民用飞机全机静力试验前机身工况配平载荷设计

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。     

超声速低声爆布局分层优化方法

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。     

Conceptual design and flight test of two wingtip-docked multi-body aircraft

To overcome the drawbacks such as large wing deformations, poor performance encountering gusts, limits in taking off and landing, inconvenience of transportation of High-Altitude Long-Endurance (HALE) Unmanned Aerial Vehicles (UAVs), a new conceptual aircraft called wingtip-docked Multi-Body Aircraft (MBA) has attracted lots of attentions. Aiming to investigate the feasibility of this concept, two UAV models were designed, manufactured and connected by a wingtip-docking mechanism, which only allows the relative roll motion between the two aircraft. The trim solution of the two connected aircraft is firstly obtained by solving the developed nonlinear flight dynamic equations, followed by the stability analysis based on the linearized model. The results show that the connected aircraft is inherently unstable and cannot fly without a reasonable flight control system. A set of Proportional-Integral-Derivative (PID) control laws was then developed and implemented in the two experimental aircraft. The success of the flight tests show that the flight control can effectively eliminate the unstable motion and the wingtip-docked MBA is controllable and feasible.     

K8V变稳飞机飞行试验验证系统

介绍了Ｋ８Ｖ变稳飞机飞行试验验证系统的组成及功能,分别阐述了该系统的飞控软件综合验证子系统、机上地面试验数据采集与处理子系统和飞行试验数据处理分析子系统等三部分的组成、工作原理、以及在飞行试验各个阶段的不同特点和作用。通过Ｋ８Ｖ变稳飞机飞行试验的应用,表明该系统能够满足变稳飞机的软件维护、系统验收试飞及后续的应用研究,具有实时,快速,准确,自动化等优点,可为Ｋ８Ｖ变稳飞机应用研究提供重要的支持手段     

某型飞机天线罩防冰装置的性能验证

通过对某型飞机天线罩电热防冰装置的性能验证研究,找到了一种适用于飞机各类防冰装置预设计和对已有防冰装置验证的方法。该方法验证的天线罩防冰装置已经经历了飞行的考验。     

高性能军用机环境控制系统研究发展趋势的探讨

讨论了未来高性能军用机环境控制系统发展可能采用的技术,例如：闭式空气循环技术;综合数字控制技术;蒸发循环技术;先进驱动的空气循环机和压气机技术;以及从属于综合机载机电系统的综合环境控制系统技术。     

论飞机强度规范的发展

简要叙述了美国军用飞机强度规范的历史演变;美国空军ＭＩＬＡ－８７２２１飞机结构通用规范的专业性质及ＭＩＬ－Ａ－８７２２１与ＭＩＬ－Ａ－００８８６０飞机强度和刚度规范的关系。通过对美国规范的理解和我国飞机研制及强度规范现状的分析,论证了我国新规范应是ＧＪＢ６７．１～１３－８５军用飞机强度和刚度规范的进一步发展,新规范发布实施后,ＧＪＢ６７．１～１３－８５将被取代。还叙述了我国新规范的适用范围和编制的技术途径。     

AD－200轻型飞机舱内噪声源传声途径识别

为使建立在双传声器互谱声强基础上的识别方法在飞机上应用,进行了模拟测量。分别以带号筒的扬声器和激振器模拟空气传声和结构传声。模拟测量结果表明：空气传声和结构传声平均声强级识别值的误差分别为１．７ｄＢ（Ａ）和０．４ｄＢ（Ａ）,满足工程应用要求。在此基础上,对ＡＤ－２００轻型飞机在发动机工作下进行了地面测量。结果表明机舱内噪声主要来自座舱后隔板的空气传声。     

飞机电网零序阻抗的数值计算

从麦克斯韦方程出发,推导了飞机电网零序阻抗参数的计算公式。对几种不同敷设方式载流导线的零序阻抗进行了计算,其结果与标准值较为接近。这种数值计算方法比传统的解析近似估算方法更为合理和准确。     

频率选择表面机载雷达天线的研究

研究了降低机载雷达天线散射截面的频率选择表面(FSS)极化扭转板。根据Floquet定理利用模式电压概念建立矢量模式,对二维周期阵列的频率选择表面进行理论分析和计算。设计并加工了一种降低机载雷达天线散射载面的频率选择表面极化扭转板结构。计算和实验表明:频率选择表面的极化扭转板在雷达天线工作通带内保持与原极化扭转板的性能不变,而在工作通带外具有降低雷达散射载面的效果。降低雷达散射截面7～10dB。