明：该简化判据反映了无人机运动稳定性与气动特性、干扰流场特性的关系，可用于相关无人机在干扰流场中飞行稳定性初步分析和设计；干扰流场中的下洗效应可使无人机出现幅值收敛较慢的短周期模态运动，增加了干扰流场中实现稳定可控飞行的难度。

摘要:全机疲劳试验是规范要求的保障飞机结构完整性以及满足适航要求的大型、复杂以及持续时间长的地面验证试验。全机疲劳试验的几个重要问题，例如试验目的、载荷谱、持续时间和分散系数等，是飞机设计师/工程师非常关注和充分讨论的问题，其中的分散系数也是研究者研究较多的问题之一。针对近年来完成的多个飞机型号的全机疲劳试验，本文介绍了对上述几个问题的研究和认识，对比了国内外5 种型号战斗机的疲劳设计与全机疲劳试验情况，提出了关于全机疲劳试验的工程实用的一些建议。本文的研究可以为其他飞机全机疲劳试验提供有益的参考。

摘要:超声速变马赫数风洞可在单次运行期间实现马赫数连续调节，对于研究超声速机动过程和超燃冲压发动机起动等问题具有独特的优势。超声速变马赫数喷管是风洞运行期间调节马赫数的核心部件，其设计质量直接决定了实验段的流场品质。本文综述了近些年国内外超声速变马赫数风洞喷管设计的研究进展，介绍了4 种典型的变马赫数风洞喷管方案（全柔壁、半柔壁、型面旋转、非对称）的构型设计及其数值模拟和实验标定结果，总结了不同变马赫数风洞喷管方案设计中重点考虑的问题，并对变马赫数风洞喷管在具体实验中的应用进行了展望。

摘要:现有超高声速飞行器预冷组合循环发动机空气预冷器内部一般由多组微细管束组成，工作过程中存在流致振动大、加工要求高等问题，因此，有必要对预冷器换热芯体进行改型设计，并对其开展进一步的流动换热研究。本文首先分析了基于仿生分形的预冷器换热芯体改型需求；然后梳理了仿蜂巢分形、树状分形与生物表面混合结构在新型预冷芯体强化换热上的应用，以及仿生物体凹凸表面结构、疏水结构在降低预冷芯体内通道表面流阻、抑制结霜上的应用，给出了3 种可适用于空天领域的“筒状”仿生预冷换热芯体设计案例；最后总结并展望了仿生微通道换热结构与预冷器换热芯体设计结合的发展前景。

摘要:无人机路径规划通常采用航点设置和过点曲线拟合的方法实现，期望航向角分段给定，不随航线的改变自动修改期望航向，不具有期望航向和期望位置自动快速生成能力。提出一种适用于复杂飞行任务路径规划的矢量场算法，并开发仿真验证系统验证其有效性。引入矢量场概念设计航向角制导律，使处于任意位置的飞行器能按期望航向角平滑飞抵期望目标路径，沿期望目标路径完成飞行任务；以隐函数方程建立期望路径矢量场，几何分析矢量场路径规划的原理，基于李雅普诺夫稳定性理论证明规划路径误差的有界性，距离误差和航向角误差在航向制导律作用下均能稳定收敛于0；以倾转四旋翼无人机定高飞行任务路径规划为例，应用矢量场方法采用分段过渡策略规划平滑飞行的期望路径，并进行仿真验证。结果表明：矢量场路径规划算法可行，是一种有效的快速飞行路径规划方法。

摘要:评估涡扇、涡桨、桨扇发动机的推进效率对中高飞行马赫数下桨扇发动机具有重要意义。基于分开排气涡扇发动机模式，采用能量—动量方法推导、建立推进效率分析的数学模型，形成涡桨、涡扇及桨扇发动机统一的推进效率分析方法；选取不同外涵风扇压比、等效涵道比及不同飞行马赫数开展计算。结果表明：在中低飞行马赫数下涡桨发动机推进效率较高，在中高飞行马赫数下桨扇发动机推进效率较高，在高亚声速飞行马赫数下涡扇发动机推进效率较高，印证了现有的涡桨、桨扇及涡扇发动机优势推进效率的飞行马赫数区间分布规律，为涡扇、涡桨、桨扇发动机推进效率研究分析提供了方法。

摘要:燃料电池无人机因其效率高、排放无污染、能量密度高等优点，成为绿色航空研究的热点。燃料电池混合动力系统参数匹配对无人机经济、环保和效率有重要影响。某垂直起降固定翼无人机采用燃料电池+锂离子电池混合动力系统，根据技术指标，对该无人机动力系统各部件进行选型。首先设计燃料电池混合动力系统拓扑结构，对混合动力系统中燃料电池、锂电池、无刷直流电机、螺旋桨、单向DC/DC 变换器进行参数匹配；然后根据任务剖面创建负载功率，最后运用有限状态机能量管理控制策略，对混合动力系统进行MATLAB/Simulink 仿真分析。结果表明：所设计的燃料电池混合动力系统能很好地满足飞行负载需求和飞行过程中的工况变化，实现了零排放飞行。

摘要:随着人们对电子产品可靠性的要求越来越高，利用失效物理方法识别产品潜在的薄弱点在产品设计中备受关注。基于失效物理理论，采用可靠性仿真分析方法，对电子程控器进行可靠性分析。通过建立电子程控器数字样机模型，开展相应的应力分析与故障预计，评估电子程控器可靠性指标平均首发故障时间（MTT?FF），并根据仿真分析发现的薄弱环节进行优化设计。结果表明：可靠性仿真结果与理论计算结果相差较小，可以作为型号可靠性指标评估的依据，减少采用物理样机进行可靠性试验的周期和费用；优化改进后的电子程控器其可靠性得到较大提升。本文研究可为后续型号可靠性评估与设计提供理论参考。

摘要:起落架在承受过载工况时应能够实现与机体安全快速分离，为了明确民用飞机主起落架应急断离销断离槽结构对其断离载荷的影响，分别设计外槽、长外槽、内槽和长内槽4 种断离槽结构，仿真分析断离结构对断离销断离载荷的影响；试验对比分析内、外槽结构的断离销断离载荷和失效模式。结果表明：断离销破坏失效从断离槽内部扩展至外部，断离载荷随受剪截面积的增加而增加，且呈现线性变化趋势；通孔销断离载荷随受剪截面积的变化量（剪切强度系数）最大，外断离槽销次之，内断离槽销最小；内断离槽销受剪切截面积和整体尺寸的影响最小，断离载荷容易控制；断口形貌显示外断离槽销为韧性断裂失效，内断离槽销则表现出脆性断裂失效，内断离槽销的设计符合民用飞机主起落架应急断离适航设计要求。

摘要:飞机起落架与道面的相容性对飞机的地面运动能力具有重要影响。针对某大型飞机计算不同工况下其起落架载荷及轮胎载荷分配，采用基于韦斯特加德层板理论的波特兰水泥协会法和基于加利福尼亚承载比的美国陆军工程兵团方法，计算不同着陆工况、地面机动工况、轮胎数量、轮胎泄气工况、轮胎间距对飞机等级数的影响，分析刚性道面和柔性道面下的飞机漂浮性。结果表明：垂直过载和机轮泄气带来的轮胎载荷增大与载荷分配不均，都会在不同程度上减弱飞机的漂浮性，尤其是转弯和机尾下沉着陆工况需要予以限制；轮胎数量和轮胎间距的增加可以改善漂浮性，需同时考虑结构设计、强度裕度等来优化设计小车式起落架构造。

摘要:飞行控制系统多以高性能CPU 为处理器和Vxworks 为设计内核，存在成本高、体积大、内核源码不公开等问题，因此设计一款低成本、高可靠性的小型无人机飞行控制系统。基于STM32F4 芯片开发一套由微型控制器、各种传感器和执行机构构成的飞行控制硬件系统，实现对无人机的姿态和舵机位置的控制；引入源码公开的FreeRTOS 嵌入式实时系统作为软件平台开发飞行控制软件，实现飞行控制、自主导航、飞行管理等功能；通过固定翼航模的飞行试验对该飞行控制系统进行验证。结果表明：该系统具有良好的稳定性、实时性，控制精度高。

摘要:飞行控制系统是典型的安全关键系统，其可靠性对保证飞机安全运行具有重要作用。传统的可靠性分析方法过于依赖分析人员的经验，主观性强，极易导致可靠性模型与设计模型之间存在不一致性。综合利用架构分析设计语言(AADL）和随机Petri 网（SPN）描述系统的故障传播行为，提出一种基于模型的可靠性分析方法；利用AADL 构建某横侧向电传飞控系统的名义模型和错误模型，提出AADL 模型中错误传播相关信息的提取方法，利用所提取信息自动生成描述系统故障传播行为的SPN 模型；在此基础上，通过蒙特卡洛仿真完成该横侧向电传飞控系统的可靠性评估。经与故障树分析方法对比，结果表明：最大相对误差小于0.018%，满足工程需要；所构建的可靠性模型由AADL 模型自动生成，能够确保可靠性模型与设计模型的一致性，避免了对设计人员经验的依赖。

摘要:压气机工作稳定性对发动机整机的工作稳定性及性能影响有诱导及放大作用，因此要求压气机的流量裕度越宽越好，以适应发动机变工况下的工作稳定性。基于“高尔夫球效应”提出一种在主流叶片吸力面部位分布微坑的新型叶片结构，采用CFX 流体动力学软件对某型离心式压气机叶轮流动进行数值模拟，研究在主流叶片吸力面不同部位添加半径为0.25~0.30 mm 的微坑结构对结构性能及流量裕度的影响。结果表明：在主流叶片吸力面前缘和尾缘添加微坑可提升流量裕度，当微坑半径为0.30 mm 时流量裕度效果最好，分别提升3.01% 和3.15%；新结构叶片结构的使用增加了压气机流量裕度，为离心压气机叶轮的设计提供参考依据。

摘要:型号合格证申请人建立并保持设计保证系统，是我国民用航空适航规章要求的一部分，具有法律效力。由于我国民用航空工业起步较晚，在设计保证系统建设及审查方面积累的经验较少，尚未形成设计保证系统相关的咨询通告，局方和工业方在审查及表明符合性时缺少有效的技术指导。本文通过研究国内外局方对设计机构的要求，梳理了设计保证系统三大职能的核心内容及相互关系，提出了设计保证手册主要架构，总结出设计保证系统11 个审查模块、28 个审查要素以及对应的审查要点，提出了基于模块化的审查思路和基于过程介入的审查模式，用于帮助局方和工业方更好地开展设计保证系统建设和审查。

摘要:飞机结冰理论和致灾机制对预防结冰事故和提高飞行性能至关重要。本文系统地总结了不同冰形条件及特殊机翼流场特性的研究进展，指出实际三维冰形具有复杂、多样的结构特征，与分离流和湍流结构的耦合作用机制有待进一步深入研究；过冷大液滴条件下的特殊机翼的气动性能分析是未来重要的研究方向；湍流场分析侧重识别结冰翼型流场不稳定性特征及多尺度结构相互作用机制。探索积冰—流场耦合机制，对提出多因素、多参数、多尺度结冰预测与计算模型具有参考价值。

摘要:飞机燃油系统结冰是航空运输中一项关键问题，其涉及到飞行的安全性和可靠性。本文主要介绍了飞机燃油系统结冰的相关标准、规章以及研究进展。首先，结合国内外相关标准和结冰试验流程等多个角度，全面描述了民用飞机与军用飞机在设计标准方面的异同；然后，从燃油系统结冰的机理、冰层生长及附着力测试方面，详细阐述了飞机燃油系统结冰研究的最新进展；最后，指出绿色环保、智能化、精细化的飞机燃油系统结冰实验标准是未来的重点研究方向，并对发动机燃油系统结冰的相关研究进行了展望。

摘要:结冰气象捕获、最优气象条件选取准则、符合性数据处理方法等一直是飞机自然结冰试飞过程中亟待攻克的难题。通过分析CCAR25 部附录C 结冰气象标准的形成背景及其局限性，提出一种利用结冰试验研究机开展结冰探测的飞行方法，该方法包括试验研究机的选型、改装、探测目标区域确定、飞行操作策略、飞行安全管理、数据处理等。依据对探测数据的统计分析，确定民用运输机自然结冰试飞的气象条件选取准则，规范云隙、液态水含量、总水收集率、积冰速率、积冰厚度和冰脱落程度等一系列结冰气象的数据处理方法和符合性判据，校验国内结冰气象预测算法，探索自然结冰试飞的安全管控策略和风险降解措施。大量飞行实测表明：该方法通用性强，效果显著，已经成功应用于C919 大型客机合格取证试飞工作，并有力支撑了国内结冰适航标准自主。

摘要:结冰风洞气动—热流场品质是结冰风洞开展试验应用的先决条件，为评估0.75 m×0.50 m 结冰风洞的气流场和热流场品质，依照SAE ARP 5905 结冰风洞标准，对0.75 m×0.50 m 结冰风洞的气流场和热流场开展符合性校测试验，考察试验段中心截面的气流速度场、方向场和温度场品质，获得试验段气流速度修正关系和气流总温修正关系。结果表明：试验段气流速度空间最大偏差小于±2%，且试验段气流速度空间均匀性会随着气流速度的增大而得到改善；试验段气流偏角空间最大偏差小于0.8°；气流总温在-20 ℃以内时，空间均匀性可达到±1 ℃，气流总温为-30 ℃时，空间均匀性可达±2 ℃；0.75 m×0.50 m 结冰风洞的气动—热流场品质符合SAE ARP 5905 要求。

摘要:超疏水性涂层是理想的防冰材料，超疏水性材料能够推迟冰晶的形成或降低冰黏附强度，但现有涂层存在机械性能差、性能参数自然衰老快等问题。通过将改性石墨烯部分嵌入弹性体的方法制备新型涂层，对涂层进行结冰—除冰性能测试比对，并对涂层的表面结构及化学成分进行分析。结果表明：新型涂层具有一定的电热除冰能力，机械性能测试中应变、耐磨、抗老化等方面均表现出优异的性能；引入涂层的石墨烯是使涂层具备一定主动除冰能力的关键，该涂层特有的主、被动双重除冰属性是区别于传统的被动涂层特有属性，不仅为双属性防冰涂层的研发奠定了基础也开辟了防冰涂层新的发展方向。

摘要:目前民用飞机货舱主要采用传统光电式烟雾探测器来识别火灾烟雾，但由于飞机货舱中悬浮有其他干扰颗粒（灰尘、水蒸气等）会触发火灾探测器报警，传统光电式烟雾探测器存在误报率高的问题。采用基于双波长及索特平均粒径的光电式烟雾探测器采集飞机货舱典型燃烧物、干扰源的红外光散射功率、蓝光散射功率，以此作为火灾参数，通过对颗粒物红外光散射功率与蓝光散射功率进行分析，结合索特平均粒径分析，为研发复合型烟雾探测器优化火灾参数。结果表明：红外光和蓝光对火灾烟雾颗粒有较好地响应，结合索特平均粒径，可以有效区分火灾烟雾颗粒与非火灾烟雾颗粒，降低误报率，干扰源误报率不超过6.7%。

摘要:目前较多机型的飞机货舱都带有通风功能，探究通风效应对飞机货舱烟雾扩散的影响并确定通风工况下货舱内的烟雾探测器布局对飞行安全具有重要意义。采用计算流体力学方法建立DC-10 飞机货舱火灾烟雾扩散数值模型，仿真分析火灾烟雾的流场特征；采用流场本征正交分解（POD）理论揭示通风对火灾烟雾流场的影响机理；采用仿真与实验相结合的方法研究通风工况下货舱内的烟雾探测器布局，并通过实验对比3 种不同探测器布局的响应性能。结果表明：通风会抑制火灾烟雾的向上扩散，并延缓烟雾到达货舱顶棚的时间；随着通风量的增加，流场中小尺度无序流动模态所占能量的比例增加而烟雾贴近货舱顶棚进行贴壁运动的大尺度流动模态能量占比减小，导致烟雾到达顶棚的时间延长；在通风的飞机货舱内，最佳的探测器布局是将探测器安装在靠近货舱角落远离通风口的位置。