机翼曲面成型技术对气动特性影响的研究

增升减阻一直是空气动力设计工作者追求的目标。机翼设计是飞机气动设计的核心,而机翼控制剖面间过渡方式是机翼设计中十分有效的增升减阻措施。首先对飞机翼根两剖面没有添加约束的机翼外形进行了详尽的气动分析计算,针对分析结果出现的问题,重新确定了设计思路和方案,探讨了在翼根两剖面翼型和位置都不变的情况下两翼型之间的过渡对机翼气动性能的影响,研究了如何过渡才能改进飞机的气动特性,最后将三种配置的设计结果进行了对比,获得了翼根曲面过渡几何参数影响的初步规律。对比结果表明,以加入过渡约束的上凸与线化过渡的结果取得了十分理想的改进结果。     

运X某型飞机设备可靠性综合试验（空调冷却设备综合试验剖面）的设计

该文通过对飞机平台的典型任务剖面的分析,制定了机载设备在空调冷却应力条件下的应力剖面,以便对安装在飞机气密舱的机载设备进行可靠性综合试验.     

FCLP任务剖面的当量寿命消耗算法

旨在解决舰载飞机FCLP任务剖面的当量寿命消耗问题。基于剖面疲劳特征分析和海军飞行试验研究,探讨了典型FCLP载荷谱编制、疲劳评估的方法,推出了FCLP任务剖面当量寿命消耗的一种算法。研究结果表明,FCLP任务剖面当量寿命消耗总量大致减半,因此,可以更为精确地预测使用寿命。另外,通过一些算例,说明了舰载飞机和陆基飞机的疲劳损伤量化比较,需要采用综合的结构参数化方法。     

一种电动飞机电推进系统的能效优化方法

电动飞机依靠电推进系统为飞机提供所需的动力,而电动飞机蓄电池的能量密度制约了飞机续航能力的提升。在蓄电池能量密度受限的条件下,进行电推进系统能效优化,提高电推进系统效率,降低电推进系统损耗,对增加飞机的续航时间具有重要意义。以某双座可调定桨距螺旋桨电动飞机电推进系统为例,依据飞机的飞行任务剖面搭建了飞机电推进系统在起飞及巡航阶段的系统损耗模型,以可调定桨距螺旋桨桨矩角为优化变量,以飞机完成一次飞行任务剖面能耗最小为目标,提出一种适于可调定桨距螺旋桨电动飞机电推进系统的能效优化方法。为了验证该方法的有效性,搭建样机测试平台,进行了样机试验,试验结果表明：该能效优化方法能够有效提高飞机电推进系统效率,使飞机完成一次飞行任务剖面的系统能耗降低了8%以上。     

复合材料飞机动力学建模研究

在进行复合材料飞机气动弹性、动响应等分析时,需要进行飞机结构动力学建模.为此,基于经典层合板理论进行了复合材料刚度的等效计算,结合结构力学闭剖面理论分析了飞机剖面的弯曲、扭转刚度特性,并根据刚度分布建立了全复合材料飞机的动力学单梁模型.与地面共振试验结果的对比表明,复合材料飞机动力学单梁模型是有效的,且相对板壳模型更接近试验结果.建模方法对复合材料飞机结构设计具有指导意义.     

固定燃油消耗的最大航程飞行隐函数法分析

在建立飞机垂直剖面运动方程的基础上,提出了满足性能指标约束条件的求解飞机最大航程的隐函数法。该方法以航程为性能指标,导出了在固定燃料的情况下最远航程的必要条件,进而解出了符合这些必要条件及终端条件的参数。数字仿真结果表明,应用隐函数法解得的终端参数都能够准确地达到预设值。     

航空发动机飞行载荷谱的预测

提出了基于飞机的设计飞行任务剖面、飞行力学及发动机原理的发动机飞行载荷的预测方法,即首先将飞机的设计飞行任务剖面通过飞行力学的基本原理转化为发动机的推力（或油门）剖面,然后通过发动机性能计算获得发动机的其它工作状态参数,从而获得发动机的飞行载荷谱。      

飞机起飞爬升四维轨迹合成计算

等Mach/CAS爬升是一种符合驾驶员实际操作特性的爬升方法,可方便地对飞机进行四维导引和控制.研究了这种四维飞行剖面的计算与综合,分析了剖面的构成与结构特点,讨论了剖面解算的数值积分解算方法.最后以B737飞机为对象,进行了仿真计算,得到了满意的结果.     

基于四维导引的飞机纵向飞行剖面的解算与综合

定常Mach/CAS型下降是一种符合驾驶员实际操纵特性的剖面下降方法,可方便地用于对进入终端空域的飞机进行四维导引和控制。本文研究了这种四维飞行剖面的计算与综合技术,分析了剖面的构成与结构特点;讨论了剖面解算的数值积分算法和简化代数算法;对飞行速度剖面,提出了双参数描述法来扩大对飞行时间的调整范围,并开发了相应的迭代算法;最后以波音707飞机为对象,进行了数字仿真计算,得到了满意的结果。     

太阳能飞机能量平衡建模

能量平衡是太阳能飞机设计工作的核心和难点。基于太阳能飞机能量原理,结合太阳辐射模型和太阳能飞机典型飞行剖面开展太阳能飞机能量平衡建模研究。根据太阳能飞机起飞-爬升-巡航阶段和持续跨昼夜飞行阶段的飞行剖面和能量需求,分别建立了各阶段的能量平衡模型,给出了各时段的能量特性计算方法并对傍晚下滑阶段的多种飞行情况进行了分类讨论。最后以某太阳能飞机为例对本文所建立的起飞-爬升-巡航能量平衡模型和持续跨昼夜飞行能量平衡模型进行了验证。     

末端区域4D导引的水平轨迹计算方法

末端区域４Ｄ导引首先生成轨迹，然后生成沿该轨迹飞行的高度剖面，合理的速度剖面，最后生成自动引导飞机在规定时间着陆的４Ｄ导引指令。现简要讨论末端区域４Ｄ导引理论，主要推导了生成末端区域４Ｄ导引的首要算法－－水平飞行轨迹的计算方法。数值仿真结果表明，该方法只输入少量的航路点坐标数据和限制参数，就能计算出沿直线和曲线飞行的水平轨迹。     

某型飞机尾橇装置收放系统设计与研究

尾橇装置是飞机最小离地速度科目试飞中的核心装置,在做科目试飞滑跑过程中,尾橇装置可以吸收飞机尾部与地面撞击产生的冲击能量。尾橇装置的收放系统性能需要满足两个设计指标：一是在飞机离地起飞后尾橇装置能够达到完全收起状态,以减小该装置暴露在蒙皮外的部分对飞机气动外形的影响;二是在飞机地面停机状态下,尾橇装置能够达到完全伸长状态,以保证下一次最小离地速度科目试飞时有足够大的缓冲行程用以吸收冲击能量。针对该尾橇装置设计了一套收放系统,分析了其收放原理,并通过MSC.ADAMS软件和AMEsim系统控制模型联合仿真计算其收放性能,研究了气囊初始充压对收放性能的影响。结果表明：该收放系统设计合理、性能可靠,在气囊初始充压4 bar时可以同时满足两个收放设计指标的要求。     

基于计划到达时刻的四维航迹规划

为了加速空管自动化与智能化技术的应用与实施,提出了水平航迹与高度/速度剖面分阶段设计的四维航迹规划方法。基于动态时间规整与层次聚类方法实现历史雷达航迹聚类分析,完成水平航迹设计。建立速度剖面规划模型,通过航迹生成器与速度调整器交互协作,精细化控制进场时间,以满足计划到达时间要求。以上海浦东国际机场PINOT进场航班为例实施验证,结果表明,四维航迹规划方法可有效实现航班的计划到达时间,从而减少航班延误,提高终端空域运行效率。     

基于飞机性能的连续爬升程序建模和油耗分析

随着航线数量的不断增长和机场进离场交通的日渐繁忙,因管制压力造成的离场阶段改平飞行导致了飞机非必需的燃油消耗,为航空公司带来经济效益上的损失。为了减少平飞并实现快速离场,基于性能的导航(PBN)模式下的连续爬升运行(CCO)成为解决该问题的方式。介绍了BADA飞机性能模型的构建方法,并使用性能模型对CCO进行设计,并提出了前后CCO离场可能产生的冲突和解脱方法,结合实际航线对爬升时间和油耗进行了仿真分析,结果显示CCO离场能够缩短爬升时间,减少燃油消耗;在冲突发生时通过速度调整可以比阶梯爬升的方式更有效益。     

主动控制技术(ACT)验证机工程飞行仿真系统设计

研究一种我国自行研制、开发的用于ＡＣＴ验证机的研制和试飞的多功能工程飞行仿真系统,分析了系统的设计概念、原则和功能要求,提出了面向多功能要求（全数字实时飞行仿真、电传飞控铁鸟台综合试验、飞行训练模拟和工程飞行仿真）的总体设计和总体结构,研究了ＡＣＴ验证机动力学特性的建模、仿真和提高仿真逼真度的方法。研究和开发了工程飞行仿真的实时管理软件系统和人机（用户）接口。系统应用实践和试飞飞行员的评价表明设计是成功的,是一种性能／价格比高的工程飞行仿真系统。     

终端区域4D导引的高度剖面与速度剖面研究

对终端区域４Ｄ导航中高度剖面和速度剖面生成的基本算法进行了研究。结合已经开发的水平轨迹计算方法,生成终端区域的３Ｄ飞行剖面和速度剖面,然后产生４Ｄ导航指令,利用已生成的４Ｄ导航指令可在终端区域引导沿直线或曲线飞行的飞机在规定的时间到达指定地点,从而实现终端区域的４Ｄ导引。最后对某民航运输飞机进行了数值模拟,由计算中看出风对４Ｄ导航的速度剖面有较大的影响,结果还表明该方法计算量小,只需输入少量的参数     

基于高空风修正的四维航迹优化算法

航迹预测是基于航空器航迹运行的核心技术,也是空中交通流量管理的基础技术。结合航空器飞行速度数据与航段飞行时间数据,分析高空风对航空器飞行时间的影响。基于GRIB2格式风数据,建立高空风修正模型,提出一种四维航迹优化算法进行航迹预测。利用中南区域实际航班飞行数据进行算例仿真,并与实际雷达飞行数据进行对比。对比结果表明,预测飞行时间总误差分别减少了7%和16.4%,从而验证了模型的有效性与正确性。     

进场航班双目标调度的鲁棒优化研究

由于天气变化,导致进港飞机降落的处理时间不确定的情况经常发生.因此,需要在受到天气影响,进港飞机在跑道的处理时间不确定时提高跑道的利用率,减少飞机的延误成本.以最小化航班总延误成本和跑道总工作量为优化目标,建立降落飞机的处理时间的鲁棒优化模型,设计出Epsilon约束算法对能够快速得出进港飞机降落方案的Pareto前沿.通过实例证明了模型的可行性及有效性,对机场终端在天气变化时对进港航班的合理调度具有一定的指导作用.     

三轴式无人旋翼飞行器及自适应飞行控制系统设计

设计了一种操控简便的三轴式无人旋翼飞行器,由三组共轴双旋翼组成,各旋翼由直流电机直接驱动,只需调节各电机转速就能控制旋翼飞行器运动姿态和轨迹。为使三轴式无人旋翼飞行器飞行控制系统设计得到有效验证,研究了旋翼飞行器的飞行动力学非线性建模,运用叶素动量理论建立了共轴双旋翼变转速旋翼载荷计算方法,分析了旋翼入流分布对共轴双旋翼气动载荷模型的影响,通过试验验证了共轴双旋翼气动载荷计算模型的正确性。由于旋翼飞行器飞行动力学模型的非线性及未建模动力学的影响,难于建立非常精确的数学模型,给飞行控制系统设计带来了挑战。本文根据旋翼飞行器飞行动力学非线性模型推导出了旋转动力学模型逆和平移动力学模型逆控制器,利用神经网络在线自适应修正模型逆误差,采用线性PD或PI控制器调节指令跟踪误差,应用由向心回转和垂直上升组合的机动科目进行了仿真验证,给出了具有外界阵风干扰模拟的仿真结果,表明所设计的飞行控制系统具有自适应性和鲁棒性,能实现精确的轨迹跟踪控制。