摘要:飞行器服役完整性（对于军用飞行器也称为作战完整性）更综合地表征了飞行器在服役（作战）使用过程中的质量特性。本文首先介绍了飞行器服役（作战）完整性概念的提出过程，讨论了飞行器服役（作战）完整性的基本内涵和基本特性，阐明了飞行器服役（作战）完整性是飞行器服役（作战）适用性与飞行器服役（作战）效能发挥的基础。然后介绍了飞行器服役（作战）完整性的三种表征参数：飞行器固有完好率、飞行器固有健康度、飞行器服役（作战）完整度，并梳理了飞行器服役（作战）完整性优化设计的基本方法。最后提出了飞行器服役（作战）完整性的控制原理，指出了飞行器服役（作战）完整性发展的基础、研究方法和目前我国航空航天领域急需研究和发展的方向。

摘要:随着复合材料在先进飞行器结构中占比的逐渐增加，复合材料在服役过程中力学性能的变化对飞行器整体的安全至关重要。为了实现基于导波原位检测的飞行器复合材料整体部件疲劳评估和寿命预测，首先，从宏观和细观的角度研究复合材料疲劳损伤演化规律；在此基础上，通过分析导波波场信息，探究导波相速度、模态能量比等特征在表征复合材料疲劳方面的潜力；其次，从复合材料损伤机理出发，建立导波相速度与疲劳损伤累积的演化模型；然后，构建深度学习框架，以数据驱动的方式从导波波场中提取疲劳演化特征；最后，提 出基于贝叶斯模型平均方法的疲劳演化模型，对复合材料剩余疲劳寿命进行预测。结果表明：通过提取和分析导波特征信息，可以准确地对复合材料疲劳状态进行表征，结合贝叶斯模型平均方法和置信区间准则，实现了在试件疲劳破坏之前的剩余寿命预测。

摘要:飞机结构中部分薄壁结构在服役中不可避免地承受面外弯曲载荷，这对飞机的安全性有显著影响。采用FRANC3D 和ABAQUS 联合仿真的方法，对薄板受弯曲载荷作用下的疲劳裂纹扩展行为开展研究，分析边界约束强度和初始裂纹形状对此类疲劳裂纹扩展模拟的影响，并评估仿真方法的适用性。结果表明：模拟中施加较弱的边界约束，会使计算的应力强度因子增大；相比于初始非孔边的表面裂纹，初始孔边角裂纹在裂纹扩展初期扩展速率更高；现有的FRANC3D 和ABAQUS 联合仿真的方法在模拟面外弯曲载荷下薄板孔边裂纹扩展时，存在受压面裂纹无法扩展的问题。

摘要:蒙皮破孔是最典型的飞机战伤形式之一，目前对其抢修的方式主要有纯铆接修理和纯胶接修理，在修复效果或修复时间上存在不足。提出利用胶铆混合方式进行蒙皮破孔修理，采用疲劳试验与有限元分析方法，针对带预置圆形破孔损伤的破孔件、铆接修理件、胶接修理件和胶铆混合修理件进行疲劳性能对比研究。结果表明：相比纯铆接和纯胶接修理方式，胶铆混合连接方式具有最佳的修理效果，混合连接中铆钉作用能有效提高胶层承载并抑制胶层剥离；胶铆混合修理方式与纯铆接相比疲劳性能更优，与纯胶接相比修理时间更短，在金属蒙皮破孔结构的战伤抢修工作中具有良好的应用前景。

摘要:燃油箱作为飞机上易损性最高的部件，当其遭受高速射弹袭击时会产生破坏严重的液压水锤效应，直接威胁飞机安全，对水锤效应问题的数值研究具有重要意义。采用CEL 方法对水锤效应问题进行数值模拟，首先同已有试验结果进行对比，验证数值计算模型的准确性；然后分析射弹入射速度、充液率对水锤效应的影响；最后对水锤效应的防护设计进行数值分析，优选防护结构设置形式。结果表明：水锤效应的破坏威力来自于冲击波，射弹动能越大、充液率越高，油箱破坏性越大；设置防护挡板能够在一定程度上降低冲击波对油箱结构的破坏程度，空气防护挡板结构的防护效果最佳。

摘要:飞机结构作战生存力是影响飞机综合作战效能的关键因素，飞机结构的生存力设计对提高飞机的作战能力、降低寿命周期的费用、保证飞机处于良好的战备状态具有重要意义。从飞机生存力的内涵和结构生存力设计要求出发，梳理飞机结构生存力设计要素；分析战损情况下结构生存力设计准则，重点开展爆炸引起的超压和波阵风载荷下飞机结构生存力研究，并给出分析算例。结果表明：飞机结构生存力设计要素与常规的损伤容限设计要素相似，可以参照损伤容限的设计步骤开展结构生存力设计；机身壁板、前缘、活动面和口盖等飞机结构对冲击波超压比较敏感，可以通过构型优化提高结构生存力。

摘要:装备保障是装备有效发挥战斗力的基础，研究如何开展全寿命周期的保障工作具有重要的现实意义。本文系统梳理了美军装备全寿命周期保障工作，区分论证、研制、服役和退役四个阶段，分析了各阶段的工作内容和特点，并结合我军装备保障现状和存在的问题，从装备全寿命周期角度，提出了相应的对策建议，为推动和促进我军装备全寿命保障工作提供了理论支持。

摘要:军用飞机故障预测与健康管理（PHM）系统设计与工程应用存在设计标准缺失、复杂度高、准确率低等问题。通过对PHM 系统数据、结构、功能维度的设计需求分析，提出三维多相迭代设计准则；基于三维多相设计准则对PHM 系统设计流程进行梳理；提出基于软硬件协同加速的健康管理实时化、基于知识图谱的知识逻辑可视化、基于MBSE 的PHM 系统模型化的三化一体设计架构，并通过多领域模型联合仿真进行验证。结果表明：该设计架构实现了5.63 倍的加速计算效果与82.7% 的计算功耗缩减，提升了PHM 系统知识与设计需求 管理的可追溯性。

摘要:近距格斗在未来的空战格斗中仍不可避免，大迎角下精准且快速的机头指向能力是空优战斗机必须具备的基本特征，对提升飞机本身的生存能力和夺取制空权具有重要意义。本文根据国内外战斗机的大迎角特点，对大迎角气动特性、风洞试验方法、气动力建模方法、非线性飞行动力学特性分析方法、大迎角控制律设计、飞行试验等方法进行了综合论述，对未来大迎角飞行问题的研究方向进行了展望。

摘要:起落架结构间隙作为影响飞机高速滑跑摆振稳定性的主要因素之一，决定着飞机滑跑的安全性与舒适性。本文归纳了起落架结构间隙存在形式，分析了起落架结构间隙对摆振的形成原因；详细阐述了现有起落架摆振间隙分析模型，并指出其中的局限性及今后建模方向；通过文献分析进一步总结了含间隙摆振模型求解方法，说明了不同方法的适用性；对起落架结构间隙今后的研究方向进行了展望。

摘要:内吹式襟翼具有高效的增升能力，但失速迎角在较高的吹气动量系数下下降明显，为改善其失速特性，研究内吹式襟翼加装前缘下垂后的失速特性。对前缘下垂结合无缝襟翼的亚声速翼型在环量控制作用下的流场进行数值模拟，研究吹气动量系数对失速特性的影响规律，前缘刚性偏转、弯度变化和厚度变化对失速特性的改善作用，以及改变襟翼偏角研究前缘下垂的作用效果。结果表明：随着吹气动量系数的增加，失速迎角先迅速下降再略微增加；前缘下垂装置减小了翼型上表面逆压梯度，延缓了翼型边界层动量厚度随迎角增加而增加的趋势，能有效提高失速迎角；通过逐渐改变前缘表面曲率，实现了前缘下垂设计对失速特性改善的最好效果。

摘要:三维裂纹前缘布置结构化网格是一项耗时且困难的工作。以二次四面体单元虚拟裂纹闭合法（VC-CM）为基础，提出基于几何特征的三维裂纹建模方法，阐述应用四面体单元在ABAQUS 上进行三维裂纹建模的实现细节；应用Python 编程语言结合NumPy 和SciPy 开源科学计算库开发参数化三维裂纹分析程序包，实现三维裂纹问题分析的全流程自动化；数值算例和文献中的结果吻合很好，表明本文建模方法是准确且可靠的，全模型采用常规四面体单元，提高了三维裂纹自动化建模的稳定性和鲁棒性。

摘要:降低民用飞机直接维修成本是提高飞机经济性、增强市场竞争力的重要途径。以民用飞机研制阶段在很大程度上决定其维修成本的高低为背景，在分析相关文献研究成果的基础上，构建可反映民用飞机成本特性的设计参数结构层次图，基于TOPSIS-灰色关联法计算类似机型的相对相似度，进行民用飞机直接维修成本分配；将类似机型典型系统直接维修成本数据输入分配模型进行验证。结果表明：本文模型可较为准确地预测民用飞机系统级直接维修成本，计算结果满足工程要求，可为预测新研机型直接维修成本提供参考。

摘要:对扇区空域实施灵活的开合管理是当前提升空域利用率的主要方法之一，利用实时的空域容量和流量信息可为扇区的开合提供预警信息，提升人力资源的利用率和紧急情况下流量波动的应对能力。基于Wickens 的信息处理与认知模型，构建管制员注意力资源与管制工作负荷的关系；基于仓室（SIR）模型，建立管制员注意力资源与管制工作负荷的动力学方程；通过李雅普诺夫稳定性定理证明方程在平衡点处的稳定性，并以此为算法基础，设计扇区运行的开合阀；通过数值模拟，验证管制员注意力资源和剩余工作负荷的演化规律。结 果表明：设计的扇区开合阀能够为大流量、大容量环境提供分扇预警，并预测未来管制员的工作负荷情况。

摘要:空中加受油时，加油机尾流场会对受油机产生复杂的流动干扰。采用基于 Navier-Stokes（NS）方程的 CFD 方法分析加油机尾流场，并对加油机、受油机之间的气动干扰进行一体化模拟研究；系统地研究加油机不同迎角及双机不同高度差、不同侧向距离、不同前后位置时，受油机的纵向、横航向气动力特性。结果表明：典型状态下，加油机迎角增大，对受油机的气动干扰增强；高度差越大，对受油机气动干扰越小；侧向距离越大，对受油机气动干扰先增加后减小；前后距离对受油机的影响较小。

摘要:民用飞机结构设计过程中，结构建模占用了设计人员大量的时间与精力，如何快速完成结构建模是提升结构设计效率的关键之一，基于CATIA 二次开发技术，提出一种民用飞机结构快速建模方法。在分析总结常用民用飞机结构数模的基础上，将常用零件模型分解为典型加工特征的组合；针对每个特征，创建为CATIA知识模板，并集成为结构特征模板库；同时，采用CAA 二次开发技术，设计可视化操作界面用于特征模板库调用；通过模拟减材加工过程逐个调用加工特征模板，完成结构模型创建；以下陷特征为例，对比分析传统布尔操作建模方法与本文建模方法的建模效率与质量。结果表明：该建模方法能够显著提高结构建模效率和质量。

摘要:油—气式缓冲器内部的油液特性及充气压力会随环境温度而变化，进而影响起落架的缓冲性能。为了探究温度对油—气式起落架缓冲性能的影响，在起落架落震试验的基础上，提出一种缓冲器环境温度模拟方法，并分析油—气式起落架缓冲器在20~80 ℃环境温度下的缓冲性能。结果表明：在所研究的温度范围内，缓冲器初始充气压力对温度变化敏感，随着温度的升高，缓冲器内部空气弹簧刚度增大而油液阻尼力减小，起落架系统的地面垂直载荷变大而缓冲系统效率系数降低，温度对油—气式起落架缓冲器性能影响显著。

摘要:复杂航空发动机在运行过程中易出现多退化信息而导致寿命预测不精确的问题，为此提出基于核主成分分分析（KPCA）和双向长短时记忆（BLSTM）神经网络的多信息融合寿命预测模型。首先采用KPCA 对多维退化数据集进行降维处理和信息融合，得到能够表征设备退化的低维特征数据集；然后利用BLSTM 神经网络模型对带有多维退化信息的航空发动机剩余寿命进行预测，得到监测数据与剩余寿命的映射关系；最后采用C-MAPSS 航空发动机退化数据集对提出的多信息融合寿命预测模型进行仿真验证，并与其他三种模型结果进行对比。结果表明：KPCA-BLSTM 能够对多维退化信息下的剩余寿命进行精准预测，本文提出的预测模型的误差与得分优于其他三种模型，而且预测精度更高。

摘要:延程运行（ETOPS）是国际民航组织为了保证民航飞机安全飞行提出的一项运行要求，被广泛应用于洲际航线，尤其是跨洋飞行。ETOPS 型号设计批准的核心是ETOPS 重要系统的适航审定。对ETOPS 重要系统的审定工作进行研究和讨论，分析ETOPS 重要系统相关的适航条款要求，提出ETOPS 重要系统确定方法和验证方法，明确了有时间限制ETOPS 重要系统的审定要求。结果表明：本文所提出的ETOPS 重要系统的确定方法和验证方法在工程实践的应用取得了实质性进展，能够为自主研制大型客机的ETOPS 型号设计和适航审查工作提供指导。

摘要:起飞超轮速严重威胁飞行安全，为了有效评估运输飞机起飞时在不确定性因素影响下的超轮速风险水平，提出一种基于云模型和贝叶斯网络的评估模型。选取抬轮速度、总重、低压转子转速、抬轮率、抬轮时机、升降舵控制量、风的分量、总温8 个指标，建立超轮速风险指标体系；运用基于启发式高斯云变换算法和正向高斯云算法的云模型，实现超轮速风险等级软划分和指标离散化，并确定各指标的先验概率；构建超轮速风险的贝叶斯网络，基于所建网络和节点信息计算节点后验概率，通过网络反向诊断得到超轮速的主要诱因。结合实际运行数据进行仿真验证，结果表明：评估结果符合实际情况，验证了模型的有效性。研究结果可为超轮速事件分析、民航运行安全风险管理提供理论依据。