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综述
多无人机协同打击制导控制技术研究进展
王玉杰, 唐钟南, 陈清阳, 高显忠, 邓小龙
2023,14(2):1-11. DOI: 10.16615/j.cnki.1674-8190.2023.02.01
[摘要] (106) [HTML] (41) [PDF 3.51 M] (133)
摘要：
自杀式无人机具备长时巡航侦察和高速突防打击的特点，为充分发挥其集群进攻优势，突破复杂环境下的协同打击制导控制技术具有重要意义。由单机控制到集群动态协同、由单一约束到时空综合控制是探索时空约束下多机协同控制的基本思路。本文介绍了无人机集群进攻的应用背景，分析了多机协同打击系统发展现状；探究了攻击时间可控制导律、攻击角度可控制导律、时空约束下集群协同制导控制等关键技术；总结了当前无人机协同运用中的不足之处，并对下一步的研究方向进行了展望。本文研究的内容对于集群攻击作战运用及多机协同控制器的设计具有一定的参考意义。
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人工智能技术在航空发动机孔探检测中的应用进展
李续博, 王文庆, 王凯, 黄小朝, 陈思远
2023,14(2):12-23. DOI: 10.16615/j.cnki.1674-8190.2023.02.02
[摘要] (83) [HTML] (40) [PDF 3.09 M] (67)
摘要：
孔探是当前航空发动机检修过程中应用最多的无损检测方法，也是孔探图像的唯一获取途径。近年来，深度学习等人工智能方法开始被应用到航空发动机损伤分类、检测中，为实现航空发动机检修智能化提出了一些现行有效的方法，具有重要的工业应用价值。本文概述了航空发动机孔探检测的发展和优缺点，综述了专家系统和机器学习人工智能方法在发动机孔探图像方面的应用进展，总结了基于孔探图像实现航空发动机孔探检测智能化面临的一些挑战。
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低空无人机路径规划算法综述
刘庆健, 疏利生, 刘刚, 李翱
2023,14(2):24-34. DOI: 10.16615/j.cnki.1674-8190.2023.02.03
[摘要] (108) [HTML] (62) [PDF 1.07 M] (152)
摘要：
随着无人机技术的发展，无人机在低空的应用场景越来越多，复杂的低空环境对无人机路径规划算法提出了新的要求。本文总结了近年来常用的无人机路径规划算法，包括图搜索算法，线性规划算法，智能优化算法（遗传算法、粒子群算法、蚁群算法），强化学习算法；对这些算法的原理、适用场景及其优缺点进行了归纳分析；并基于无人机发展现状对无人机路径规划算法进行了展望。
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理论研究
超声速低声爆布局分层优化方法
马创, 黄江涛, 舒博文, 刘刚, 钟世东
2023,14(2):35-43. DOI: 10.16615/j.cnki.1674-8190.2023.02.04
[摘要] (68) [HTML] (18) [PDF 2.09 M] (75)
摘要：
声爆抑制是发展新一代超声速民机必须突破的关键技术。总体布局参数的合理设计可以使飞行器具有良好的声爆特性。为了提高全局进化算法在布局设计中的优化效率，提出一种基于数据挖掘的分层优化方法，利用数据挖掘中的决策树算法提取设计知识，获得设计变量分层信息，指导低声爆布局分层优化；针对某超声速低声爆飞行器，选取后掠角、上反角、展弦比、梢根比、长细比五个总体布局参数作为设计变量，开展分层优化数值实验，并与一体化优化形成对比验证。结果表明：分层优化方法能够搜索到与一体化优化高度吻合的最优解，分层优化的收敛速度显著高于一体化优化，且对随机寻优历程的表现更稳健。
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径向基函数在高超声速热流插值中支撑点选择的判据研究
洪海峰, 康智聪, 谢亮
2023,14(2):44-54. DOI: 10.16615/j.cnki.1674-8190.2023.02.05
[摘要] (52) [HTML] (10) [PDF 5.09 M] (41)
摘要：
在使用径向基函数进行高超声速热流插值时，为了避免传统单一绝对误差判据选择得到的支撑点在热流较小处插值不准确的问题，提出一种双重误差判据下的径向基函数插值过程。这一过程首先使用绝对误差判据选择一定数量的支撑点，再使用相对误差判据标准选择另一部分点。通过数值实验验证同时采用以绝对误差和相对误差为标准选取支撑点的方法，结果表明：采用双重误差判据可以同时保证了热流较大与较小处的插值精度，尤其能避免传统单一绝对误差判据导致插值结果中容易出现负热流的问题。
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轮胎刚度特性对大型民机前起落架摆振影响研究
冯广, 丁建宾, 姜义尧, 金军, 余好文, 蒋炳炎
2023,14(2):55-64. DOI: 10.16615/j.cnki.1674-8190.2023.02.06
[摘要] (29) [HTML] (53) [PDF 1.68 M] (56)
摘要：
轮胎刚度作为轮胎动力学模型的重要参数之一，研究其对大型民机前起落架摆振的影响规律，可以从前起落架防摆设计的角度为轮胎刚度设计提供参考依据。基于前起落架摆振非线性数学模型，使用Matlab/Matcont 软件计算不同轮胎扭转刚度、轮胎侧弯刚度下的摆振区域图；研究轮胎扭转刚度、轮胎侧弯刚度对前起落架摆振的影响规律，并对比二者对前起落架摆振影响的敏感度。结果表明：对前起落架摆振影响的敏感性，轮胎扭转刚度大于轮胎侧弯刚度；轮胎回正力矩系数每减小1%，扭转摆振最大临界阻尼减小0.88%，侧向摆振中速区最小临界减摆阻尼增大33.87%；减小轮胎扭转刚度，增大轮胎侧弯刚度有利于抑制大型民机前起落架摆振。
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基于原子搜索Kriging模型方法的民用飞机液压系统温度监测
冯蕴雯, 腾达, 陈俊宇, 路成
2023,14(2):65-72. DOI: 10.16615/j.cnki.1674-8190.2023.02.07
[摘要] (66) [HTML] (16) [PDF 1.49 M] (53)
摘要：
温度是民用飞机液压系统性能的重要表征参数之一，为有效实现液压系统温度监测，基于Kriging 模型和原子搜索算法（ASO），提出了一种基于原子搜索Kriging 模型（ASOKM）方法。首先，针对液压系统温度故障发生原因进行分析，建立其故障逻辑图，明确影响液压系统温度的特征参数；然后，结合快速存取记录器（QAR）数据，论述了ASOKM 方法建模原理；最后，通过某型国产民用飞机液压系统温度监测分析，对所提出的ASOKM 方法进行有效性验证。研究结果表明：ASOKM 方法的训练平均绝对误差、监测平均绝对误差低于响应面（RSM）、Kriging、BP 神经网络（BP-ANN）模型，具有较高的精度、效率和鲁棒性。所提方法可以为液压系统可靠性分析、故障诊断、预测维修提供借鉴。
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多特征注意力的航空发动机剩余寿命预测模型
王欣, 黄佳琪, 孟天宇, 李屹
2023,14(2):73-80. DOI: 10.16615/j.cnki.1674-8190.2023.02.08
[摘要] (56) [HTML] (15) [PDF 1.29 M] (61)
摘要：
航空发动机性能退化趋势复杂，适时地对其进行剩余寿命预测和检修维护十分重要。提出一种基于多特征注意力的膨胀卷积网络模型来预测航空发动机剩余使用寿命，利用膨胀卷积增强提取序列数据时序信息的能力，同时建立残差连接以改善传统卷积网络中的梯度消失问题。首先采用定长滑动时间窗沿时间维度截取数据，对数据进行重构；再对每个特征对应的时间序列单独应用膨胀卷积提取时序信息；引入特征注意力机制计算各特征之间的相对重要性；在公开的航空发动机数据集上进行验证，并对比现有的主流预测方法。结果表明：该模型在时间序列数据预测方面有着更高的精度。
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基于集成学习模型的飞行学员认知负荷研究
潘亭, 汤博凯, 司海青, 汪海波, 张忠哲
2023,14(2):81-90. DOI: 10.16615/j.cnki.1674-8190.2023.02.09
[摘要] (39) [HTML] (18) [PDF 2.80 M] (64)
摘要：
在飞行过程中，飞行员需要在短时间内接收大量信息，并做出正确的判断与决策，而过高的认知负荷会影响其感知、判断、决策等认知过程，进而影响飞行安全。首先通过飞行模拟实验获取飞行学员在执行不同飞行任务时的生理数据；然后通过时域、频域分析等方法提取呼吸和心电信号的特征，并通过统计学方法筛选出能够反映认知负荷水平的指标；最后结合支持向量机、K 最邻近、人工神经网络等方法建立集成学习模型，对飞行学员的认知负荷进行评估，并与单一算法进行对比。结果表明：本文建立的集成学习模型具有较高的准确率，能够更好地反映飞行学员认知负荷水平。
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工程应用
民用飞机驾驶舱门抵御穿透要求适航符合性评估方法
马骏, 李松泽, 赵许微
2023,14(2):91-96. DOI: 10.16615/j.cnki.1674-8190.2023.02.10
[摘要] (53) [HTML] (28) [PDF 2.54 M] (57)
摘要：
民用飞机驾驶舱门系统安装在飞机舱内，用于阻隔驾驶舱和客舱，除供机组人员正常进出驾驶舱外，必须具备防弹及防侵入功能，防止非机组人员抢夺飞机控制权，为机组成员提供安全保护。从驾驶舱门系统抵御穿透适航条款解读入手，对适航审定要求进行研究解读，提出一种民用飞机驾驶舱门抵御穿透试验方法，给出子弹选择、危险弹道确认、枪击点筛选、试验件构型准备等试验实施细节和要求，并以某型民用飞机驾驶舱门系统研发以及抵御穿透适航审定为基础对其进行验证。结果表明：本文提出的驾驶舱门抵御穿透试验方法有效，满足条款符合性，能够为飞机驾驶舱门设计研发以及适航符合性分析验证和相关条款的适航审定工作提供参考。
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航空复合材料纸蜂窝夹芯结构热成型开裂研究
蔡豫晋, 徐伟伟, 文友谊, 向栋, 李博, 宋志梅, 刘斌, 徐绯
2023,14(2):97-104. DOI: 10.16615/j.cnki.1674-8190.2023.02.11
[摘要] (76) [HTML] (21) [PDF 3.16 M] (53)
摘要：
飞机复合材料芳纶纸蜂窝夹芯部件在热压罐成型时处于热-力耦合工况。本文关注热成型过程中可能出现的蜂窝开裂现象，通过试验获得了蜂窝芯的拉、压、剪性能参数和芳纶纸的热性能参数，同时结合有限元分析手段和反演方法，对整体蜂窝夹芯部件的热-力顺序耦合和局部芯子抽真空导致的蜂窝胞元间压强差进行数值模拟。结果表明：成型过程中的热应力不会导致蜂窝胞元间胶层开裂，局部憋气的压差可能导致蜂窝开裂；胶层部分破坏与胶层完全破坏所需的胞元间压强差的差值与胶层初始法向断裂应力正相关；胶层完全破坏所需的胞元间压强差随着受载胞元数量的增多而减小。
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直升机无障碍机场A类性能起飞决断点试飞研究
杨华, 孙光, 高郭池
2023,14(2):105-113. DOI: 10.16615/j.cnki.1674-8190.2023.02.12
[摘要] (65) [HTML] (21) [PDF 1.51 M] (59)
摘要：
A 类性能是运输类直升机的典型特征，A 类性能飞行试验是表明符合性的最佳途径。以CAAC 颁布的相关A 类性能适航文件为基础，分析A 类起飞性能产生的背景，研究相关规章条款的要求和符合性方法，探讨极限高度—速度包线、A 类起飞航迹、A 类继续起飞和中断起飞以及最终起飞决断点确认等试飞技术，制定无障碍机场A 类性能起飞决断点试飞风险管控措施。构建的直升机无障碍机场A 类性能起飞决断点试飞方法及试飞风险管控措施，有效地指导完成了AC312E、AC313 等直升机的局方审定飞行试验工作，为其获得CAAC 型号合格证奠定了基础。
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一种星载伞天线展开机构研究
刘婷婷, 华岳, 陈国辉, 师甜
2023,14(2):114-120. DOI: 10.16615/j.cnki.1674-8190.2023.02.13
[摘要] (60) [HTML] (21) [PDF 920.51 K] (40)
摘要：
天线展开机构使用动力绳实现天线展开和收拢过程中易出现动力绳松弛、脱槽现象。以星载高精度伞状天线展开机构为研究对象，分析天线展开机构的工作原理；利用解析法获得展开机构的运动方程，结合天线展开机构运动部件结构参数，得到天线展开过程中展开机构动力绳的松弛规律；建立以展开机构结构参数为设计变量，以动力绳松弛量最小为目标的展开机构结构优化模型，通过模拟退火法进行求解，得到优化的展开机构结构参数，通过优化前后的展开机构展开、收扰功能试验，测试了机构工作时动力绳的松弛量，验证了展开机构优化的正确性。结果表明：优化后的展开机构动力绳松弛量较优化前降低了90%，优化效果显著。
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充气式蓄能器参数选型方法研究
朱海龙, 张倩, 肖晓蕾, 张朋
2023,14(2):121-128. DOI: 10.16615/j.cnki.1674-8190.2023.02.14
[摘要] (31) [HTML] (14) [PDF 1.48 M] (76)
摘要：
容积和预充气压力是充气式蓄能器的关键参数，对其动态性能（工作状态下，其压力与流量的输出性能）有较大影响。以某型飞机舵面应急型充气式蓄能器计算选型为例，基于Hypneu 仿真软件中的液压元件库，结合该型飞机液压系统的主要设计参数以及应急型蓄能器的工作原理，建立蓄能器作动仿真模型；在Hypneu中设置测试点记录仿真曲线，通过分析仿真曲线探究充气式蓄能器的关键参数对其动态性能的影响；结合理论计算与仿真分析，提出一套蓄能器参数选型方法，并通过试验验证该选型方法。结果表明：蓄能器的预充气压力越大，初始蓄能器输出的有效容积越小，减少预充气压力增加有效容积的同时会降低蓄能器的输出压力，试验结果与仿真结果接近，使用该方法选型的蓄能器可以满足作动要求。
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国产民用运输类飞机障碍物限重计算模型优化研究
刘羽宇, 王可, 杨军利, 钱宇
2023,14(2):129-135. DOI: 10.16615/j.cnki.1674-8190.2023.02.15
[摘要] (42) [HTML] (6) [PDF 806.33 K] (36)
摘要：
航空公司使用多年的某国产民用飞机性能软件，在障碍物限重计算准确性方面虽能获得较满意的结果，但计算时间较长。分析该软件所用计算模型计算效率较低的原因，通过对比采用最小改平高和采用最大改平高两种模型的计算结果和计算效率，建立优化模型，计算不同障碍物、不同风速条件下，优化模型与原模型的障碍物限重、改平高度和计算时间，并进行比较分析。结果表明：两种模型的障碍物限重和改平高度计算结果基本相同；无障碍物时，不论有风无风，采用最小改平高的优化模型相对采用最大改平高的原模型均可减少计算时间25%；有障碍物时，无风情况下，采用最小改平高的优化模型可减少计算时间78% 以上，有风时，则可减少计算时间75% 以上。采用最小改平高的模型可以兼顾准确性和高效性。
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“第十届中国航空学会青年科技论坛”专栏
战斗机全机疲劳试验技术发展概述
裴连杰, 王育鹏, 张建锋, 何潇, 黄博
2023,14(2):136-144. DOI: 10.16615/j.cnki.1674-8190.2023.02.16
[摘要] (84) [HTML] (27) [PDF 5.18 M] (62)
摘要：
在战斗机的设计与研制过程中，结构强度始终是一个重点关注的问题。疲劳强度决定了飞机的安全性、耐久性和可靠性等重要指标。全机疲劳试验是验证飞机结构疲劳强度是否满足设计要求的重要手段。本文介绍了国内外全机疲劳试验技术的发展现状，综合分析了我国的全机疲劳试验技术；总结了新型战斗机全机疲劳试验技术成果，包含试验载荷谱、载荷边界模拟、动力系统、数据处理、损伤检测和监测等多个方面，并给出了全机疲劳试验技术的发展规划和建议。该研究可为其他飞机疲劳试验提供重要的技术支撑。
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基于近端策略优化的空战决策算法研究
张博超, 温晓玲, 刘璐, 张雅茜, 王宏光
2023,14(2):145-151. DOI: 10.16615/j.cnki.1674-8190.2023.02.17
[摘要] (42) [HTML] (13) [PDF 793.42 K] (39)
摘要：
面对未来有/无人机协同作战场景，实时准确的空战决策是制胜的关键。复杂的空中环境、瞬变的态势数据以及多重繁琐的作战任务，使有/无人机协同作战将替代单机作战成为未来空战的发展趋势，但多智能体建模和训练过程却面临奖励分配困难、网络难收敛的问题。针对5v5 有/无人机协同的空战场景，抽象出有人机和无人机智能体的特征模型，提出基于近端策略优化算法的空战智能决策算法，通过设置态势评估奖励引导空战过程中有/无人机智能体的决策行为向有利态势发展，实现在与环境的实时交互中，输出空战决策序列。通过仿真实验对所提空战决策算法进行验证，结果表明：本文提出的算法在经过训练学习后，能够适应复杂的战场态势，在连续动作空间中得到稳定合理的决策策略。
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5G技术在全机疲劳强度试验中的应用研究
刘冰, 张建锋, 牧彬
2023,14(2):152-159. DOI: 10.16615/j.cnki.1674-8190.2023.02.18
[摘要] (26) [HTML] (7) [PDF 5.15 M] (69)
摘要：
随着航空装备需求的不断发展，新材料、新工艺不断涌现，飞机结构强度试验与验证技术面临诸多新的挑战。作为网络化与智能化关键手段之一，5G 技术将有利推动强度试验技术的创新与变革。首先，简要介绍当前全尺寸飞机结构强度试验技术现状及发展趋势，同时深入研究全机强度试验未来发展需求，提出基于5G 技术的全机结构强度试验新模式；然后，基于5G 技术在全机强度试验技术发展中的特点和优势，构建试验核心场景与5G 技术生态关联矩阵，规划基于5G 的典型试验场景；最后，以某型机疲劳强度试验为平台进行试验巡检和监测场景中基于5G 技术的试验系统研制和应用验证。结果表明：基于5G 技术的智能化设施能显著提升试验水平，对全机强度试验智能化发展具有重要意义。
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飞机飞行载荷的简化计算方法研究
史红伟, 薛子涵, 罗洋, 陈小荣
2023,14(2):160-170. DOI: 10.16615/j.cnki.1674-8190.2023.02.19
[摘要] (66) [HTML] (6) [PDF 1.19 M] (36)
摘要：
飞行载荷分析是一项复杂而繁重的工作，研究一种适用于方案设计阶段飞行载荷的快速分析方法，对于提高飞行载荷的计算效率具有重要意义。基于小扰动线性分析理论，归纳翼身气动载荷、平尾气动载荷、垂尾气动载荷、舵面铰链力矩的理论计算方法，以及升力面的气动载荷分布、惯性载荷分布、剪力和弯矩的工程计算方法。针对某型单座竞技飞机的飞行载荷，以外形尺寸、质量特性和气动导数作为输入，通过Matlab 仿真分析，得到各个部件的气动载荷、惯性载荷、舵面铰链力矩、剪力和弯矩等参数响应。结果表明：该简化方法能够根据较少的输入数据快速求解出各个动力学参数，计算结果可以作为方案设计阶段结构设计的载荷输入。
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基于适航的通航飞机左边界飞行安全研究
段义乾, 付婷
2023,14(2):171-177. DOI: 10.16615/j.cnki.1674-8190.2023.02.20
[摘要] (31) [HTML] (18) [PDF 1.82 M] (29)
摘要：
失速/尾旋一直是通航飞机面临的最严重的左边界飞行安全问题，失速/尾旋事故统计结果表明，具备尾旋改出能力，不能避免失速/尾旋造成灾难性后果。为了避免飞机出现无意偏离可控飞行的趋势，通过对“多重防御”理念和基于此理念修订的失速/尾旋条款及其符合性验证方法的解析，提出通过提升飞行员的状态感知、增强飞机抗偏离特性和降低失控危害程度等层面的通航飞机左边界飞行的多重防御体系构建方法。本文提出的方法有助于通航飞机更好的符合新规章中失速尾旋适航条款的要求，达到提升左边界飞行安全的目的。
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事理图谱赋能的航空数据智能技术研究
高龙, 卫青延, 陶剑, 武铎, 王孝天, 董洪飞
2023,14(2):178-190. DOI: 10.16615/j.cnki.1674-8190.2023.02.21
[摘要] (59) [HTML] (29) [PDF 3.80 M] (107)
摘要：
大数据、人工智能等新一代信息技术对航空制造业数字化转型具有重要推动作用。针对航空制造业数据多源异构、样本少、强关联等特征，利用知识图谱等新一代知识工程技术对数据的结构化描述、高效管理的能力，提出基于事理图谱的航空数据智能技术体系和分析流程，重点研究面向航空领域数据的本体建模、事件关系识别、事件抽取、事件消歧等技术方法，并选择某单位航空产品开展质量问题原因分类、质量事理图谱构建、事理知识推送等应用及原型系统建设，辅助进行质量问题审理，推动质量问题快速反应。结果表明：利用数据和知识开展数据智能化质量管理的技术体系和路径可行，基于事理图谱的质量知识抽取算法具有较强的实用性，为推进航空制造业全生命周期全过程数据智能化应用提供支撑。
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民用飞机全机静力试验前机身工况配平载荷设计
袁强飞
Available online:2023-05-17, DOI:
[摘要] (28) [HTML] (0) [PDF 1023.96 K] (15)
摘要：
民用飞机全机静力试验中由于加载方案复杂，为了简化试验加载数量，传统的配平方案主要保证考核区的加载准确性，对于非考核区的载荷简化到若干加载点上。对于飞机机身这种薄壁结构，非考核区的配平对考核区影响较大。以某飞机前机身严重工况为例，基于飞机全机有限元模型，研究静力试验的载荷配平方案；通过对比分析态载荷与传统试验态配平载荷方案下的内力解，对传统全机静力试验载荷配平方案进行优化。结果表明：优化后的试验态内力解与分析态内力解基本吻合；对于飞机机身薄壁结构，圣维南原理并不适用，全机静力试验的载荷配平要与真实工况受力情况吻合，才能达到试验验证目的。
颤振边界高效精确预测分析
程芳, 李俊杰
Available online:2023-05-09, DOI:
[摘要] (18) [HTML] (0) [PDF 1.24 M] (17)
摘要：
高效精确地确定多种飞机构型的颤振边界在飞机设计过程中具有重要意义。为了提高计算效率和计算结果的准确性，针对亚声速和跨声速两种马赫数区域，提出分别采用线性和非线性方法进行非定常气动力分析。非线性分析在引入精确的定常气动力的基础上，采用高效率跨声速小扰动方程进行求解；颤振求解统一采用g 法。对大型飞机的梁架—减缩刚度组合模型的空机及三种典型燃油构型进行涵盖飞行包线的全马赫数变高度颤振分析，结果表明：四种构型的颤振边界与颤振试飞边界一致，与其他分析方法相比，效率有明显提高，尤其是对多种飞机构型能够高效地获得准确的颤振边界，即说明本文采用的方法是目前适用于工程上的一种高效精确的预测大型飞机颤振边界的方法。
飞机冲击载荷等效静载的确定方法研究
张玉杰, 黄超广, 李斌
Available online:2023-05-08, DOI:
[摘要] (23) [HTML] (0) [PDF 1.03 M] (18)
摘要：
如何确定冲击载荷的等效静载对飞机结构的强度设计和验证具有重要意义。基于经典冲击载荷时域曲线后峰锯齿波、单自由度冲击动响应理论和位移等效原则，建立冲击载荷动态缩放系数求解公式；基于三角函数不等式关系，推导出动态缩放系数与冲击载荷作用时间、结构固有频率乘积的函数关系。建立求解冲击载荷等效静载方法的实施流程；以简化拦阻钩系统的冲击和缩比模型的水上迫降为例，对所提方法的有效性进行验证。结果表明：拦阻冲击载荷动态缩放系数的理论估计值与仿真计算值的相对误差小于4%，水上迫降等效静压与选用的设计压力相对误差为0.9%，所建立的动态缩放系数的理论计算公式精度较高，所提方法可供工程相关应用参考。
基于光纤光栅与BP神经网络的孔边裂纹监测研究
于翀, 宋昊, 刘春红, 赵启迪, 付佳豪
Available online:2023-05-08, DOI:
[摘要] (16) [HTML] (0) [PDF 6.09 M] (27)
摘要：
含孔金属结构的孔边裂纹监测对于保障飞行安全，增强飞机结构可靠性具有重要意义。为实现对孔边裂纹扩展的监测，进行含有孔边角裂纹的含孔铝合金板疲劳加载试验，得到含孔铝合金板试验件的a-N 曲线以及孔边裂纹扩展过程中光纤光栅应变传感器中心波长偏移量；利用包络分析法、BP 神经网络等损伤识别算法对试验数据进行处理与分析；建立能够以光纤光栅应变传感器中心波长偏移量识别孔边裂纹扩展的监测模型，并通过试验对监测模型进行验证。结果表明：此监测模型可有效识别出孔边角裂纹的扩展与穿透，对孔边角裂纹扩展长度监测的准确度达到了97.2%，未来可应用于全机地面疲劳试验、飞机结构健康监测等多种场景。
基于MBSE的月球科研站任务分析
关锋, 葛平, 邵艳利, 袁文强, 徐帅, 康焱, 裴照宇
Available online:2023-05-08, DOI:
[摘要] (9) [HTML] (0) [PDF 3.02 M] (29)
摘要：
月球探测在完成“绕落回”三步走后，从单点短期探测向建设月面基础设施的月球科研站长期探测转变，给月球探测任务的规划论证、总体设计、系统研制和在轨探测等提出了更高要求。本文采用基于模型的系统工程（MBSE）思想，提出适宜的基于模型的月球科研站系统分析正向流程，以系统模型作为载体依次深入剖析任务总体、任务使命需求和任务应用场景。通过开展基于模型的月球科研站任务分析，初步实现了月球科研站任务分析过程正向化、设计要素定义全量化、设计要素之间的关联表达显性化、月球科研站工程总体单位下发的研制要求有源化。
变弯度后缘与常规舵面机翼的颤振主动抑制对比
杨永健, 宋晨, 张桢锴, 杨超
Available online:2023-04-25, DOI:
[摘要] (11) [HTML] (0) [PDF 1.79 M] (35)
摘要：
后缘变弯度机翼的气动弹性建模与稳定性分析日益受到关注。为了探究变弯度后缘相比常规偏转舵面机翼颤振主动抑制的方法与特点，以一个小展弦比后缘变弯度机翼为对象，首先建立结构有限元模型，并引入变弯度后缘变形模态和常规舵面偏转模态，采用亚声速偶极子格网法计算非定常气动力；然后使用基于最小状态法的有理函数拟合进行频域到时域模型的转换，建立两种构型机翼的气动弹性模型，并在建模时考虑了变弯度后缘与常规舵面控制带宽的差异；最后利用线性高斯二次型方法设计控制律进行颤振主动抑制，分析对比两种控制方式的特性差异。结果表明：采用变弯度后缘的闭环系统能够将颤振临界速度提高22%，其提升效果优于常规舵面，所需舵面偏转峰值更小。
模块化可重构无人机机翼结构优化方法研究
罗利龙, 郭文杰, 常 亮
Available online:2023-04-25, DOI:
[摘要] (20) [HTML] (0) [PDF 1.15 M] (57)
摘要：
模块化可重构无人机设计工况复杂、约束多样，需要根据不同设计思想的特点研究适用的优化方法才能得到最优方案。本文开展针对多模型的同步优化方法研究，给出不同构型机翼翼根弯矩约束方法，提出多构型机翼结构前后梁弯矩比例约束下的同步优化技术，并以某模块化可重构无人机机翼为对象进行应用验证。结果表明：与文献中模块化机翼优化结果相比，本文多构型机翼结构同步优化方法在解决整机翼更换的模块化可重构机翼结构优化问题时具有很高的适用性和收敛性，以及广阔的工程推广价值。
民用飞机舱门界面间隙设计方法
吕雄飞, 张文斌, 袁强飞
Available online:2023-04-25, DOI:
[摘要] (132) [HTML] (0) [PDF 3.11 M] (19)
摘要：
民用飞机舱门和门框通过界面零件之间的面—面接触传递载荷，而零件间隙影响着各传载路径中的载荷分配，因此对飞行安全至关重要。然而，已有研究中缺少界面零件间隙及其对载荷分配的影响，工程中也缺乏舱门界面间隙的设计方法。以某型飞机的非传载式舱门为研究对象，提出舱门界面间隙的设计方法，其实质为基于间隙随机性的蒙特卡洛模拟法。采用线性间隙模拟界面间隙，利用直接矩阵输入法优化求解效率，建立舱门—门框的精细网格模型，分析界面间隙随机性对舱门和门框间载荷分配的影响。本文给出界面间隙的设计基准和数学描述方法，最终得到具有95% 可靠度的界面间隙设计值，为舱门界面间隙设计提供理论依据。
无人机蜂群轨迹预测研究
张根源, 林智伟, 唐旭, 雷凯文
Available online:2023-04-25, DOI:
[摘要] (16) [HTML] (0) [PDF 1.47 M] (17)
摘要：
传统防空火控算法中的轨迹预测模型无法对复杂的无人机蜂群进行有效地轨迹预测，而现有针对无人机机动轨迹的预测研究通常只考虑单个无人机，且模型量级过大。为了准确且快速地预测无人机蜂群轨迹，本文提出一种面向蜂群的轨迹预测方法。在获得蜂群轨迹后，首先基于DBSCAN 对其进行聚类，判断出蜂群中各个无人机的类别；然后基于分形算法，判断无人机轨迹是简单轨迹还是复杂轨迹；最后，采用卡尔曼滤波进行简单轨迹的预测，用基于LSTM 网络的方法进行复杂轨迹的预测。结果表明：本文提出的无人机蜂群轨迹预测方法的预测误差远远小于纯采用卡尔曼滤波方法预测的误差，且预测时间小于仅采用LSTM 网络方法预测的时间，可以较为准确地预测蜂群中不同集群无人机的轨迹，为反无人机蜂群火控解算提供基础。
民用飞机顺气流襟翼机构故障工况动力学仿真研究
冯蕴雯, 何智宇, 唐家强, 薛小锋, 汪艳秋
Available online:2023-04-25, DOI:
[摘要] (11) [HTML] (0) [PDF 1.81 M] (40)
摘要：
民用飞机顺气流襟翼一般由空间复杂多铰机构驱动，按照适航条款CCAR25.671 的要求需开展典型故障下的机构特性研究。构建机构运动数字样机，采用RBE2 单元将刚性多铰机构铰链点关联至柔性襟翼本体，建立襟翼机构刚柔耦合动力学模型；在巡航、起飞、着陆三种气动载荷工况下，利用调节铰链摩擦系数和设置单侧驱动失效的方法分别模拟铰链卡滞和操纵系统单侧失效两种典型故障，并分析驱动力矩和铰链点载荷的变化规律。结果表明：铰链卡死时，内侧驱动连杆耳片发生拉伸破坏；内侧驱动失效时，外侧摇臂铰链点径向载荷提升明显，在实际中应重点关注该类襟翼外侧摇臂中关节轴承的径向和轴向承载能力，避免外侧机构出现单独操纵的情况，同时需要对整个驱动系统增加扭矩保护。
CFRP层合板雷击烧蚀损伤模拟的电流加载方式分析
贾宝惠, 刘旭宇, 卢翔, 单泽众
Available online:2023-04-25, DOI:
[摘要] (8) [HTML] (0) [PDF 1.79 M] (18)
摘要：
通过改进加载方式减小数值模拟与试验结果误差对于提高仿真准确性具有一定意义。本文探究复合材料层合板在不同形式雷击电流下的烧蚀损伤特性，改进Braginskii 电弧半径扩展公式，建立适用于雷击过程的电弧扩展半径数值模型；基于ABAQUS 建立CFRP 层合板有限元模型，分析不同电流加载方式下的烧蚀损伤情况。结果表明：建立的有限元模型能够模拟CFRP 层合板雷击烧蚀损伤；扩展移动加载造成的损伤面积、损伤深度和损伤体积与试验结果对比误差均约为7%，较其他加载方式仿真结果与试验结果对比具有良好的一致性，模拟复合材料雷击烧蚀损伤时应同时考虑电流扩展和移动的影响。
特定情景下的航空发动机企业维修保障策略研究
周锐, 彭尚书, 李宇炀, 王晓东, 吴博傲, 刘喜宁, 雷泰然
Available online:2023-04-25, DOI:
[摘要] (8) [HTML] (0) [PDF 5.71 M] (29)
摘要：
由于影响航空发动机维修保障（MRO）成效和成本的要素众多且关系复杂，同时当前对企业在特定情景之下的维修策略优化的研究较少。为了揭示影响航空发动机维修保障流程的要素关系，满足企业实际应用的要求，本文对航空发动机维修保障流程中的流程主体、飞行时间统计环节、人力资源环节、维修成果评价环节和成本环节五大部分进行系统的建模，利用系统动力学原理和灰狼优化算法并借助Vensim、Matlab 等分析软件对企业人力资源质量调控和以性能为导向的两种实际应用情景进行优化分析，阐释所关注因素之间的相互影响规律。综合各因素对航空发动机维修过程的实际影响，本文所建立的模型和采用的系统动力学优化方法具有较好的实用性和普适性。
一种民用飞机液压系统自增压油箱容积计算方法
朱海龙, 张倩, 肖晓蕾, 张朋
Available online:2023-04-25, DOI:
[摘要] (32) [HTML] (0) [PDF 600.11 K] (35)
摘要：
选择合适的油箱容积是保障液压系统正常工作的必要前提，为了能够合理计算民用飞机自增压油箱的容积，基于SAE AS5586 飞机液压系统油箱通用设计要求，介绍并分析飞机液压系统工作中的作动筒、蓄压器以及油液物理特性等所产生的变化容积的计算方法，提出一套循序渐进的油箱容积计算方法以求得油箱设计所需的各类容积值；以某型飞机液压系统油箱容积计算为例，通过对极冷极热天气条件下各飞行阶段的油量分析，并和机上油箱油量记录曲线对比，验证提出的容积计算方法的有效性。结果表明：该型飞机液压系统油箱容积在全飞行阶段均能满足要求，本文所提油箱容积计算方法可行，可用于类似液压系统油箱容积计算。
零件疲劳平均失效率计算方法研究
火建卫, 张亚丹, 谢伟, 冯威
Available online:2023-04-19, DOI:
[摘要] (12) [HTML] (0) [PDF 1001.45 K] (44)
摘要：
失效率、平均失效率、平均剩余寿命决定了结构的寿命分布和可靠度，在机械产品的可靠性研究中具有非常重要的作用。基于可靠性度量的基本指标，推导寿命分布为两参数威布尔分布时疲劳可靠性系数与可靠度的关系，提出基于疲劳可靠性系数计算结构失效率和平均失效率的方法，并给出相应的计算过程，形成不同寿命度量指标下较为简便的计算方法。利用已有的整体搭接壁板结构疲劳寿命试验数据，采用本文所提方法与传统积分方法对整体搭接壁板结构进行疲劳平均失效率计算和误差分析。结果表明：所推导的计算公式形式简单，便于计算，且具有高度准确性，对机械结构的FMECA 以及维修决策的制定具有指导意义。
航空发动机全飞行包线稳态划分方法研究
蒋匀绅, 蔡开龙
Available online:2023-04-19, DOI:
[摘要] (14) [HTML] (0) [PDF 871.50 K] (21)
摘要：
航空发动机在鲁棒控制器设计过程中存在飞行包线区域难以系统划分的问题，为此，提出基于推力耗油率特性和基于动压耗油率特性的航空发动机飞行包线划分法。根据某型涡扇发动机在全包线范围内稳态工作时的推力、耗油率及动压特性，结合大气条件的客观规律，通过两种划分方法将飞行包线划分为65 个区域，用每个区域对应标称点的参数代替其周围小偏差区域和边界点参数。通过对该发动机全包线内各区域标称点与边界点参数的对比，证明两种方法均对全飞行包线划分有效，可为后续航空发动机控制器设计提供理论基础。
组合式吹吸气控制翼型动态失速数值模拟研究
贾天昊, 高超, 徐泽阳, 王玉帅
Available online:2023-04-19, DOI:
[摘要] (9) [HTML] (0) [PDF 1.72 M] (22)
摘要：
改善翼型气动特性的关键问题之一是解决动态失速。提出利用翼型前缘吸气、后缘吹气的组合式吹吸气控制翼型动态失速的方法，研究俯仰振荡条件下其对翼型动态失速特性的影响和控制作用。选取NACA0012 翼型为研究对象，基于转捩SST 湍流模型求解非定常雷诺平均Navier-Stokes（URANS）方程，计算不同射流动量系数下的翼型气动特性，评估控制过程中的经济性。结果表明：在马赫数0.109，减缩频率0.1，平均攻角14.84°，攻角振幅9.89°条件下，当射流动量系数为0.006 5 时与无吹吸气控制对比，翼型无明显失速现象，平均升力系数提高59%，平均阻力系数下降40%，负俯仰力矩峰被消除，使用组合式吹吸气进行流动控制可以抑制动态失速，改善翼型气动特性。
一种基于随机优化算法的民用飞机突风动载荷重建方法
肖宇
Available online:2023-04-19, DOI:
[摘要] (139) [HTML] (0) [PDF 1.09 M] (22)
摘要：
民用飞机突风载荷的准确重建对于飞行安全具有十分重要的意义。基于随机优化算法，提出一种突风动载荷重建方法。首先，基于频域气弹耦合方程，建立一个突风动载荷时域分析模型，其次，引入Hicks-Henne 型函数进行突风速度场的参数化建模，在此基础上，基于随机优化算法对各型函数参数进行迭代寻优，使得优化目标值与测量值一致，最终得到重建后的突风速度及对应的动态响应及载荷。最后，以GTA 模型经历1-cos 形状突风为例进行数值仿真。结果表明：本文提出的突风动载荷重建方法可有效实现突风速度场的识别，进而完成突风动载荷的重建；针对本文算例，过载最大误差为3.5%，载荷最大误差不超过1%。
基于S5000F的飞机使用阶段技术状态数据管理实施研究
聂昊宇, 赵文武
Available online:2023-04-19, DOI:
[摘要] (6) [HTML] (0) [PDF 997.63 K] (23)
摘要：
目前，国内飞机使用阶段技术状态数据管理标准尚未形成，在飞机使用期间，由于技术状态数据由多个相关方管理，未能实现统筹规划，数据难以关联和追溯，影响保障工作的效率和准确性。通过对S5000F《运行数据反馈国际规范》中技术状态管理数据反馈数据规范的研究，针对飞机交付后的实际活动，提出飞机使用阶段的技术状态数据管理框架，并结合飞机故障分析场景，基于UML（统一建模语言）方法进行数据结构化设计，采用技术状态树和数据链接跟踪的方法，建立技术状态数据动态可追溯管理工具，提高故障分析决策能力。实际应用表明：本文提出的方法可行有效，可为全寿命保障提供支撑。
面向适航符合性的智能航电系统认证研究进展
董 磊, 刘嘉琛, 陈 曦, 肖女娥, 梁博尧, 张元珊
Available online:2023-03-08, DOI:
[摘要] (95) [HTML] (0) [PDF 7.86 M] (47)
摘要：
民用飞机航电系统引入人工智能/机器学习技术会带来可信性、不确定性和可解释性等问题，有必要通过有效的符合性方法向公众与利益攸关方证实智能航电系统的适航安全性。首先，分析了智能航电系统的等级分类和应用现状，阐述了现有指南和标准的适用性；然后，基于对当前研究成果的梳理，总结了包含可信度分析、安全性评估、安全风险缓解和认证/批准活动的智能航电系统认证框架实施流程及其技术细节；最后，给出智能航电系统在全生命周期各个阶段的符合性验证要求及实现方法建议，评估了符合性验证对现有适航体系的影响，为民用飞机智能航电系统的设计与认证提供了参考依据。
超参数自适应的MOEA/D-DE算法在翼型气动隐身优化中的应用
王培君, 夏露, 栾伟达, 陈会强
Available online:2023-03-08, DOI:
[摘要] (28) [HTML] (0) [PDF 929.63 K] (52)
摘要：
MOEA/D-DE 算法易于实现，被广泛应用于处理多目标优化问题，但其超参数CR 和F 对算法性能影响较大。基于MOEA/D-DE 算法框架、利用Sobol 全局灵敏性分析方法对差分进化算子中的交叉控制参数CR进行改进，使用莱维飞行策略控制比例因子F，使算法中的超参数拥有自适应能力，得到超参数自适应的MOEA/D-DE 算法——MOEA/D-DEAH 算法；对MOEA/D-DEAH 算法、不同超参数设置的MOEA/D-DE算法和NSGAII 算法进行函数测试和翼型气动隐身优化算例对比。结果表明：MOEA/D-DEAH 算法性能良好，具有较强的鲁棒性，气动隐身优化效果也比其他算法更好。
多类别航空变压整流器的典型故障模式研究
陈舒文, 喻拿仑
Available online:2023-03-08, DOI:
[摘要] (35) [HTML] (0) [PDF 1.64 M] (44)
摘要：
随着多电飞机的发展，关于航空变压整流器（TRUs）的结构改进及故障诊断的研究日益增多，但缺少关于不同类别变压整流器典型故障模式特点及影响的研究。基于TRUs 结构分析，对TRUs 进行零部件失效模式及影响分析（FMEA）及故障树分析（FTA），确定了TRUs 的典型故障模式。之后，利用Simulink 建立典型TRUs 的仿真模型，分析比较了不同故障模式下的TRUs 的电信号特点；并定义了8 种TRUs 详细的故障类别。结果表明：TRUs 的硬故障对系统影响较大，其中高脉冲TRUs 在故障模式下的稳定性更好，可靠性相对较低；并为后续航空变压整流器故障诊断及定位研究提供了依据。
民用飞机产品分类研究
李慧颖, 吴华, 熊俊, 孟旭
Available online:2023-03-08, DOI:
[摘要] (28) [HTML] (0) [PDF 562.08 K] (118)
摘要：
民用飞机承载的零部件种类繁多、数量庞大，需要对飞机产品进行明确的分类，才能建立高效的飞机产品全生命周期技术管控机制。采用系统工程方法识别飞机产品分类相关利益攸关方，在分析总结关键利益攸关方需求的基础上，提出一种适用于民用飞机领域的基于产品来源的产品分类方案以及用以区分定制件和设备的判定准则，实现对民用飞机产品进行统一、规范及多维度的分类和定义，对某型号飞机产品分类案例进行验证。结果表明：基于产品来源的民用飞机分类方案，便于设计人员在实际工作中快速判定产品类别，保证产品分类的准确性和有效性，为民用飞机产品设计和技术管理提供了基础，较好地满足了民用飞机项目应用需求。
变形翼面内变形的研究现状及关键技术
冯文正, 于菲, 关玉明, 刘智光
Available online:2023-02-23, DOI:
[摘要] (77) [HTML] (0) [PDF 3.47 M] (53)
摘要：
变形机翼作为未来飞机设计的重要发展方向之一，其机翼面内变形的研究已得到广泛的关注。本文分别从变展长、变掠角、变弦长、组合变形四个方面进行分析，阐述面内变形机翼的国内外研究现状，归纳总结变形机理及优缺点，分析其发展趋势。针对该领域的研究现状以及变形机翼的应用要求，提出变形机翼亟待解决的关键技术，包括变形蒙皮技术、变形机构、智能驱动器、传感器及控制网络，阐述各关键技术的应用要求，分析其现存问题，并对未来发展方向进行归纳；以期为面内变形机翼的设计和应用实现提供部分参考。
嵌入式大气压力传感器复杂气象环境防护技术发展趋势与展望
熊亮, 宋世峰, 周游, 王双, 马烽文
Available online:2023-02-23, DOI:
[摘要] (72) [HTML] (0) [PDF 1.24 M] (152)
摘要：
嵌入式大气数据传感器系统作为飞翼气动布局飞行器飞行大气参数测量的关键或重要飞行传感器子系统。系统中嵌入式大气压力传感器的防水、防尘、防冰和除冰设计的有效性是飞行过程中压力准确感受、飞行大气参数稳定性和实时性的重要保证。针对嵌入式大气压力传感器的防水、防尘、防冰和除冰技术现状，分析了存在的不足与缺陷，结合工程化应用需要和相关工程技术研究成果，提出了嵌入式大气压力传感器复杂气象环境防护状态在线监测设计、加热器功率自适应调节设计和快速拆装设计的技术发展方向，阐明了未来嵌入式大气压力传感器复杂气象环境防护技术研究目标、内容，以及涉及的水、湿气监测技术，结冰状态监测技术，表面疏水与低可探测技术和易维护式结构设计技术等关键技术的解决方案。
六西格玛在军用飞机发动机总装质量控制中的应用
杨二豪, 刘玉松, 黄吉传
Available online:2023-02-23, DOI:
[摘要] (31) [HTML] (0) [PDF 1.15 M] (87)
摘要：
国内某军用飞机主机厂C 发动机装机后存在间隙尺寸超差、装机一次合格率低的问题，为了解决该问题，引入六西格玛质量管理模式的DMAIC 方法对发动机装机流程进行研究。运用多元回归分析、机理分析等确定影响间隙尺寸的关键因子及其影响程度，采用线性拟合得出关键因子最优参数范围，并制定详细控制计划。通过对控制图进行分析，发现改善后的间隙尺寸处于工序稳定状态，发动机装机一次合格率由改善前的65.2% 提升至95%，表明基于六西格玛DMAIC 方法的质量控制对减小生产流程变异，提高生产效率有积极作用。
低声爆超声速飞机气动布局技术研究进展
苏冯念, 钟萍, 曾慧, 罗月培, 陈喜兰, 郭楚微
Available online:2023-02-15, DOI:
[摘要] (64) [HTML] (0) [PDF 5.48 M] (74)
摘要：
超声速飞机气动布局对声爆强度具有重要影响，低声爆气动布局得到了广泛研究。本文在系统调研声爆抑制技术的基础上，介绍了国外降低超声速飞机声爆的六种主要气动方法；总结并分析了低声爆超声速飞机的四种主要气动布局形式，根据当前低声爆超声速飞机布局形式得出，三角翼布局是下一代环保型超声速客机的主要气动布局形式；展望了低声爆超声速飞机气动布局技术的未来发展趋势。
航空发动机典型材料超高周疲劳试验技术研究综述
王昭晗, 燕群, 陈永辉, 慕琴琴, 杭超, 徐健
Available online:2023-02-15, DOI:
[摘要] (73) [HTML] (0) [PDF 5.69 M] (212)
摘要：
航空发动机作为飞行器最关键、最核心的部位，长期服役于高温、高载等极端环境，疲劳失效是导致发动机结构破坏的主要原因之一。随着工业的发展，发动机材料的超高周疲劳问题日益凸显。本文总结了发动机典型材料超高周疲劳关注领域的研究现状，对当前超高周疲劳试验技术的应用情况进行了阐述，包括超高周轴向振动疲劳、弯曲振动疲劳、扭转振动疲劳、复合振动疲劳等试验加载技术以及温度控制技术、损伤监测技术，并对我国航空发动机典型材料超高周疲劳试验技术的发展做出展望。
外燃波转子压力交换技术发展综述
李凤超, 薛然然, 李瑞明, 闫文辉
Available online:2023-02-15, DOI:
[摘要] (14) [HTML] (0) [PDF 11.29 M] (57)
摘要：
外燃波转子利用端口启闭触发形成的非定常压力波来进行高效能量转换，具有广泛的应用前景。本文分析了外燃波转子内部流场的典型结构，回顾了国内外性能试验的重要成果，总结了其用于燃气轮机增压的优势与挑战。指出在端口渐开渐闭、转静间隙泄漏、离心力与科氏力加速、固体壁面传热等的影响下，流场结构呈现多维特征，且形成的泄漏损失占比最大；在模型试验条件下，可以获得15%~30% 的压力收益，以及70%~85% 的压缩效率；与燃气轮机联合使用时，具有通流自冷却、稳态性能突出、动态响应优异、尺寸效应不明显等优点，但需要攻克紧凑式总体结构设计、高性能外燃波转子设计、宽工况波系结构控制、低损失过渡段设计、复合损失抑制等难题。

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显示模式：
低空反无人机技术现状与发展趋势
张静, 张科, 王靖宇, 吕梅柏, 王佩
2018,9(1):1-8. DOI: 10.16615/j.cnki.1674-8190.2018.01.001
[摘要] (2586) [HTML] (0) [PDF 1.89 M] (4797)
摘要：
近年来,随着无人机技术的不断发展与完善,无人机不仅在军事领域发挥着重要作用,在民用领域也得到了广泛应用。然而,随着使用难度的不断降低,无人机在给人们生产生活带来巨大便利的同时,其“黑飞"与滥用也给国家、社会和人民造成了安全危害。因此,对低空无人机进行反制与防护的需求在军、民领域均十分强烈。围绕无人机在不同领域的应用状况,介绍了低空无人机非合作飞行带来的安全问题,对威胁种类及来源进行了讨论;在此基础上,着重对国内外反无人机技术的发展现状进行了深入分析,对现有反无人机技术体系的组成及相关系统的优缺点进行了综述。此外,结合低空反无人机系统研发的智能化、一体化、自主化问题,分析并讨论了低空反无人机中探测与防护关键技术的未来发展趋势。
引气冷却模型对涡轴发动机总体性能的影响研究
胡秋晨, 陈玉春, 贾琳渊, 黄 兴
2014,5(1):109-115. DOI:
[摘要] (3478) [HTML] (0) [PDF 2.89 M] (2937)
摘要：
针对目前高热力循环参数和高引气量的自由涡轮涡轴发动机，建立了考虑压气机引气位置可变和涡轮中冷却气参与做功的涡轴发动机性能计算模型。当压气机引气位置变化时，采用流量平衡和功率平衡同时修正法计算发动机性能；涡轮冷却计算模型则考虑了第一级导向器叶片冷却气的做功。与传统涡轴发动机性能计算模型的计算结果对比表明，本文的计算模型能够合理反映引气量和引气位置对发动机特性的影响，更接近发动机的真实物理过程，可为发动机空气系统设计提供输入。
小型弹用涡轮发动机发展综述
薛然然, 李凤超, 任立磊
2018,9(1):18-27. DOI: 10.16615/j.cnki.1674-8190.2018.01.003
[摘要] (2124) [HTML] (0) [PDF 1.88 M] (2731)
摘要：
小型涡轮喷气和涡轮风扇发动机可为高亚音速、中远程导弹提供理想的巡航动力,是各军事强国竞争的焦点。弹用涡轮发动机具有成本低、寿命短、尺寸小、转速高、增压比低、容积热强度大、起动和点火方式多样等特点,已被广泛应用于巡航、反舰和空地等多种战略与战术导弹。从国内外主要产品及其技术参数、性能与结构基本特点、应用现状、发展趋势等方面,对20世纪70年代以来100~700daN推力范围内弹用涡轮发动机的发展情况进行梳理和分析。指出更低成本、更少油耗和更优结构将是未来导弹推进系统继续追求的目标;螺桨风扇发动机高速性好、耗油率低,脉冲爆震涡轮发动机循环效率高、结构简单,是未来先进弹用涡轮发动机重要的发展方向。
增材制造（3D打印）分类及研究进展
杨延华
2019,10(3):309-318. DOI: 10.16615/j.cnki.1674-8190.2019.03.003
[摘要] (865) [HTML] (0) [PDF 1.21 M] (2616)
摘要：
:增材制造(3D打印)近年来被国内外广泛研究和应用,但是目前尚无关于增材制造的系统、清晰和准 确的分类。根据文献调研和现场调研,将增材制造技术分别按照制造材料种类、形态、热源、工艺组合等方法来 进行划分,即增材制造技术可分为四大类16个小类,并且分别介绍各类增材制造技术原理、特点及其研究应用 现状。最后指出目前增材制造材料单一与效率低等不足及向多元化、高效化、稳定化和包容化等发展的趋势。
重载四旋翼无人机结构优化设计与强度计算
刘峰, 喻辉, 高鸿渐, 代海亮, 马佳
2018,9(1):99-106. DOI: 10.16615/j.cnki.1674-8190.2018.01.013
[摘要] (1512) [HTML] (0) [PDF 1.77 M] (2503)
摘要：
多旋翼无人机结构设计是无人机研制的重要环节,结构优化设计方法是保证无人机安全飞行、提高无人机性能的关键。根据重载四旋翼无人机性能要求,设计一款最大有效载荷10kg、可折叠、质量轻、强度高的四旋翼无人机。建立无人机结构有限元模型,基于实际工况对机臂及中心板进行静力及屈曲分析;对机臂及中心板的铺层方案进行优化,校核结构强度、刚度和稳定性;并搭建无人机静力测试平台,完成重载四旋翼无人机结构静力加载试验。结果表明:相对结构初始铺层方案,机臂减重43%,中心板减重35%,全机结构累计减重560g;试验测点的应变值与分析值相对误差小于15%,验证了无人机有限元模型和优化设计方案的可靠性。
人工智能与空气动力学结合的初步思考
张天姣, 钱炜祺, 周宇, 何磊, 邵元培
2019,10(1):1-11. DOI: 10.16615/j.cnki.1674-8190.2019.01.001
[摘要] (1176) [HTML] (0) [PDF 562.11 K] (2297)
摘要：
以人工智能为核心的新一轮技术革命及产业变革正在影响着社会的各个领域,世界各航空航天大国 均在人工智能与空气动力学的结合方面开展了许多有益的尝试与探索。本文回顾了人工智能技术的发展历程 及现状,重点讨论了大数据时代背景下人工智能在风洞试验、数值计算和飞行试验等空气动力学研究的三大手 段上的应用,详细分析了人工智能在辅助海量气动数据分析与知识发现上发挥的作用,探讨了人工智能在气动 建模与先进飞行器设计中蕴藏的应用价值,并指出了人工智能与空气动力学相结合所带来的挑战。
先进铝锂合金的特点及其在民用飞机上的应用
孙洁琼, 张宝柱
2013,4(2):158-163. DOI:
[摘要] (3203) [HTML] (0) [PDF 4.91 M] (2281)
摘要：
对航空产品而言，重量是最重要的指标之一，当前最有效的减重方法是发展低密度材料。介绍了低密度、高强度且具有良好损伤容限特性的铝锂合金材料。通过其与常规铝合金、先进复合材料进行性能对比和权衡研究，重点分析了第三代先进铝锂合金的性能特点及其在先进民用飞机上的应用；给出了铝锂合金国产化应用分析和建议。研究结果可作为民机设计选材和减重优化的参考和借鉴，并有助于铝锂合金材料的推广应用。
一种机翼弯剪载荷包线近似计算方法
刘杨
2013,4(2):241-246. DOI:
[摘要] (2215) [HTML] (0) [PDF 2.31 M] (2035)
摘要：
在机翼静强度初步设计中，为了快速准确地得到其载荷包线并用于确定翼盒结构基本参数，本文研究出了一种近似计算方法。通过比较多种重量估算方法，得到三角形分布能较好的拟合机翼重量。进一步地，研究了大型民用运输机飞行临界过载特点和集中载荷等特性，综合Schrenk升力分布和三角形重量分布得到在飞行载荷下，一种近似计算机翼剪力和弯矩载荷包线的方法。并通过用两机翼风洞试验数据得到的机翼剪力和弯矩包线验证了此近似方法可行。
基于贝叶斯网络的空战效能评估方法研究
汪泽辉, 方洋旺
2018,9(1):35-42. DOI: 10.16615/j.cnki.1674-8190.2018.01.005
[摘要] (1106) [HTML] (0) [PDF 1020.88 K] (1876)
摘要：
贝叶斯网络是一个基于概率推理的数学模型,常用于解决复杂系统间的不确定性,且具有较大优势。空战过程是一个极为复杂的过程,具有较高的不确定性,针对空战效能评估过程中存在的问题,结合空战理论和实际情况,建立空战效能评估的贝叶斯网络模型,提出基于贝叶斯网络的空战效能评估方法,并进行仿真分析。结果表明:该评估方法能够根据战场环境证据对空战信息优势、协同能力、部队效能、决策指挥能力进行效能评估,为决策提供有力依据,且具有很强的学习能力与推理能力。
复合材料螺旋桨结构多目标优化设计
张碧辉, 李喜乐, 周波
2018,9(1):77-83. DOI: 10.16615/j.cnki.1674-8190.2018.01.010
[摘要] (1273) [HTML] (0) [PDF 2.40 M] (1869)
摘要：
在螺旋桨桨叶结构设计的工程实践中,减轻重量和增加扭转刚度是两个主要目标,而复合材料的应用增加了螺旋桨结构的可设计性。以某复合材料螺旋桨为例,基于有限元方法,以桨叶的复合材料铺层数量与铺层角度为优化设计变量,以螺旋桨桨叶强度、弯曲刚度为约束条件,采用快速非支配遗传算法(NSGA-II)对该复合材料螺旋桨进行多目标优化设计。得到了关于两个目标函数的帕累托解集,即综合考虑桨叶质量与扭转刚度两个指标的最优设计参数集。本文为复合材料螺旋桨的结构设计提供了一种有效的思路。
S5000F介绍及在民用飞机运行可靠性分析反馈中的应用
冯蕴雯, 路成, 薛小锋, 马小骏
2020,11(2):147-158. DOI: 10.16615/j.cnki.1674-8190.2020.02.001
[摘要] (1094) [HTML] (0) [PDF 3.27 M] (1848)
摘要：
运行可靠性是保障民用飞机安全经济营运的基础,S5000F《在役数据反馈国际规范》为民用飞机运行 可靠性分析与反馈以及全寿命周期管理的系统研究提供了一个契机。对 S5000F 规范进行解读,首先,阐述 S5000F编制的背景和目的;然后,介绍S5000F规范的主要内容以及相关的业务流程;最后,探讨 S5000F规范 在民用飞机运行可靠性分析与反馈中的应用。基于S5000F规范梳理民用飞机运行数据采集的业务流程,形成 基于数据的运行可靠性分析框架,为全寿命周期管理提供有效的指导性建议。
民用飞机舱门飞行锁机构接触力计算分析
刘成业, 黄振庭, 周颖
2018,9(1):91-98. DOI: 10.16615/j.cnki.1674-8190.2018.01.012
[摘要] (1021) [HTML] (0) [PDF 1.78 M] (1694)
摘要：
研究飞机飞行锁机构中的接触力对于民用飞机飞行锁机构的设计具有重要意义。首先介绍飞行锁机构的功能和主要设计依据,阐明某民用飞机飞行锁机构的工作原理,并对其传力路径进行分析;然后采用工程算法、多刚体模型和多柔体模型三种计算方法计算飞行锁工作时曲柄与飞行锁摇臂之间的接触力;最后对三种计算方法进行对比,分析不同方法计算得到的接触力力值产生差异的原因。结果表明:多刚体模型计算值与工程算法计算值产生差异的主要原因是机构空行程导致的力臂变化,多柔体模型计算值与多刚体模型计算值产生差异的原因主要是受力过程中的结构变形。
基于浮点编码遗传算法的行星轮系折叠机构优化设计
弥晓亮, 赵美英, 孟毛毛, 万小朋
2013,4(3). DOI:
[摘要] (2430) [HTML] (0) [PDF 3.09 M] (1653)
摘要：
针对折叠机翼变体飞机，设计了一种适合装配在变体飞机小空间的行星轮系折叠机构。在系统研究行星轮系设计目标、设计变量和约束条件的基础上，描述了浮点编码遗传算法，使用MATLAB优化工具箱对其主要参数进行优化。研究表明：相对于安全系数法，结构重量减轻了16.7%，使折叠机构在满足设计指标的情况下达到质量最轻。因此采用浮点编码遗传算法进行优化求解，对于行星轮系机构设计是一种行之有效的优化设计方法。
飞机油箱水锤效应研究方法及进展
刘国繁, 陈照峰, 王永健, 刘伟兰
2014,5(1):1-6. DOI:
[摘要] (2586) [HTML] (0) [PDF 6.43 M] (1624)
摘要：
水锤效应引起的油箱破坏现象越来普遍,对近几十年水锤效应的研究工作进行归纳和分析,为今后的研究工作提供参考。水锤效应的研究起步早,早期的试验和理论推导形成了水锤效应最初的理论基础,随着试验装置的进步以及有限元思想的引入,试验结果越来越精确,水锤效应的研究工作进入了新阶段。但是对于水锤效应的研究还存在诸多的问题,将是今后工作的重点。
高空长航时飞翼无人机用涡扇发动机关键技术
温占永, 段娅
2020,11(2):159-166. DOI: 10.16615/j.cnki.1674-8190.2020.02.002
[摘要] (1073) [HTML] (0) [PDF 1.20 M] (1603)
摘要：
自无人机诞生并应用于实战以来,无人机技术得到了迅猛发展。随着各领域高科技技术的进步,战场 环境日趋复杂,作战任务向高危对抗战场拓展,高空长航时飞翼无人机成为各国研究的热点。本文论述了高空 长航时飞翼无人机对涡扇发动机的要求,结合航空发动机基本原理分析了关键设计参数对涡扇发动机性能的 影响,总结了高空长航时飞翼无人机用涡扇发动机面临的关键问题及研究进展。本文的研究对于高空长航时 飞翼无人机用涡扇发动机的选型及适应性改进设计具有一定的参考价值。
基于响应面插值的非线性气动弹性计算
吴欣龙, 王锋, 刘朝君
2014,5(1):99-103. DOI:
[摘要] (2011) [HTML] (0) [PDF 1.99 M] (1555)
摘要：
针对飞翼、大展弦比低雷诺数气动布局容易在小迎角的条件下出现气流分离,会带来明显的非线性气动力问题,同时气动弹性带来的影响亦不可忽略。针对此类布局提出了一种建立基于径向基函数插值的非线性压力系数分布模型的方法。利用径向基函数插值建立面元上压力系数对迎角导数的响应面,将压力系数积分并通过无限板样条(IPS)方法进行气动结构多次迭代插值实现非线性气弹分析。结果验证了该方法对于静气弹分析的有效性同时能准确地反映弹性带来的气动效率的降低和变形对升力及阻力的影响。
旋转叶片干摩擦阻尼结构减振试验研究综述
秦洁, 燕群, 黄文超
2018,9(1):9-17. DOI: 10.16615/j.cnki.1674-8190.2018.01.002
[摘要] (1063) [HTML] (0) [PDF 1.91 M] (1551)
摘要：
研究航空发动机旋转叶片的振动特性及其振动抑制技术,对提高发动机的性能、结构完整性、工作可靠性具有重要意义。从旋转叶片干摩擦阻尼结构的减振试验装置、试验激励方法和动态特性测试等方面对旋转叶片干摩擦阻尼结构的减振试验进行了较为详细的综述,将旋转叶片干摩擦阻尼结构的减振试验分为非旋转试验和旋转试验两类,结合叶片干摩擦阻尼结构减振特性试验的研究现状,提出应在以下方面进行研究:在不旋转条件下,建立随叶片榫头结构、相邻叶片夹角变化的试验装置模型库;探索多叶片阻尼结构的高频激励耦合加载方法和振动响应测试方法;在旋转条件下,研究更符合开车环境的激励方式,发展使用应变片和传感器的高分辨率的振动响应测试方法。
燃爆类应急离机门作动器冲击强度分析
付春艳, 曹立帅
2018,9(1):107-110. DOI: 10.16615/j.cnki.1674-8190.2018.01.014
[摘要] (1133) [HTML] (0) [PDF 1.27 M] (1541)
摘要：
目前,有关应急离机的研究多是对离机轨迹或离机系统构成的探讨,对于应急离机门作动器的强度分析鲜有涉及。基于功能转换思想,利用瞬态动力学分析方法对应急离机门作动器冲击强度进行分析。结果表明:燃爆类应急离机门作动器冲击强度与燃爆气压、燃爆室体积及活塞杆组件的质量均有很大关系;作动器活塞杆与外筒冲击部位附近的倒圆角处为作动器抗冲击的薄弱环节和危险区域。
自适应机翼翼型变形的研究现状及关键技术
倪迎鸽, 杨宇
2018,9(3):297-308. DOI: 10.16615/j.cnki.1674-8190.2018.03.001
[摘要] (858) [HTML] (0) [PDF 3.91 M] (1390)
摘要：
自适应机翼具有巨大的应用潜力,是未来飞机设计的必然趋势,已经得到了广泛的关注。分别从自适 应变弯度前缘、自适应变弯度后缘以及变厚度机翼三个方面阐述了其变形原理,并对使用的蒙皮、驱动方式、研 究方法等进行了归纳总结,指出了未来的发展趋势,提出了自适应机翼亟需解决的关键技术,包括兼具大变形 和高承载功能的柔性蒙皮的设计、自适应驱动系统设计、协同控制系统的设计、分布式传感器网络,可为自适应 机翼结构的设计与实现途径提供一定的技术参考。
航空发动机主动稳定控制方法分析
苏三买, 吕烨, 黄顺炳, 孙占恒
2014,5(1):7-11. DOI:
[摘要] (4858) [HTML] (0) [PDF 2.18 M] (1365)
摘要：
主动稳定控制能够抑制压气机旋转失速、避免喘振,从而减小稳定裕度,扩大工作范围,使压气机性能得到最大发挥。针对航空发动机主动稳定控制关键技术,重点分析了以Moore-Greitzer模型为基础的压气机建模方法、模态控制与非线性控制两种主动控制方法,在此分析基础上,讨论了主动稳定控制算法存在的不足,并提出压气机模型与主动稳定控制算法的未来发展方向,可为航空发动机主动稳定控制理论研究与工程应用提供参考。