摘要:目前主要航空大国及相关研究机构将着力点聚焦于智能空战关键技术的探索与研究，而深度强化学习结合了深度学习的感知能力与强化学习的决策能力，在空战能力涌现方面表现出巨大优势。本文结合智能空战发展的迫切需求，在分析和归纳深度强化学习技术领域主流算法的基础上，探讨了其与空战领域的结合点；从算法实现角度指明深度强化学习在空战中的关键技术；通过梳理当前空战领域前沿技术成果，得出未来深度强化学习研究将由单机空战向集群空战发展这一趋势，提出了其面临的挑战，为智能空战中智能算法的发展提供借鉴和指导。

摘要:近年来，我国经济持续增长，对清洁能源的需求日益迫切。航空业也一直在积极探索清洁、低排放的能源技术，使用新燃料和新能源的新型航空发动机被认为是减少碳排放的重要解决方案。本文介绍了新能源航空发动机的研究进展，首先按照时间顺序介绍了航空发动机的发展历程，然后介绍了新燃料航空发动机、电动飞机、燃料电池航空发动机等的研究现状，最后对新能源航空发动机未来的研究方向进行了展望。

摘要:蒙特卡洛方法在直升机飞控系统鲁棒性验证中存在计算量大、耗时长等局限性，针对该问题，提出一种直升机飞控系统鲁棒性验证的无迹变换方法，该方法运用粒子群算法求解待定参数。以直升机偏航通道为应用案例，对比直升机飞控系统鲁棒性验证的无迹变换方法与蒙特卡洛方法的预测结果。结果表明：直升机飞控系统鲁棒性验证的无迹变换方法显著提升了计算效率，且在计算精度上与蒙特卡洛方法相当；该方法通过调整参数值放缩采样点与样本中心的距离，同样能适用于高维直升机飞控系统的鲁棒性验证。

摘要:飞机在长期服役过程中，铝合金薄壁板会萌生大量裂纹，需要进行快速有效的检测。基于电磁超声和电磁涡流技术，提出一种面向飞机铝合金薄壁板的电磁超声导波—涡流复合检测方法，并对大幅面铝合金薄壁 板进行裂纹复合检测试验研究，分析电磁超声导波快速检测能力和探头特性的影响，评估涡流对薄壁件缺陷检测的有效性。结果表明：本文提出的检测方法在一定程度上减小了有效检测面积，提高了检测效率，实现了铝合金薄壁板缺陷全方位、高效率检测；探头提离距离和磁体数量的变化显著影响检测信号的强度和质量，绝对式涡流检测探头有两个较好的检测频率段，差动式涡流检测探头最佳检测频率段为500~1 000 kHz。

摘要:在民用飞机维修规划中，基于MSG-3 标准制定的民用飞机初始维修任务，由于缺乏使用数据支持，初步维修间隔设定偏于保守，在实践中存在过度维修、经济性差等问题。在IP44 指导思想下，借鉴波音公司计划维修优化的统计分析（SASMO）流程，提出基于故障具有明显运行性影响的民用飞机维修任务优化方法。首先，根据故障影响类别梳理明显运行性影响类故障的特点；其次，收集所有与该类别维修任务相关的计划维修数据和非计划维修数据；然后，建立维修事件链，将多源维修数据融合为故障周期并进行统计分析，拟合该维修项目的故障概率曲线；最后，根据工程分析及综合评估给出维修任务间隔的优化建议。结果表明：本文提出的民用飞机维修任务优化方法能够减少停飞时间，提高维护效率，降低维护成本。

摘要:准确预测并有效降低声爆水平是新一代绿色超声速民用飞机发展的关键问题之一。为了提高超声速民用飞机的低声爆优化设计效率，基于CoKriging 代理模型并结合快速声爆预测方法和高可信度声爆预测方法开发多可信度的低声爆优化设计程序；将对TU-144 模型的声爆预测结果与试验结果进行对比，以验证两种预测方法的可靠性；对某超声速民用飞机模型的机翼外形进行参数敏感性分析和优化设计。结果表明：预测结果与试验结果吻合较好，证明本文所提两种预测方法准确可信；地面声爆史蒂文斯响度级对外翼半展长、外翼前缘后掠角、内翼半展长这三个参数较为敏感；经过优化后地面声爆最大过压降低约4 Pa，史蒂文斯响度级降低了4.26 dB；与只使用高可信度样本数据的Kriging 模型相比，CoKriging 模型融合了高、低可信度的样本数据，在确保一定预测精度的前提下节省了约43% 的时间成本。

摘要:飞机的增升装置能够提高飞机的升力和安全性，合理应用增升装置对提高飞机的安全性至关重要。为了评估不同的增升装置对宽体客机在起飞和降落阶段气动性能的影响，采用全结构化贴体网格，对大型宽体客机进行上亿规模的网格划分，并基于雷诺平均湍流模型开展全机气动性能的数值模拟；通过与风洞实验结果的对比，来验证数值模拟方法的可靠性；选择Ma=0.2，来流攻角为0°、5°、10°和15°四种典型情况，分析襟翼、缝翼、扰流板等增升装置对飞机整体气动性能的影响。结果表明：本文采用的全结构化网格准确地捕捉到不同增升装置下的三维平均流场特征，在0°~10°攻角范围内，扰流板的使用可在着陆阶段降低飞机升力系数并增加阻力系数；在0°~15°攻角范围内，襟翼和缝翼的应用能在起飞阶段提供额外升力并优化失速性能。

摘要:迎角信号对于现代电传飞行控制系统飞机至关重要，飞机大侧滑状态下机头两侧局部气流不一致会造成左右迎角信号差异较大，飞行控制系统的信号监控表决逻辑会对迎角信号判故，使迎角可用性下降。通过研究侧向过载与侧滑角的关系，采用侧向过载对侧滑角进行估算，并建立基于侧滑角估算值的迎角信号修正方法及完备的监控表决算法，从而提高大侧滑状态下迎角信号的可用性。结果表明：该方法成功地实现了侧向过载估算侧滑角，使用侧滑角估算值修正后的机头两侧迎角信号一致性较好，解决了大侧滑状态引起的迎角信号超差问题，具有良好的修正效果。

摘要:应急撤离是飞机上乘客在发生可生存坠撞事故后迅速逃离危险的重要方法。目前，国内外已广泛开展水平姿态下飞机应急撤离的研究，但发生可生存事故时，飞机姿态容易发生倾斜，而关于倾斜姿态下飞机乘员疏散的研究鲜有报道。为了分析倾斜机舱对飞机事故后乘客疏散的影响，依据试验统计数据，建立飞机倾斜姿态下个体减速比和不同应急滑梯角度的下滑速度模型；在传统社会力模型中引入倾斜状态人员运动模型，构建倾斜姿态下飞机乘客疏散仿真模型，通过试验数据验证模型的有效性；考虑事故引发的不同倾斜姿态，研究飞机乘客疏散时间和瓶颈空间分布。结果表明：迅速疏散位于机舱上坡部分的乘客避免拥堵十分重要。

摘要:对时间与功能连续变化的系统进行功能危害性评估（FHA）时，经常出现对其功能（性能）变化的影响判断困难的问题。基于SAE ARP 4761 的安全性评估方法尚未涉及对系统进行连续变化的安全性评估，仅针 对离散的失效模式进行了安全性评估。为此，探讨引入模糊集方法，结合可获取的功能失效状况数据建立隶属函数，将功能性能参数和作用时间的变化用二维正态分布函数来表述，通过隶属度实现功能危害性的定量化分类；以电动力无人机电机失效影响为例，将所提出的基于模糊集的FHA 和传统FHA 进行应用对比。结果表明：通过标定电机系统的状况并进行模糊集FHA 评估，能够给出量化评估效果，适用于所需评估任务。

摘要:航空发动机的压气机主动间隙控制技术存在变形响应慢，在油门杆变化剧烈的军用航空发动机上不适用，导致其压气机在巡航状态的叶尖径向间隙偏大。开展航空发动机压气机叶尖主动径向间隙设计的思路和具体实施方法的研究，利用压气机机匣径向变形主要由热载荷决定的特点，通过定制机匣的线膨胀系数，实现机匣的径向变形可调整、可正向设计，并将该设计方法应用于某压气机第3 级转子的叶尖间隙设计。结果表明：主动径向间隙设计方法可以实现发动机在巡航等多个稳定工作状态下间隙均减小的设计目标，得出巡航状态与间隙最小状态下机匣材料的线膨胀系数差值越大，越有利于减小巡航状态叶尖径向间隙的设计观点，为机匣选材提供参考。

摘要:航空发动机燃油管路系统为航空发动机提供燃料，是航空发动机的重要组成部分。为探究燃油管路系统中燃油温度特性的变化，根据燃油系统的基本构造和工作原理，采用AMESim 建立航空发动机燃油管路系统的仿真模型；基于传热学理论，在考虑飞行工况下以燃油泵、换热器和回油管路等重要部件为研究对象，研究燃油管路系统的温度变化规律，并对相关因素开展参数敏感性分析。结果表明：在系统各类元件中燃油泵转速和热交换器中滑油温度是影响系统温度特性最显著的2 个因素，在泵转速超过6 000 r/min 后，燃油温升速度加快，喷嘴处燃油温度可超过140 ℃，系统燃油温度和热交换器中滑油温度呈正线性相关关系。

摘要:卫星信号易受遮挡的特性导致小型无人机的位姿估计问题面临较大挑战，提出一种面向无人机位姿估计的轻量化面元激光惯性SLAM 系统，设计一种基于面元的激光点云配准算法，通过最小化点到面元的距离 实现点云配准与位姿估计，通过舍弃不稳定的面元来保证轻量化；同时设计系统框架将该算法部署于基于误差状态卡尔曼滤波的激光惯性SLAM 系统。使用该SLAM 系统在实验数据集中进行实验测试，结果表明：该SLAM 系统比现有的激光惯性系统具有更好的位姿估计精度，在保证算法轻量化的基础上，在野外卫星信号缺失的环境中可降低无人机位姿37.63% 的平均位置偏移和33.94% 的平均姿态偏移。

摘要:在飞机装配数字化测量中，大尺寸测量场构造精度高度依赖于工装上布设的基准点位置的稳定性，而大型工装基准点位置极易因环境温度变化发生热漂移，导致测量场精度降低甚至失效。以某组合式大型工装为例构建非均匀温度场下大型工装基准点热漂移预测数值模型，基于该模型仿真得到大量热漂移数据，采用BP 神经网络构建工装热漂移代理模型；基于该代理模型制定测量场精度提升方案。采用实地收集的工装基准点处温度及坐标实测数据验证代理模型，并对模型得到的基准点温度—坐标漂移数据进行对比分析。结果表明：仿真结果平均相对误差均在18% 以下，BP 神经网络结果的平均相对误差均在26% 以下，可有效提高测量场构建精度。

摘要:聚焦于航空器高升力系统襟/缝翼传动中的核心部件——十字轴万向节，探讨其材料磨损特性对航空器功能和疲劳寿命的影响能够为万向节抗磨损设计提供宝贵的理论依据和实际指导。通过液态金属摩擦磨损试验机测定十字轴万向节材料的磨损系数，并基于Archard 磨损模型，构建仿真模型进行磨损分析。结果表明：基于Archard 磨损模型，提升万向节接头耳片处的硬度有助于增加万向节抗磨损性能；在25 ℃下，耳片硬度增加可使全寿命磨损游隙角度相对降低24.5%，而在400 ℃下降低20.6%，显著提高了万向节的抗磨损性能。

摘要:海洋环境下某型航空信号灯关键核心零件电连接弹簧腐蚀断裂及原材料受制于进口因素，进行耐海洋盐雾环境设计，保证国家重大装备可靠性和供应链安全。采用场发射扫描电子显微镜（SEM）、材料替代分析 法对材料成分、力学性能进行分析对比，筛选出兼具日产琴钢丝力学性能及英制不锈钢丝成分的国产不锈钢06Cr19Ni9 替代材料，进行结构设计、制造以及疲劳寿命、耐盐雾腐蚀等系统级关键性能验证研究。结果表明：国产不锈钢06Cr19Ni9 替代材料电连接弹簧可通过GJB 150.11A 盐雾腐蚀试验，疲劳寿命可达30 多万次，满足某型航空信号灯海洋盐雾环境适应性和疲劳寿命要求，同时实现了机载基础材料的国产化刚性需求。

摘要:倾转机翼构型无人机在连续倾转过渡过程中具有复杂非定常气动特性。以虚拟桨盘模型替代真实桨叶，通过添加动量源项的方法对旋翼流场进行计算，结合动网格技术对其进行流场非定常气动仿真，计算并分析旋翼/固定翼附近流场气动干扰与升阻力特性，针对过渡段运动状态完成模型建立与前飞速度—倾转角运动方程迭代拟合。结果表明：倾转初始状态无人机受到旋翼下洗流影响较小，由固定翼提供主要升力，在30°~50°倾转角的倾转过程中，倾转机翼段阻力增大，旋翼需用拉力增大。倾转机翼外段受旋翼下洗流干扰升力下降，倾转末期由旋翼承担主要升力作用。

摘要:目前加装格尼襟翼的相关研究大多针对二维翼型。通过建立三维桨叶模型研究不同格尼襟翼参数对旋翼气动性能的影响，首先建立一套基于桨叶加装格尼襟翼的三维旋翼气动特性数值模拟方法，并采用典型试 验数据进行验证；然后分析格尼襟翼不同长度、不同高度、不同径向位置等参数对旋翼气动性能的影响；最后通过分析桨叶加装格尼襟翼后桨叶表面压力分布、格尼襟翼位置处的剖面压力系数及流线图的变化，初步探讨桨叶加装格尼襟翼旋翼的增升机理。结果表明：当格尼襟翼高度为2%c，长度为0.2R，中心位置为0.7R 时，旋翼拉力最大提升了14.15%；由于在格尼襟翼后方形成的双涡结构，对翼型上表面流场形成一股吸附作用，可以延缓桨叶上表面的流场分离，达到提升旋翼拉力的作用。

摘要:海上低空直升机雷达目标特性与隐身性能的研究可以为路径规划提供依据。建立随机粗糙海面模型，基于高频近似方法对海上低空飞行的直升机雷达目标特性进行分析，研究孤立直升机的雷达散射截面（RCS）以及直升机在海面环境背景下的复合电磁散射、海上直升机在不同飞行高度下的雷达隐身性能，并总结其影响规律。结果表明：在雷达波直射条件下，直升机表面的大曲率半径处形成强散射源，呈现出较高的RCS；当直升机在海上飞行时，随着飞行高度的增加，直升机与海面间的耦合效应减弱，复合电磁散射逐渐接近于孤立直升机；直升机在海上飞行时可以降低高度以缩短暴露距离，一定程度上能够躲避敌方的雷达追踪，实现隐身突防。

摘要:旋翼在倾转过渡过程中存在复杂的结构载荷变化，直接影响旋翼的使用寿命。开展过渡过程的操纵策略分析有助于掌握对旋翼结构载荷的影响规律，为开展振动抑制等研究提供结论依据。为了研究操纵分配对旋翼动力学特性的影响规律，建立一套倾转四旋翼机飞行动力学综合模型，设计倾转旋翼机过渡状态两种典型操纵策略，通过数值仿真研究固定倾转角度状态的配平特性和气动载荷特性，以及过渡状态操纵策略对旋翼动力学特性的影响；考虑气动与结构单向耦合作用，将气动载荷作为外力施加至基于有限元的桨叶动力学方程，并采用Newmark-β 方法分析位移响应，研究过渡状态操纵策略对旋翼动力学特性的影响。结果表明：过渡状态下进行周期变距操纵能够减小旋翼气动载荷，降低旋翼振动响应，实现结构载荷抑制的效果。

摘要:旋翼试验台作为旋翼风洞试验的关键设备，其设计指标与控制精度直接决定了旋翼风洞试验的测试精度与效果，有针对性地设计共轴刚性旋翼试验台结构与控制系统是探索特定参数对高速直升机气动特性影响的关键。开展1.5 m 直径共轴刚性旋翼试验台研制，设计基于矢量闭环变频调速与电控伺服技术的1.5 m 量级共轴旋翼模型控制系统，完成系统硬件集成与基于LabWindows/CVI 环境的软件功能开发；该系统在FL-52开口风洞中进行悬停和前飞状态试验验证。结果表明：该系统具备良好的动态响应速度与控制精度，高转速状态下能够保持良好的控制稳定性；额定转速下控制精度达0.03%，上旋翼变距精度达±0.2°、下旋翼变距精度达±0.1°，可以满足共轴刚性旋翼风洞试验对控制系统的性能要求。

摘要:某型直升机在试飞过程中出现空中左发异常停车故障，试飞员依据特情处置方法安全着陆，人机安全。落地后对故障发动机进行静态检查未发现异常，随后对故障直升机进行整机通电地面开车检查，左发工作均正常，最终经过数据判读和分析确定为P3 压力异常降低导致油气比限制值异常降低，产生油量限制，造成发动机停车。对此次空中单发停车故障进行分析，以试飞机组视角对单发停车后的特情处置方法进行叙述，分析认为：该架直升机P3 压力传感器内部存在可移动金属多余物，在直升机飞行过程中造成调理电路电源与地短时搭接短路，使电子控制器内部的电压被拉低，导致P3 信号异常下掉，最终导致直升机空中无征兆异常单发停车。本文提出了改进措施和建议，可为型号设计和特情故障分析提供思路。

摘要:超疏水涂层因其独特的性能在飞机防结冰领域具有极好的应用前景。研发一种具有良好耐腐蚀性能、良好防/除冰性能的超疏水涂层，首先使用正硅酸乙酯制备亲水纳米二氧化硅粒子，通过聚三氟丙基甲基硅氧烷对其进行疏水化改性；然后将疏水纳米粒子与氟硅树脂结合，制备水接触角为158.6°的超疏水涂层；最后检验该超疏水涂层的防/除冰特性。结果表明：经过50 个周期的砂纸磨损后，该涂层的水接触角仍保持在148.5°，展现出良好的延迟结冰性能和除冰性能；在-10 和-15 ℃的低温条件下，水滴在涂层表面的冻结时间分别被延长了205% 和800%，与未涂覆涂层的马口铁片相比，涂覆了该涂层的冰层附着力降低了91.8%；且该涂层对不同液体均表现出良好的疏液性。