摘要:健康监控技术是提高装备安全性、战备完好率和快速出动能力的关键技术，已成为现代高技术装备的必备技术。针对飞行器健康状态难以判别表征的难题，提出表征飞行器各系统及整机健康程度的度量参数——“健康度”；在此基础上，给出飞行器各系统和整机健康度的计算确定方法，并建立基于“健康度”参量的飞行器各系统/整机健康状态评价方法——健康、亚健康和不健康三级评价法；以示例给出基于健康状态的飞行器各系统/整机精准维修保障策略——健康时不用维修、亚健康时制定维修计划、不健康时必须维修的总体策略以及与经济性要求相结合的最终实施策略。本文的研究为健康监控技术在飞行器上的有效应用奠定了基础，能够推广应用于其他装备系统的健康监控。

摘要:从大自然中生物的形态汲取灵感，对优秀的气动外形加以模仿和借鉴，从而获得更好的飞行性能，是形态仿生飞行器设计的基本思路。本文介绍了形态仿生飞行器的研制背景，分析了形态仿生“自上而下”和“自下而上”两种研究过程；按照仿鸟飞行器、仿鱼飞行器和其他仿生飞行器的类别分别介绍了形态仿生飞行器当前发展现状；探究了外形特征的提取方法，参照生物优良特性解决飞行器设计过程中的问题，仿生飞行器气动参数的辨识等关键技术，并对形态仿生飞行器的未来发展趋势进行了归纳总结。本文研究的内容对于形态仿生飞行器的设计具有一定的参考意义。

摘要:先进电传飞行控制系统能够在很大程度上提升民用直升机的操纵性与稳定性，但这种新颖设计给安全性的评估带来了巨大挑战。传统的适航条款可能无法完全覆盖电传飞控直升机的设计特征，需要制定相应的专用条件来判断直升机设计是否满足适航要求。本文围绕直升机电传飞控系统结构交联、操纵权限感知、飞行机组告警、飞行包线保护、指令信号完整性五种专用条件，指出专用条件关注的技术内容；说明条款制定的背景和意义，给出现有的符合性方法及验证技术，并提出直升机电传飞控在型号论证和设计过程中的关键技术问题。本文研究可为民用直升机的适航设计与审定提供一定参考。

摘要:翼型在风洞中进行非定常试验时，为了从试验中获得精确的气动数据，需要对风洞洞壁干扰进行修正。采用一组几何相似大小不同的 NACA0012 模型，在西北工业大学 NF-3 风洞中开展翼型低速动态测压试验；提出将相同无量纲动态参数下的不同尺度模型试验结果线性插值到 0 尺度求取动态试验洞壁干扰的方法，并采用风洞试验结果对动态试验洞壁干扰进行评估和修正。结果表明：本文提出的洞壁干扰修正方法符合实际需要，能够为动态试验风洞洞壁干扰修正提供参考和思路。

摘要:受鸟类抬起羽毛控制分离流的启发，涡襟翼成为翼型大迎角分离流的控制措施之一。采用数值模拟方法研究不同雷诺数下涡襟翼在控制翼型大迎角分离流动时的气动特性及其物理机制。结果表明：涡襟翼在低雷诺数下能够极大地改善翼型的大迎角升力特性，其物理机理是涡襟翼将翼型主分离涡的涡心位置控制在离翼型更近的区域，且涡心位置的涡量得到大幅提升，使得涡心附近的低压特性影响到翼型上表面，而且涡襟翼能够将翼型上方前区的低压与下游的高压隔开；但是在高雷诺数（对应常规飞机雷诺数）下涡襟翼改善翼型大迎角气动特性的效果远不如低雷诺数情况，由此解释了为什么鸟类能够通过羽毛抬起提高升力特性，而常规飞机的涡襟翼只能作为阻力板使用的原因。

摘要:离散涡方法（DVM）是一种无网格的涡运动算法，适用于解决易产生分离流的非定常问题，将其应用于结冰过程中的流场求解，在有效模拟分离流动的同时能避免冰形尖角对网格质量的影响。但离散涡方法基于不可压 N-S 方程，无法应用于预测可压缩流动下的结冰过程。本文在离散涡方法的基础上添加普朗特—格劳尔特压缩性修正，进行基于离散涡方法的可压缩流动下的数值模拟，并将其应用于翼型结冰预测；对流场分布、结冰冰形和结冰模型计算过程等仿真结果进行对比和分析。结果表明：引入压缩性修正后的离散涡方法能较好地模拟可压缩流动，与实验值相比，基于该方法得到的结冰数值模拟结果符合良好，对结冰数值模拟在工程上的应用提供了一定的参考。

摘要:倾转旋翼机在倾转过渡过程中气动构型不断变化，气动特性具有强非线性的特点。针对倾转旋翼机复杂的连续倾转过渡状态，基于运动嵌套网格和局部坐标系理论建立一套适合于模拟倾转旋翼机连续倾转过渡状态的网格系统，并采用 RANS 方程建立适合于强非线性气动特性的非定常流场分析的 CFD 方法；采用该方法模拟某型倾转旋翼机从直升机模式到固定翼模式的连续倾转过渡状态的气动特性。结果表明：对于不同的倾转过渡时间，旋翼和机体气动特性随旋翼倾转角增加变化趋势基本一致；随着旋翼倾转角增加，机体升力系数先增大后减小，在旋翼倾转角 40°附近达到最大，相比初始状态及平飞状态增大约 30%；随着旋翼倾转角、总距角及前飞速度线性增大，旋翼拉力系数及其垂向分量逐渐减小；旋翼倾转角和前飞速度线性增大，采用合适的总距角非线性变化曲线，倾转旋翼机总升力可以保持在目标值附近。

摘要:随着人工智能迅速发展以及“智慧机场”的提出，研究人工智能在机场如何有效地辅助机场管制人员，驾驶员指挥航空器在地面滑行具有重要意义。本文提出一种基于强化学习的滑行路径规划方法，构建航空器机场地面强化学习移动模型，并以海口美兰机场为案例采用 Python 内置工具包 Tkinter 进行场面仿真；在此基础上，考虑机场航空器滑行规则，采用 Off-Policy 中 Q-Learning 算法求解贝尔曼方程，实现航空器在 Model-based 环境中进行静态路径规划。结果表明：本文所提方法能够实现停机位到跑道出口智能静态路径规划

摘要:旋翼飞行器处于地效（IGE）悬停状态易吸入沙尘从而引起沙盲现象。为了研究出现沙盲现象时的悬停流场与沙尘的运动规律，采用基于雷诺平均 N-S 方程及 k-ω（SST）湍流模型，结合计算流体力学（CFD）与离散元（DEM）耦合并行算法，使用 Fluent 软件进行流场连续相计算；通过 API 传递流场信息至离散相，计算直升机旋翼的悬停流场，并与可得到的 PIV 测量结果进行对比；再将流场动量数据传输给离散相，计算沙尘的完整运动轨迹和颗粒分布。结果表明：在对流场精确模拟的同时，采用离散元方法对沙尘颗粒受力运动以及空间分布较好地模拟，能够多参数化地了解地效流场和细微沙尘颗粒受力运动规律，直观呈现沙盲的发展过程。

摘要:电动飞机作为未来绿色航空的发展方向，引起了各国的广泛关注。电动飞机大多采用大展弦比气动布局，在飞行中机翼弹性变形较大，风洞试验测试的焦点结果不能较好地反映实际飞行要求。为了确定轻型电动飞机的重心范围以及得到飞行中准确的焦点位置，以某型碳纤维复合材料电动飞机为例，建立定常直线平飞和定常盘旋机动飞行的数学模型；基于盘旋机动飞行试验获得测试数据，采用物理解算法辨识得到实际飞行的焦点，并与风洞试验测得的焦点位置进行对比。结果表明：盘旋机动飞行试验辨识的飞机焦点位置要比风洞试验的结果靠前；对于展弦比较大且采用大量复合材料的电动飞机而言，在飞行过程中实际焦点位置与风洞试验结果有一定的差距，采用物理解算法辨识得到的焦点位置更接近于实际状态。

摘要:飞机规避中距空空导弹的逃逸机动策略对于提高战斗机的生存力至关重要。针对深度确定性策略梯度算法训练智能体学习飞机规避导弹的逃逸机动策略进行研究。以飞机导弹相对态势参数等作为智能体的输入状态，飞机控制指令作为智能体的输出动作，导弹飞机追逃模型作为智能体的学习环境，设计由相对态势和飞行参数构成的成型奖励以及由交战结果组成的稀疏奖励，实现从状态参数到控制量端到端的逃逸机动策略。通过与四种基于专家先验知识的典型逃逸机动攻击区仿真验证对比，结果表明：智能体实现的逃逸策略攻击区仅次于置尾下降攻击区，该策略对飞机规避导弹先验知识的依存度最低。

摘要:飞机在起飞降落阶段前轮偏度过大会发生侧翻，应根据滑跑速度合理限制前轮的偏度。基于侧翻现象发生的原理，通过分析起飞降落阶段前轮偏转时飞机相对侧翻轴的合力矩，得到前轮极限滚动方向偏度；建立前轮滚动方向偏度和偏转角度的关系，计算起飞降落状态下各速度的前轮限偏角度以及考虑飞机螺旋桨不对称滑流的前轮中立位，得到前轮的偏转范围。结果表明：计算得到的前轮限偏范围符合前轮限偏的一般特性，能够防止侧翻的同时最大保留前轮纠偏能力。

摘要:地面滑跑起降是轮式无人机飞行过程中的一个重要阶段，研究地面滑跑起降阶段的动力学特性对于无人机抗侧风特性摸底和纠偏控制律设计优化具有重要意义。基于轮胎侧向力模型、弹性轮胎和刚性机体假设，在 Matlab 平台建立地面滑跑阶段全量非线性模型和纠偏控制模型，综合分析发动机扭矩与侧风等工况下滑跑起飞和着陆过程中的响应特性，并对比分析两种不同纠偏控制模型下的纠偏性能和抗侧风特性。结果表明：该仿真模型能够反映无人机滑跑起降阶段的动力学特性，改进后的纠偏控制模型能够大幅缩短滑跑起飞距离，并且可以较好地实现纠偏控制。

摘要:合理、轻量化的航空驱动机构设计可以在很大程度上提高航空驱动机构行程角度控制的准确性、耐久性、扭矩/质量比及电磁兼容性，降低输出轴晃动间隙。针对目前国内现有飞机着陆灯用航空驱动机构，提出一种轻量化航空驱动机构的设计方案，该方案采用无刷直流电动机驱动，通过行星齿轮、平行轴直齿轮、蜗杆副等组合形式减速，利用高精度非接触角位移传感器反馈位置信号；建立三维数学模型对行星齿轮等传动件进行动力学仿真分析，对壳体、齿轮盖等结构件进行有限元仿真计算。结果表明：轻量化航空驱动机构设计方案可满足轻量化、大扭矩/质量比等相关技术指标要求；驱动机构关键传动件与结构件的设计参数及强度也满足要求，设计方案合理可行。

摘要:民用飞机的直接使用费用与飞机的设计方案及设计参数直接相关，是民用飞机经济性设计中考虑的主要因素。可靠性和安全性是民用飞机产品的固有属性，是保障飞机使用安全的前提条件，其参数化设计被视为制约飞机效费比的重要因素。为提高民用飞机经济性在民航市场中的竞争力，在初始设计阶段，以系统工程的观点，综合考虑可靠性、安全性和成本之间的联系，提出基于成本的可靠性与安全性一体化设计思想，建立以可靠性、安全性最优为目标，飞机成本、飞机各性能参数为约束的优化模型；提出基于成本的民用飞机可靠性与安全性一体化设计与验证流程，并通过案例进行验证。本文所提设计策略可为我国新一代大型民用客机研制提供技术支撑。

摘要:探索涡扇发动机加力过程中喷管喉部面积与加力供油量的匹配机理，寻找改善发动机加力特性的技术途径对发动机加力系统设计工作具有重要的意义。结合某型涡扇发动机加力供油时序、燃油填充时序和尾喷管面积调节规律，建立考虑加力燃烧室和外涵道动态容积效应的发动机加力接通与切断过程数学模型，进行涡扇发动机加力过程的特性计算，研究喷管喉部面积调节延迟对加力过渡过程的影响。结果表明：在加力接通过程中，喷管延迟调节对风扇稳定裕度和转速的影响不大于 4%，对主机稳定裕度和转速的影响不大于 1%；当喷管面积调节延迟或出现卡滞故障时，为了保证主机稳定工作，可适当减少加力供油量以改善喷管流通能力，提高安全稳定裕度；特殊情况下，则应继续增加主燃烧室供油量，以保证加力推力。

摘要:光纤传感器作为一种新的测量信息传输方式，在航空发动机部件材料高温测量领域具有重要的应用价值。基于多光束干涉原理，制作一种新型结构的非本征光纤 Fabry-Perot（F-P）传感器，探索其在航空发动机部件材料室温/高温环境静力拉伸试验过程中的变形测量性能。采用平板和圆棒两种形状的试样，在不同表面粗糙度和两种加载速率下，分别对比高级视频引伸计（AVE）进行室温、高温环境下静力拉伸试验。结果表明：新型结构的非本征光纤 F-P 传感器具有测量范围大，测量精度高，测量结果不受外界因素影响等优势，可实现航空发动机部件材料的超量程全应变测量；此外，在测量精度和设备体积方面明显优于 AVE。

摘要:直升机的振动问题与加工制造技术紧密相关，降低制造误差可有效减小直升机的振动。为了分析直升机旋翼系统的几何回转精度，基于小位移旋量对零部件装配路径上的关键公差进行建模，通过齐次坐标变换方法对闭环链路上的误差传递进行分析，得到旋翼系统几何回转精度模型；在此基础上，与蒙特卡洛仿真相结合，对旋翼系统的实例模型进行分析。结果表明：旋翼桨叶根部在空间内的变动范围近似呈椭球形变化，在旋转过程中存在复杂的波动情况，桨叶根部在桨盘平面内的径向波动误差约为 0.58%，在垂直桨盘平面方向的波动相对较大，约为 0.89%。

摘要:不同重力条件下，浮升力对航空煤油再生冷却效果会带来不同影响。建立 RNG k-ε 湍流三维模型，通过同等条件下与他人实验和模拟得到的壁面温度对比验证该模型；针对航空燃油 RP-3 在不同重力条件下水平管内的浮力诱导的温度分布、二次流速度、对流传热系数和湍动能的变化，研究重力条件变化时航空燃油浮升力对传热流动的作用机制。结果表明：重力加倍增大将导致浮升力对流的影响显著增强，并且湍动能随之非线性增加，对流传热系数呈现出明显的提升；重力条件改变时，重力方向上浮升力诱导的二次流发生了复杂的演变，对流传热系数呈现出先减小后增大，最终再减小的变化趋势；当航空燃油温度超过超临界温度时，对流传热系数发生突变，同时造成管壁温度出现显著差异。

摘要:柱状气囊的折叠与充气展开过程复杂，采用实验手段研究其展开过程存在诸多不便。针对柱状气囊提出两种不同的折叠方式并分别建立相对应的数值分析模型，利用非线性动力学软件 LS-DYNA 研究柱状气囊折叠后充气展开的动态应用特性，对影响气囊展开过程中蒙皮应力、体积和内压曲线变化的因素进行分析，分别讨论不同折叠方式和外界环境参数对柱状气囊动态特性的影响。结果表明：两种折叠方式在收纳空间与材料强度上各有优势；此外，环境参数中的外界压强对气囊展开后的稳定状态有较大影响，而温度对气囊展开的影响相对不明显。