摘要:螺旋桨推进方式具有效率高、通用性广等特点，被广泛应用于现代无人机。对于动力布局形式不同的无人机，其受螺旋桨影响下的绕流流场也复杂多样，随之产生的桨机气动耦合效应对于飞行器的气动特性和飞 行品质影响较大。本文首先介绍了螺旋桨的基本理论和重要参数，概括了工程研究中螺旋桨性能的分析方法；其次，将无人机的典型动力布局划分为传统动力布局、垂直起降复合翼动力布局、分布式动力布局和涵道式动力布局，总结其在桨机气动耦合效应方面的研究进展；最后，分析了螺旋桨的干涉效应对于无人机的机翼、机身和尾翼气动特性的影响情况及应用方向，并展望了未来螺旋桨动力无人机的发展趋势。可为螺旋桨无人机的动力布局选择和桨机一体化设计提供参考。

摘要:含平均应力的振动疲劳问题广泛存在于各类工程结构之中，研究者们的处理方法不尽相同。为了对比讨论这些方法的适用性，回顾并梳理了近数十年来涉及含平均应力振动疲劳寿命评估问题的文献，将其中的 处理方法划分为两大类进行介绍：一是在材料的S-N 曲线中考虑平均应力的影响，二是直接计入平均应力与振动载荷共同造成的疲劳损伤；分别对比论述了各试验方法的试验原理与应用情况、各理论方法的模型基础与进一步的拓展研究，从各方法的理论基础、计算效果、应用范围等方面进行评估，指出现有研究中存在的不足，给出平均应力处理方法选取的建议，并展望了未来的发展方向。

摘要:智能制造是实现制造业升级的重要发展方向，也是世界各国提升工业现代化水平的主要“战场”之一。但是，由于制造工艺的特殊性，复合材料智能制造在工业界的实施仍处于探索阶段。本文结合智能制造发展现 状及航空先进复合材料主流的热压罐成型工艺特点，提出复合材料“适度智能”生产线建设方案，并从面向复合材料制造工艺特征的智能生产线模型、标准体系建设、工业4.0 相关使能技术等方面论述复合材料智能制造探索与实践，为智能制造在复合材料领域的应用提供参考。

摘要:大型民用飞机电传飞行控制系统会出现正常模式和直接模式控制指令同时输出的故障情况，需要表明该故障下飞机气动伺服弹性的适航符合性方法，目前关于故障情况系统结构耦合适航符合性的研究都以验 证思路为主，未给出针对具体故障的验证方法。提出一种飞行控制混合指令故障下的气动伺服弹性分析方法，给出正常模式和直接模式混合控制指令等效假设及等效方法，基于该等效假设给出混合指令下气动伺服弹性分析原理；设计铁鸟试验，对混合控制指令等效假设进行验证，开展故障状态的气动伺服弹性分析。结果表明：相比于正常模式，混合指令故障下飞机气动伺服弹性稳定性提高，满足设计要求，该分析方法可用于飞机故障状态的气动伺服弹性设计与验证工作。

摘要:规章修订作为民航规范化管理中的一项关键任务，其过程涉及同技术相发展的修订评估方法以及完备的修订策略。在系统梳理我国现行智能辅助飞行相关法律法规的基础上，对面向未来智能辅助飞行的运行规章进行分析；基于智能辅助飞行合理发展的需求，提出一种以奥斯本检核表法为主的适用性分析方法，并在CCAR-91 部与CCAR-121 部中分别应用；通过对相关规章修订策略的深入探讨，给出一条协同修订策略，并提出一些修订建议。结果表明：本文提出的适用性分析方法以及修订策略能够有效得到适用性分析结果，为面向未来的民航规章修订工作提供了理论依据。

摘要:飞机研制过程中频繁的构型更改增加了构型管理的困难性和挑战性。为此，提出一种面向频繁构型更改的飞机构型管理方法。首先，构建基于图数据库技术的飞机构型管理框架，将飞机结构以图的形式存储于图数据库中，以便高效直观地管理和追溯构型更改；然后，通过提出面向需求的模块化产品分解结构和阶段式构型标识编码方法，以解决飞机设计与制造阶段中构型频繁更改的管理问题；最后，通过建立面向模块的工程更改传播追溯与有效性标识方法，解决飞机制造阶段中工程频繁更改的管理问题。结果表明：本文所提出的面向频繁构型更改的飞机构型管理方法，能够基于图数据库迅速直观地识别受更改影响的零组件和子系统，有效减少完成更改所需的操作步骤和时间，从而提高构型管理效率。

摘要:舰载机的舰面保障流程及保障时间对其整体出动能力有重要影响，提出采用启发式算法结合三维建模虚拟仿真的方法来解决舰载机舰面保障流程优化问题。使用考虑多重约束的启发式算法求解舰载机舰面保障时序方案，缩短舰载机舰面保障流程的耗时；基于虚拟现实平台搭建舰载机保障流程仿真环境，对舰载机舰面保障作业流程进行高精度组件化三维建模，通过细粒度的舰载机舰面保障流程可视化仿真推演和空间干涉检测，对人工调度或算法求解出的舰载机舰面保障时序方案进行验证，证明了其合理性和可行性，且验证评估结果能够支持舰载机舰面保障时序方案的进一步优化。

摘要:机翼前缘半径沿翼展方向分布对飞翼布局飞行器隐身特性和气动特性有重要影响。采用展向分布类函数/形状函数变换（CST）翼型匹配方法实现前缘半径的参数化，运用基于映射联动的多学科模型输出方法， 为气动和隐身学科计算分别输出外形一致的数值模型；利用试验设计方法构建样本点，建立Kriging 代理模型，采用基于代理模型的进化算法开展单目标和多目标优化。前缘半径展向分布的气动隐身多目标优化结果表明：在不损失最大升阻比等气动特性的前提下，可以进一步降低前向雷达散射截面，提高前向隐身性能。

摘要:常规布局民用运输机在低速增升构型条件下，失速迎角的提前导致飞机进场速度过大，需要优化高升力构型的低速特性，通过对飞机机翼Kink 区域的流动进行控制来改善飞机的着陆性能。采用风洞试验对发房 外侧导流片和缝翼切角这两种被动控制技术进行研究，获取发房外侧导流片（后缘高度H 中）和缝翼切角（中等切角）的最佳组合方案。结果表明：在最佳组合方案条件下，升力系数明显提升，且俯仰力矩系数在轻微上仰后仍满足经典判据的要求；通过荧光油流试验呈现了优化措施的流动机理，即发房外侧导流片和缝翼切角拖出的携带高能量的旋涡流注入下游机翼表面，抑制了机翼表面的流动分离。

摘要:选择性激光熔化（SLM）技术制造的铝合金在航空航天等行业得到了广泛的应用，但其存在气孔、未熔合（LoF）等严重影响疲劳性能的缺陷，且有关其超高周疲劳性能和S-N 曲线的研究鲜少。对航空航天结构常用的、典型厚度1 mm 的SLM 制造TiB2 高强铝合金和AlMgScZr 高强铝合金试件的超高周疲劳性能进行研究，通过自主设计的超高周疲劳试验机完成高达108循环疲劳试验，通过加权最小二乘法拟合得到两种材料的S-N曲线，对其断口进行光学显微镜（OM）分析，并将其与普通铝合金的疲劳性能进行归一化对比。结果表明：AlMgScZr 高强铝合金的疲劳性能略优于TiB2 高强铝合金，两种SLM 制造铝合金的静强度和疲劳强度均高于普通铝合金，但是相对疲劳强度要差于普通铝合金。

摘要:复合材料被广泛应用于飞机结构，其雷电防护方法也日益成熟，但装配金属紧固件与复合材料连接处传导雷电流方面的研究依然不完善。针对防雷铜网防护的碳纤维复合材料，以雷电实验方式研究单个紧固件的传导雷电流能力、紧固件数量、连接方式对传导雷电流效果的影响。结果表明：雷电流对紧固件的损伤包含热损伤、电磁力、热膨胀等一系列效应，单个M4 的螺钉可安全传导200 kA 雷电流，而单个M4 拉铆钉可安全传导50 kA 雷电流；当板材连接形式为搭接时，应至少采用7 个M4 的螺钉；当板材连接形式为对接时，采用3 个M4 的螺钉或拉铆钉，均能安全传导200 kA 雷电流。

摘要:扇区复杂度的研究可有效提升扇区动态通行能力评估的精度，为空中流量决策提供参考。首先建立进离场边潜在超越冲突复杂度、关键冲突节点复杂度指标，对不同动态交通影响进行量化；其次借助机器学习对不同特征与扇区通过航空器数量进行训练与测试，得到两者映射关系，该模型可用于预测不同交通流配置下的扇区通行能力；最后使用某复杂终端16 号进近管制扇区的一周实际运行数据进行实例验证。结果表明：该机器学习模型可用于扇区动态通行能力的精细化预测评估，且不同的流量配置会对扇区动态通行能力产生影响，进离较均衡阶段示例扇区动态通行能力达到最大14 架次/15 分钟。此外，本文应用SHAPley 加性解释量化各特征对扇区预测通行能力的贡献，可为扇区后续规划设计提供参考。

摘要:机载无线电通信导航监视（CNS）系统是民用飞机航空电子系统的重要组成部分。测试程序是CNS 系统验证过程中的重要技术文件，也是测试验证工作开展的依据和基础。如何缩短测试程序的开发时间和测试 时间，节约测试验证活动的时间资源，是CNS 系统验证过程要考虑的关键问题之一。对影响测试程序开发时间和测试时间的多种要素展开分析，以增强不同CNS 功能测试程序相似性为目标，通过深入挖掘CNS 功能相似性特征，提出CNS 系统一体化测试用例与程序开发方法；以实际工程数据为支撑，进行一体化开发方法与常规开发方法的对比分析。结果表明：一体化开发方法能够有效缩短测试程序的开发时间和测试时间，提高验证效率，对其他航电系统测试验证有一定的借鉴意义。

摘要:民用飞机发动机工作特性在中国民用航空规章（CCAR）《运输类飞机适航标准》（25 部）适航审定过程中是对发动机最基础也是最复杂的验证科目之一，条款要求在正常飞行状态下，涡轮发动机应稳定工作，且不会出现不利的工作特性。对发动机工作特性的验证包含本体性能、控制特性、附件作动等方面的因素。以某民用飞机发动机工作特性适航验证工作为基础，以CCAR 第25.939（a）条款“涡轮发动机工作特性”和咨询通告（AC25.939-1）为指导，对25.939（a）条款的验证需求进行捕获，研究影响发动机工作特性的各类因素的验证方法，对发动机瞬态性能的符合性试验验证方法进行分析，并结合某民用飞机审查案例进行符合性说明。该民用飞机已成功取得25 部型号合格证（TC 证），该验证方法能够有效应用于民用飞机发动机工作特性的25 部适航审定工作，可为后续民用飞机发动机适航取证工作提供参考。

摘要:航空发动机吸冰试验是适航取证必须通过的验证项目，冰片吸入是其重要的组成部分，是对航空发动机在预期吸冰条件下进行强度验证的先决条件，也是飞行器安全运行的重要保证。基于航空发动机吸冰测试需求，建立旋转式冰片投射测试模型，分析装置速度构成，研制航空发动机冰片投入装置。装置采用卧式结构，主要由机架、旋转动力系统、释放动力系统、旋转臂、防护机构、释放机构、冰盒机构、护板结构、计算机控制系统、操作面板等部分组成。旋转臂为冰片提供稳定的撞击速度，快换式冰盒机构实现不同规格冰片的快速更换，满足不同类型航空发动机的吸冰测试需求。经过现场测试，冰片飞行姿态稳定，能够以侧面撞击目标点；通过标靶撞击试验，证明装置投射的冰片能够撞击到有效标定区域。本文所研制的冰片投入装置能够满足国内外航空发动机适航性规定中的吸冰试验要求。

摘要:随着航空航天科技的快速发展，涂层厚度的准确测量显得尤为重要，直接关系到飞行器性能和安全性。针对航空航天领域涂层厚度检测提出一种基于标准具的涂层厚度太赫兹无损检测方法，通过使用石英窗口将材料厚度引起的飞行时间变化转为等效空气厚度引起的折射率变化，实现无需先验知识条件下准确测量复合涂层总厚度及折射率。结果表明：本文方法对单介质材料的厚度测量精度可达3 μm，对涂层材料的厚度测量精度可达5 μm，能够精确获取样品在太赫兹波段的等效折射率。此项技术能有效对复合涂层的厚度和折射率进行高精度无损检测，对航空航天等需要精确涂层厚度控制的领域具有重要的应用价值。

摘要:国内航空无损检测领域应用的质量控制体系按照应用范围的大小，可以划分为3 个层级：基础通用的质量管理体系、无损检测资质认证管理体系和无损检测行业标准。当前无损检测资质认证管理体系应用广泛 的有CMA、 CNAS、DIAC、NADCAP、ALAC、ASP 等，面对众多的体系存在客户无从选择的问题。为了帮助更多的单位及供应商对这些体系有更深的了解，能够根据自身需要选择适用的无损检测质量控制体系，分析并研究不同体系的异同、过程要素控制要求和典型应用案例，对企业和供应商针对不同客户要求的质量控制体系选用策略给出具体建议。

摘要:变体机翼设计在跨速域环境下存在气动效率有限和机体结构强度下降等局限性问题，基于斜掠翼布局设计具有自主起降能力的跨速域飞行器变体方案，采用数值模拟方法，对飞行器3 种布局分别进行气动特性分析，研究其在不同速度下的气动特性。结果表明：通过机翼变体设计，飞行器在亚/跨/高超声速下的最大升阻比分别达到9.1、5.6 和1.6，获得了从亚声速到高超声速的跨速域高气动效率；结合上单斜掠翼布局与类乘波体设计，飞行器在跨/超声速阶段通过激波控制与压力分布优化，兼具升力增强与阻力抑制的双重优势，气动效率提升显著。该方案使飞行器能够在低速与高速状态间高效切换，从而满足多种任务需求。

摘要:随着飞机电气化的发展，全电飞机二级能源优化问题得以有效解决。本文分析了飞机电力系统的架构、能源不稳定性以及动态管理控制方法；概述了基于多目标优化的飞机电力系统架构方法，综合考虑了重量、 可靠性、安全性、效率及可再生能源等因素；基于能效和电能质量函数，研究了飞机不同功率的流动关系，比较了飞机在不同微电网架构下的控制策略。结合相关文献，对飞机电力系统的电源稳定性进行了分析，总结了飞机电力系统架构优化方法的发展趋势。结合当前EMS 技术发展和架构优化现状，对未来飞机微电网与飞机电力系统能量优化问题进行了展望。

摘要:多电/全电飞行器通常面临着系统间耦合复杂性、整体能量效率及经济平衡性等问题。提出一种面向飞行器能量最优的架构优化方法，通过定义架构优化流程与框架，明确架构优化空间的定义逻辑及简化规则；选取对多电/全电飞行器性能影响最大的能量与质量作为优化目标，构建优化评估标准体系；结合多目标离散智能优化算法，实现系统架构的有效评估与优化；以某型飞机进行多电化开发为目标，开展该优化方法的应用实践，对其在提升能量和优化系统配置方面的有效性进行验证。结果表明：本文方法解决了传统设计理念在复杂飞行场景下的局限性，有效提升了系统的开发效率，适用于未来多电/全电飞行器的开发与设计。

摘要:新型飞机燃油热管理系统换热网络排布情况复杂多样，传统的设计方法依赖于设计人员的经验，而简单的排布形式换热能力不足、燃油热沉利用不充分。针对上述问题，开展飞机燃油热管理系统拓扑架构优化研 究，提出基于等势点思想的燃油热管理架构表征方法，采用深度搜索算法生成燃油热管理系统所有可能的拓扑架构；利用双层遗传算法对拓扑图进行优化，以解决架构数量过多、遍历优化耗时过长的问题。结果表明：相比于采用纯遍历的搜索算法，双层遗传算法的优化速度提升833 倍，6 个子系统总计38 703 种架构花费1.29×103 s 完成计算；优化的架构在保持较高总吸热量下，平均散热方差最小、散热耗油量最小，证明了所提燃油热管理系统拓扑架构优化方法的有效性。

摘要:在航空航天领域，高空低温环境严重影响机载气压作动系统中高压气瓶的性能，导致其内部压力下降，进而威胁飞机作动部件的正常运行。设计基于蒙烯玻纤（石墨烯涂层玻璃纤维）的快速加热装置，通过优化 三电极布局和创新3 mm 气凝胶保温层设计，解决加热效率与均匀性的难题；基于热流密度计算（功率密度0.8 W/cm2）与ANSYS Fluent 温度场仿真，结合-55 ℃工况实验验证，结果表明：装置在6 min 58 s 将单气瓶从-55 ℃加热至25 ℃，电热转换效率达94.2%，热损失降低至30 W。该方案可为高压气瓶低温稳定运行提供高效解决方案，在航空及极地装备领域具有显著应用价值。