摘要:将带输出反馈的RBF（recursive radial basis function, RRBF）神经网络用于构建非定常气动力模型，能够得到一种动态非线性气动力降阶模型（reduced order model, ROM）。隐含层神经元的基函数宽度是该气动力模型的一个重要参数。为了研究基函数宽度对RRBF神经网络的影响,首先通过数学分析和计算仿真研究了训练过程中宽度与神经网络结构之间的关系,而后用NACA0012翼型俯仰运动作为算例,研究模型在不同训练信号、延迟阶数和流动状态的情况进行测试。测试结果表明,基函数宽度对此类非定常气动力模型的稳定性及泛化能力都有较大影响；最优宽度的选择随训练及预测信号的变化有所不同；较多样本时,通常选择55~75的宽度能够保证非定常气动力模型具有较高的预测精度。通过对随机俯仰运动样本的预测结果,验证了宽度的最优选择范围。

摘要:为了运输类飞机起落架的设计更好满足适航规范的要求，介绍了一种针对 CCAR25部规范要求的计算起落架地面操纵载荷流程，并提出了根据轮胎、缓冲支柱压缩状态计算起落架基本尺寸数据和飞机姿态的旋转“虚拟接地点”方法，通过此流程能够计算得到 起落架地面操纵载荷结果，这些结果包括飞机在某种地面操纵工况下的姿态、地面坐标系和飞机坐标系下的地面操纵载荷以及起落架基本尺寸数据，通过对转弯地面载荷工况的计算和对其计算结果的讨论说明计算流程和旋转“虚拟接地点”方法是准确可靠且能较好满足CCAR25部规范要求。

摘要:等离子体激励器通过产生的等离子加速气流，可以实现对流动的控制。然而，单一等离子体由于受到自身流向长度的影响，一般用于小尺度物体的流动控制。目前采用较多的是将多个单一等离子体激励器并联成一组的多级激励器, 传统的多级等离子激励器由于存在反向放电问题，激励效率较低。本文提出了一种新型多级双极性等离子体激励器，即将传统多级激励器中前一级的下电极都与后一级的上电极相连。粒子示踪测速系统（PIV）对两种激励器加速气流的实验结果表明, 新型多级双极性等离子体激励器电极板不受反向放电的影响，其对大气的吸附和加速作用比较明显，控制效果较好。

摘要:对飞行器表面的边界层转捩现象进行准确的预测，是设计高性能层流翼型的关键。基于边界层数值模拟和现代CFD技术的特点，选取与SST k-w湍流模型相耦合的Gamma-Theta转捩模型，实现了对不同类型的翼型边界层转捩进行较为准确的预测。对于在转捩计算过程中出现的摩阻曲线震荡问题，分析得出该现象是由于翼型表面的计算网格不光顺所引起的。同时计算得到，提高翼型几何模型光顺程度能够在不同程度上提高翼型气动特性的计算精度，并能得到更加准确的转捩预测结果。

摘要:疲劳寿命具有很大的分散性，这是工程结构设计中必须考虑的因素。为了降低主观不确定性的引入，得到更合理的疲劳寿命分布类型，本文提出一种用于识别疲劳寿命概率分布类型的一般计算方法。该方法首先根据疲劳试验样本信息确定疲劳寿命的前四阶统计矩；基于统计矩信息，利用最大熵准则确定疲劳寿命的概率分布类型。文中还介绍了一个求解最大熵分布Lagrange乘子的精确算法，避免了传统解方程组方法可能出现的数值奇异。采用文献中已有的航空铝合金2024-T351板件疲劳裂纹扩展试验数据验证所提计算方法的合理性和有效性。

摘要:为了研究不同几何参数包括壳半径、壳壁厚度和裂纹长度对鼓胀因子的影响，本文应用有限元软件ABAQUS，通过几何非线性有限元分析，计算了含纵向裂纹无加强柱形壳鼓胀因子的数值并与现有的经验公式进行了对比，同时讨论了双轴载荷比对鼓胀因子的影响。结果表明：大部分几何参数对鼓胀因子的数值有显著影响；现有经验公式存在局限性；当双轴载荷比从0.5增长到1.0时鼓胀影响降低约20%，当双轴载荷比从0.5降低到0时，鼓胀影响增加了约28%。

摘要:火箭橇水刹车戽斗作为火箭橇高速试验的减速装置，附加质量较大，运行速度快，在利用水的冲击作用减速时，要承受很大的载荷。为了确保火箭橇水刹车戽斗结构的安全，同时能达到预期的减速效果，须先对火箭橇水刹车戽斗的运动情况进行数值仿真分析。借助Abaqus中的流固耦合技术，通过CEL方法对火箭橇水刹车戽斗入水运动情况进行分析，得到火箭橇水刹车戽斗在多种不同运动情况下的阻力曲线，并根据流体阻力理论计算公式，拟合得到该火箭橇水戽斗入水的流体阻力计算公式。利用该公式可对该火箭橇水刹车戽斗在不同速度、不同初始水位高度下所受的阻力进行预测，以获取火箭橇水刹车戽斗的减速性能。

摘要:针对升力风扇无人机动力补偿问题，论文研究了升力风扇无人机着陆过程的动力补偿系统(APCS)的设计，并对结果进行了分析。首先建立了升力风扇无人机纵向状态方程并进行了简化，在此基础上构建了动力补偿控制基本结构，最后针对升力风扇无人机的特点建立多种补偿相结合的动力补偿系统并对其进行了仿真分析。结果表明采用速度恒定的动力补偿系统和迎角恒定的动力补偿系统时后者比前者响应时间短，但是存在阻尼不足的问题。针对上述阻尼不足造成的震荡问题，结合升力风扇无人机自身的特性进行了纵向过载的反馈以及在扰流片参与下动力补偿后飞机运动模态阻尼良好，有效的增加了航迹角对姿态角的跟踪精度。

摘要:针对以主动控制为目的的模型降阶中的降阶精度以及控制系统的降阶设计问题,以变体飞机折叠机翼为对象,建立了以模态综合法为基础的动力学模型。对该模型分别采用模态价值分析方法和平衡截断降阶方法建立了结构的降阶模型；利用可控度、可观度对两种降阶模型的精度进行了对比分析。最后,对降阶模型设计并施加了主动控制律,抑制翼尖的位移响应。结果表明：平衡截断降阶模型具有较高的可控度；模态价值分析降阶模型具有较高的可观度。两种降阶模型均可以快速精确地得到高阶动力学的降阶模型,并且该模型可以有效地应用于主动控制系统的设计。

摘要:缓冲与前轮转弯纠偏性能对起落架设计起着重要影响。本文针对同一飞机分别建立了支柱式和摇臂式前起落架的飞机刚柔耦合动力学模型。采用了这两套模型分别对其着陆缓冲和转弯纠偏过程进行动力学仿真和对比分析，得出了这两种不同形式前起落架的着陆缓冲和前轮转弯纠偏性能特点：在同种着陆工况下，支柱式比摇臂式前起样机在前起落架航向所受合力要大，而前轮接地后的俯仰角速度和机头下沉量则相差不大；支柱式比摇臂式前起样机在更小的操纵力矩、转弯角度和侧向加速度下就会发生飞机侧滑。该项研究结果可为前起落架的设计和选取提供有意义的参考依据。

摘要:起落架收放系统的性能对整机的安全性和舒适性具有直接影响。以国产在研某型飞机起落架收放系统为研究对象，为了验证起落架收放机构的收放性能，建立了该型飞机起落架收放机构的数学模型，采用了LMS Virtual.Lab Rev的Motion模块和LMS Imagine.Lab AMESim进行起落架机构三维和起落架液压控制系统一维联合仿真,为系统方案设计提供参考。仿真结果表明：采用理论计算数值能够实现起落架在有限时间里的收放任务，考虑了气动载荷情况的仿真结果符合实际趋势，可以为设计提供参考，此外, 利用该联合仿真模型研究了上位锁阻尼参数对起落架收放性能的影响, 指出上位锁阻尼可作为优化设计的优先选取参数, 为该型飞机起落架收放性能的进一步优化提供参考。

摘要:为了掌握水洗对民用航空发动机性能的改善效果,实现从定时水洗向视情水洗的转变,并为航空公司评估节能减排工作成效提供支持,提出了一种发动机水洗效果评价方法。该方法选择了延长在翼时间和节省燃油量作为评价发动机水洗效果的两个主要评价指标,并给出了评价指标的计算方法,建立了基于成本的发动机水洗效果评价模型,基于该模型对水洗效果进行了评价。采用某台水洗后发动机的实际数据对提出方法进行了验证,验证结果表明提出方法能够实现发动机水洗效果的定量评价。最后,基于提出方法开发了发动机水洗管理系统。本文的研究能够为视情水洗的实现提供支持,也能够为航空公司评估节能减排工作成效提供支持。

摘要:某电传民机驾驶舱操纵机构采用超控杆的连接形式，这种机构带来的好处是重量轻和维修型好，但是带来的问题是故障模式多样性和复杂性,针对这一问题本论文研究了其驾驶杆操纵机构的原理和物理特性，对其正常模式和故障模式进行建模，并对各个故障模式进行分析研究和杆力特性品质评估，得出这种操纵机构在故障模式下的杆力特性品质是可以接受的。

摘要:为解决航空项目多任务多层级嵌套带来的资源利用率低、需求量集中等问题，将粒子群算法应用于复杂航空项目的资源均衡优化，通过构建资源均衡优化问题的解空间，建立任务开工时间与算法中粒子属性的映射关系，以资源需求均方差为算法的评价函数，在考虑任务逻辑关系而形成的约束条件下，求解项目中非关键节点的实际开始时间，给出详细资源均衡优化方案，有效削弱资源需求峰值。最后，以航空项目中典型机翼装配为算例对算法进行验证，结果显示所提出的优化方法能够有效性解决资源需求量集中的问题，达到了项目资源均衡的目的。

摘要:本文研究一种快速在线非线性模型预测控制(Nonlinear Model Predictive Control, NMPC)方案用于微型共轴无人直升机(Miniature Coaxial Unmanned Helicopter, MCUH)的航迹跟踪。首先,MCUH的非线性模型被简化。接着,利用系统的微分平坦特性,得到了近似直升机非线性动力学的LTV模型,然后将传统输出航迹跟踪NMPC问题转化为LTV-MPC优化问题,从而降低了问题的复杂度。为确保航迹跟踪误差系统的指数渐近稳定分别设计了终端域和终端罚值。仿真结果表明,设计的预测控制器可实现对有约束的时变航迹的跟踪。

摘要:介绍了大飞机整体油箱用三种密封剂的工艺、物理力学及耐环境性能特点,结合整体油箱的结构密封要求,介绍了其在整体油箱不同部位的应用。

摘要:本文对民用飞机延程运行（Extended Operations，以下简称ETOPS）型号设计进行了探索研究,主要目的在于为国内ETOPS型号设计提供指导。本文简单介绍了ETOPS概念及其发展历程，梳理了民用飞机ETOPS型号设计的适航要求以及批准方法，通过对适航材料的研究，总结出一种ETOPS型号设计思路。在工程实践过程中，本文提出的设计流程能够指导国内民机的ETOPS型号设计。

摘要:机载蒸发循环系统结构的疲劳寿命易受到外界和内部环境的影响，导致满足不了设计的要求。采取随机有限元法，并参照设计变量和随机变量的变异性，建立机载蒸发循环系统结构疲劳寿命稳健性优化的数学模型。通过对机载蒸发循环系统结构的稳健性优化进行研究，把稳健性优化问题转化为结构疲劳寿命均值和标准差的双目标优化问题，合量设置疲劳寿命均值和标准差的权因子，可有效降低设计变量和随机变量对变异的敏感性，进而提高机载蒸发循环系统结构疲劳寿命的稳健性。

摘要:实现通用飞行器地面电磁弹射可以提高飞行器起飞离地速度,增加飞行器有效载荷,节省起飞阶段能量消耗,延长飞行器飞行距离,降低飞行器动力装置起飞最大推力要求。“地下直线电机牵引地面交通车辆方法”做为飞行器地面电磁弹射牵引方法,“真空磁悬浮转动支撑结构无轴动能环储能高功率脉冲电源”做为电磁弹射的高功率脉冲电源,通过工程整体设计,解决安全稳定的电磁弹射能量供给系统,多备份、高冗余度、高可靠性的高功率储能脉冲电源系统,实现安全、连续、可靠的通用飞行器地面直线电机电磁弹射工程系统。