进气角度对蚌式进气道与发动机相容性的影响

通过飞行试验研究了蚌式进气道在不同飞行条件下的内部流场特点。研究表明,当飞机迎角增大时,鼓包表面对前机身来流附面层的吹除效果增强,同时鼓包后方由于流道弯曲产生的流动分离得到抑制,使得发动机稳定工作裕度提高;而侧滑会导致鼓包左右两侧附面层吹除效果出现显著差异,从而使得下游进气道内流体顺着从鼓包迎风侧指向背风侧的方向偏转,进而对发动机稳定裕度产生影响。     

侧滑仪小球不能正确指示侧滑问题的研究

针对侧滑仪表在某些特殊情况下存在不指示或错误指示或错误指示侧滑的现象，科学地分析了侧滑仪小球的指示原理，指出侧滑仪小球偏离中央位置的程度对应着飞机侧向载荷因数的大小，而非侧滑角的大小，其次较为详细地介绍，分析了侧滑仪小球不能正确指示侧滑的几种特殊飞行现象以及对飞行的影响，为了更好地利用侧滑仪表，并依靠侧滑仪表来主动地操纵飞机，建议飞机设计和生产部门对这种重要的飞行仪表重新研制。     

飞机在尾旋中侧滑和坡度的分析

分析了在飞机在尾旋中产生侧滑和坡度的根本原因，论述了侧滑和坡度在尾中的变化的规律，影响侧滑和坡度的因素，以及侧滑和坡度变化对尾旋动态的影响，同时就尾旋中偏滚对尾旋侧滑的影响，绕铅垂旋轴对坡度的影响等进行了讨论分析，最后通过分析ＪＪ６飞机和ＪＪ５飞机尾旋的测试曲线，进一步说明了ωｘ和ωｙ对坡度的影响，可为飞行员掌握尾旋特性，提高飞行技术和保证飞行安全提供参考。     

基于GPS的飞机侧滑角校准试飞方法研究

针对飞机侧滑角不能够精确测量的问题,提出了一种基于GPS的飞机侧滑角校准试飞方法。先在稳定风场空域以垂直三边飞行,得出飞机的真实空速和准确的空域风场数据,再利用在此空域作协调侧滑试飞动作进行侧滑角校准。试验结果证明此校准试飞方法可行有效。     

基于H∞模型匹配的应急飞行控制研究

研究发当飞机常规操纵舵面失效时，通过飞机发动机推力大小来操纵飞机的飞行问题，采用H∞模型匹配的方法，设计动态补偿器，使只调节发动机推力的飞机所表现的特性与在常规舵面操纵下的飞机所表现的特性相近似,从而使飞行员能在操纵舵面失效的情况下，按常规操纵的方法通过控制飞机发动机推力来操纵飞机，实现应急控制，仿真验证了这种方法的有效性。     

非线性解耦控制理论在飞控系统设计中的应用研究

根据非线性解耦控制理论设计了用升降舵、副翼和方向舵控制飞机迎角、侧滑角和滚转角速度的解耦控制律，并进行了闭环系统数字仿真研究。飞机动力学的数学模型计及了非线性气动力、运动和惯性耦合因素；操纵系统动力学模型中考虑了舵面的惯性，位置和偏转速率限幅，仿真结果表明，所设计的控制律可有效地指令飞机进行大幅值的单自由度或多自由度机动飞行，控制律中的参数变化对闭环系统动态响应影响较显著，容易导致Ｈｏｐｆ分支现象     

基于H_∞模型匹配的应急飞行控制研究

研究了当飞机常规操纵舵面失效时 ,通过调节飞机发动机推力大小来操纵飞机的飞行问题。采用 H∞ 模型匹配的方法 ,设计动态补偿器 ,使只调节发动机推力的飞机所表现的特性与在常规舵面操纵下的飞机所表现的特性相近似 ,从而使飞行员能在操纵舵面失效的情况下 ,按常规操纵的方法通过控制飞机发动机推力来操纵飞机 ,实现应急控制。仿真验证了这种方法的有效性。     

一种利用尾舵偏转实现BWB飞机减速的方法

结合国内外的相关研究工作，提出了一种利用尾舵偏转实现BWB飞机发动机喷气气流方向的改变，进而达到减速目的的方法。基于求解三维欧拉法方程，数值模拟了不同尾舵偏转角度下BWB飞机发动机喷口附近的流场分布特性和反推力大小，并评估了着陆场长收益。气动与性能计算结果表明，在计算滑跑速度范围内，发动机喷气气流会冲击到偏转的尾舵上，进而产生反向喷气气流，并产生较大的反推力，有效降低着陆场长，且随着尾舵偏转角度的增加，反推和减速效果逐渐增大。     

飘降计算初始条件的选取原则

利用飞机性能软件INFLT计算得出不同初始条件下的飘降轨迹数据，分析了飞机重量、巡航高度、发动机失效点位置、风、温度对飘降轨迹的影响，讨论了进行飘降越障分析时初始条件的选取原则。目的是为实际工作中初始条件的选择提供理论依据，从而简化飘降越障分析步骤，提高工作效率。     

发动机出现故障后的飞机起飞性能

飞机飞行过程中出现发动机故障的情况是必须加以考虑的。基于安全性的角度考虑，所有现代飞机的设计都把发动机失效这一因素考虑在内。本文所谈述的就是飞机单发失效情况下的性能分析。     

侧滑对后掠翼飞机俯仰操纵影响的探讨

运用基础理论，对后掠翼飞机出现侧滑时的地仰状态变化进行分析。文中推导了后掠翼飞机的后掠角在有侧滑时对升力的影响，以及下洗角大小和分布的变化在水平尾翼处引起的俯仰力矩变化。通过时几种飞机的计算和分析比较，说明了后掠角在侧滑中具有提供上仰力矩的作用，从而在理论上解决了大后掠角飞机（如Ｊ—６飞机）出现侧滑时的急剧上仰现象和操纵措施问题，为在飞行中出现偏差进行修正提供了理论依据。对提高飞行员的驾驶技术和保证飞行安全有着积极的作用。     

鸭式布局飞机矢量喷流对地面效应影响的风洞试验

针对单发鸭式布局飞机，通过低速风洞试验，研究了矢量喷流对飞机地面效应的影响特性。研究结果表明：发动机喷流使得飞机的地面效应增强，升力系数增加，降低飞机起飞/降落时的飞行速度，缩短起降距离，从而改善飞机起降性能。发动机喷管上/下偏转时，矢量喷流对飞机上下表面气流诱导不对称，均使地面效应阻力系数增量减小。在此基础上，基于数值模拟结果对喷流与地面效应的相互作用机理进行了分析。     

机动飞行时发动机转子系统动力学统一模型

利用Lagrange方程建立了飞机在任意空间机动飞行时发动机安装在飞机上任意位置条件下不平衡多盘、多质量和多轴承线性及非线性柔性转子系统动力学的统一模型,讨论了飞机的空间机动飞行对发动机转子系统动力特性的影响.结果表明飞机的空间机动飞行不仅在发动机的转子系统上产生了非周期性的附加外激励力,而且还会产生附加的阻尼和刚度效应,这些效应不仅会影响转子系统运动轨道的大小而且会使转子系统运动轨道的中心发生偏移,从而可能使发动机转子与定子之间发生局部的碰磨.因此,在分析航空发动机转子系统的动力特性时,必须考虑飞机机动飞行因素对转子系统动力特性的影响.      

基于EBA-FLC的飞机急滚机动分支分析与控制

结合扩展分支分析(EBA)和模糊逻辑控制(FLC),提出了一种新的闭环分支控制方法,即EBA-FLC方法,并将其应用于某机动飞机的无侧滑滚转机动研究。揭示了飞机全局非线性动力学特性,实现了无侧滑滚转机动的闭环分支控制,使飞机在大范围内具有期望的动力学特性,改善了飞机无侧滑滚转机动的动态和稳态特性。     

C-17飞行控制系统

文章从避免严重失速、操纵失效概率、所有发动机停车操纵以及安全复飞等飞机要求着手，描述了飞机操纵对C-17飞行控制系统（FCS）提出的要求，并对FCS分配到电传操纵（FBW）电子飞行控制系统（EFCS）和备用机械飞行控制系统的要求做了叙述，对满足FCS要求的EFCS结构作了讨论，最后对当前的飞行试验结果作了分析和讨论。     

动力失效对起飞纵向气动特性影响数值研究

研究民用飞机动力失效对飞机起飞阶段纵向气动特性的影响规律及其机理,对保证飞机有效操纵和安全飞行具有重要意义.采用在点对点多块结构化网格系统上求解三维可压缩雷诺平均N-S方程的数值方法,研究发动机动力失效对某民用飞机起飞构型纵向气动特性的影响.通过DLR-F11模型验证研究方法对民用飞机高升力构型气动特性的预测能力;针对安装动力短舱的某翼吊涡扇发动机民用飞机起飞构型,通过对比其发动机在正常工况和失效时飞机气动特性的差异,得出动力失效对飞机纵向气动特性的影响规律及机理.结果表明:动力失效后,不但溢流效应会使飞机阻力系数增大;还会导致发动机进、排气特性较正常工作状态明显不同,恶化短舱附近流场,对飞机的升力、失速特性带来不利影响.     

大型飞机运行高原航线的飘降供氧分析

飞机在巡航中出现发动机失效和座舱失压是航空公司运行需要预防的两个重要风险点。如果在高空巡航时出现发动机失效,飞机的剩余推力不足以平衡阻力,不能继续维持在高空适当     

三翼面飞机前／后操纵面协调偏转对飞行载荷的影响

基于静气动弹性分析方法，对三翼面布局飞机进行飞行载荷分析，研究了平尾升降舵和前翼操纵面协调偏转关系的变化和动压变化，对配平关系和气动面载荷分布的影响。结果表明：平尾升降舵和前翼操纵面协调偏转关系对于配平和前翼、平尾的载荷分布有重要影响，在开展这类飞机的气动性能和结构强度设计时，有必要通过特殊方法（如优化方法）对协调偏转关系进行综合设计。     

浅析发动机的油液维护

飞机飞行离不开发动机。发动机工作离不开油液。发动机与油液就像人体与血液的关系一样。如果发动机没有油液(液压油、航空煤油、滑油)，飞机就无法飞行；没有液压油，飞机的飞行控制就不能保证；没有航空煤油发动机就不能工作，飞机就不能飞行了；没有滑油，发动机各种附件之间就会产生巨大的摩擦，造成损害，从而影响飞行安全。可见油液对于发动机是何其重要。油液的日常维护就成了机务的一项重要的工作内容。下面是本人从几年的工作经验中得出的几点体会和建议。     

一种飞行迎角和侧滑角解算方法研究

水陆两栖飞机的机身外形复杂,采用单一迎角传感器难以消除侧滑角的影响。对某大型水陆两栖飞机的前机身模型进行风洞试验,根据机身两侧迎角传感器受侧滑角影响的特点,在机身两侧对称位置安装迎角传感器,研究左右两侧迎角传感器的测量值随模型迎角、侧滑角的变化规律;根据左右两侧测量值的均值和差值,反算得到飞行迎角和侧滑角,并对此迎角、侧滑角解算方案进行试飞验证。结果表明：机身两侧安装迎角传感器可以消除侧滑角影响,从而得到准确的迎角信号,还可根据左右迎角差值计算得到侧滑角,采用机身左右两侧的迎角传感器解算飞行迎角和侧滑角是可行的。