军用飞机型号研制合同类型的选择

正确选择军用飞机型号研制合同的类型，对促进型号研制合同的签订和 型号任务的顺利完成，使使用方能以合理的费用，获得性能优良的武器装备有重要意义。本文探讨了型号研制的固定价格合同和成本补偿合同的特点及适应范围，以及选择合同类型时应注意的几个问题。     

《军用飞机科研试飞训练要求》等五项国军标审查会在北京召开

由六三○所主编的《军用飞机科研试飞训练要求》、《军用飞机科研试飞复杂科目》、《军用飞机科研试飞风险科目》、《军用飞机科研试飞等级标准》、《军用飞机科研试飞代号》五项国家军用标准审查会于4月17日至21日在北京召     

基于RBF神经网络的军机研制费用估算模型研究

对现代军机研制费用估算模型现状进行了简要分析，基于径向基函数(RBF——Radial Basis Function)神经网络理论建立了一种新的研制费用估算模型，给出建模流程；编制了仿真软件，在小样本情况下，进行了数字仿真，对所建研制费用神经网络模型的有效性进行了验证。仿真结果表明，所建RBF神经网络估算模型对研制费用的预算估计是有效的，且该估算模型的费用估计精度比传统回归分析方法所建立的估算方程的估算精度高。     

民用飞机飞行模拟机数据包试飞任务优化结合方法研究

飞行模拟机数据包试飞用于获取飞行模拟机研制及鉴定所需的试飞数据,涉及多项试飞科目。为提高试飞效率、降低试飞成本,针对飞行模拟机数据包试飞与型号试飞的优化结合方法进行了研究。通过分析飞行模拟机研制进度要求、型号试飞规划、型号构型到位计划,以及飞行模拟机数据包试飞和型号试飞各试飞科目的试飞要求等要素,分别在试飞科目分析阶段和试验点分析阶段提出了不同的优化结合原则,包括试飞方法相似原则、科目类别相似原则、前置试验满足原则及构型要求兼顾原则。并给出了直接结合、试验点连续结合、形态变换结合及架次结合四种优化结合方法,以及优化结合方法所适用的飞行模拟机数据包试飞阶段。该优化结合方法已在实际型号飞行模拟机数据包试飞任务规划中得到应用,起到了减少试飞任务量的作用。     

军用飞机飞行载荷计算方法研究

以《军用飞机强度和刚度规范—总则》(GJB67.1-85)为标准,以《军用飞机强度和刚度规范—飞行载荷》(GJB67.2-85)、《军用飞机强度和刚度规范—其它载荷》(GJB67.3-85)为指南,结合型号研制,提出一套军用飞机飞行载荷计算方法,并开发了“军用飞机飞行载荷计算分析软件”,该方法及软件在型号研制中得到应用。     

对军用飞机新机调整试飞的评述

论述了军用飞机新机调整试飞应具备的条件、调整试飞内容、调整试飞目的、调整试飞基础文件、调整试飞应完成的工作、调整试飞结果文件,同时对调整试飞质量、调整试飞效益、新机调整试飞特点和有效开展军用飞机新机调整试飞等问题展开了讨论。     

基于灰色模型的军机两级维修人力效益预测

维修人力费用估算是军用飞机寿命周期费用估算的重要组成部分。将三级维修体制简化为两级维修,可节省维修人力,并提高战备完好性。引入灰色系统Verhulst模型理论,建立了转换维修体制后的人力节省预测模型,以美空军实际节省的人力数据为例进行预测,结果表明,模型的可信性较高。     

军用飞机标准件研制管理与应用实践

针对军用飞机标准件研制管理现状,充分借鉴军用飞机、机载设备研制程序和管理要求,以及相关型号标准件研制管理经验,研究确定了某型飞机标准件研制管理与应用规定,明确了职责与分工、细化了工作流程、内容和要求。     

基于 CER的运载火箭研制费用估算

运载火箭研制费用估算是费用管理中的一个重要环节。正确估算研制费用对于方案选优、加强研制过程中的费用管理以及估算整个寿命周期的费用等都具有十分重要的意义。参考美国国家宇航局（ NASA ）的费用估算关系（ CER ）模型,提出了基于运载能力、起飞质量、外形尺寸等参数的参数-费用估算模型。鉴于我国运载火箭样本少的实际情况,采用偏最小二乘法（ PLS）对该模型进行了实证检验,估计值与真实值之间的偏差较小,估计效果比较理想。为下一步运载火箭研制方案筛选和费用管理提供了依据。     

基于使用试飞的飞机作战值班能力评估方法

作战值班能力是军用飞机战斗力的重要标志。本文分析了军用飞机作战值班能力的影响因素;结合试飞阶段的使用情况,建立了作战值班能力的评估模型;结合某三代机使用试飞给出了作战值班能力仿真输入,建立了仿真模型;就该型机的作战值班能力进行了仿真评估,给出了仿真结果,验证了所提出的分析方法的可行性。本文可以支持军用飞机试飞过程中使用可用度的及时分析、反馈、更改及更改后的评估,并为军方使用部门提供使用可用度优化方向决策提供依据。     

有翼高超声速再入飞行器气动设计难点问题

有翼高超声速再入飞行器是近年来的研究热点,气动设计是飞行器设计的关键。为了更清楚地认识有翼高超声速再入飞行器气动设计的难点问题,对有翼高超声速再入飞行器的发展、优势及总体任务剖面进行了介绍,从5个方面详细介绍了该类飞行器气动设计的难点问题,包括多约束复杂面对称气动布局设计、高温真实气体效应对气动特性影响、天地差异与天地换算方法、反作用控制系统(RCS)喷流干扰对气动特性的影响以及气动数据不确定度等,简要阐明了这些难点问题对总体设计的重要性以及初步的解决思路,为有翼高超声速再入飞行器气动设计提供了一些参考。     

ν-gap度量及其在飞行控制律评估中的应用

 传统控制律评估方法主要用于单输入单输出（SISO）系统，且对模型参数摄动考虑不够全面,针对这些不足，研究了ν-gap度量方法。在介绍系统广义稳定裕度相关概念的基础上，给出了ν-gap度量的定义、特点和性质以及近似摄动模型的计算，提出ν-gap度量评估控制律的步骤。实例结果表明，该方法不仅克服了上述传统评估方法的缺陷，而且还有根据所求的各摄动影响情况忽略影响小的元素，以减少计算量及可以找到最坏情况下的参数摄动组合等优点。     

基于飞机油箱模型形状特征油量测量切片步长选择方法研究

 在分析飞机数字式油量测量过程中目前广泛使用的切片法油量测量原理的基础上,针对现有的定步长切片法无法得到准确、可靠的燃油质量特性数据库的缺陷,结合对飞机油箱模型形状特征的分析,提出了基于飞机油箱模型形状特征的油量测量切片步长选择方法。此方法包括切片步长整体和局部选择两个过程,整体选择以实现相邻两切片平面所夹油箱模型体积近似相等为目的来确定切片步长,以体现油箱模型截面整体变化规律;局部选择以设计切片平面与截面突变平面重合或尽可能接近的方式,突出油箱截面的局部变化特征。实验结果表明：该切片步长选择方法较定步长方法能够建立更为合理、可靠的燃油质量特性数据库,从而提高了油量测量精度。     

Integrated Entry Guidance for Reusable Launch Vehicle

A method for the implementation of integrated three-degree-of-freedom constrained entry guidance for reusable launch vehicle is presented. Given any feasible entry conditions, terminal area energy management interface conditions, and the reference trajectory generated onboard then, the method can generate a longitudinal guidance profile rapidly, featuring linear quadratic regular method and a proportional-integral-derivative tracking law with time-varying gains, which satisfies all the entry corridor constraints and meets the requirements with high precision. Afterwards, by utilizing special features of crossrange parameter, establishing bank-reversal corridor, and determining bank-reversals according to dynamically adjusted method, the algorithm enables the lateral entry guidance system to fly a wide range of missions and provides reliable and good performance in the presence of significant aerodynamic modeling uncertainty. Fast trajectory guidance profiles and simulations with a reusable launch vehicle model for various missions and aerodynamic uncertain-ties are presented to demonstrate the capacity and reliability of this method.     

Simulation and Analysis of Crashworthiness of Fuel Tank for Helicopters

Crashworthiness requirement of fuel tanks is one of the important requirements in helicopter designs. The relations among the protection frame, textile layer and rubber layer of the fuel tank are introduced. Two appropriate FE models are established, one is for an uncovered helicopter fuel tank without protection frame, and the other is for fuel tank with protection frame. The dynamic responses of the two types of fuel tanks impinging on the ground with velocities of 17.3 m/s are numerically simulated for the purpose of analyzing energy-absorbing capabilities of the textile layer and protection frame. The feasibility of the current crashworthiness design of the fuel tank is examined though comparing the dynamic response behaviors of the two fuel tanks.     

二维翼段颤振的μ控制

 采用超声电机作为作动器来实现含控制面的翼段颤振鲁棒抑制。针对作者设计的二维翼段颤振主动抑制系统，通过理论与实验相结合的方法，建立了考虑沉浮方向阻尼和作动器模型参数不确定性的控制系统模型，设计了μ控制器，并对控制器做了降阶处理。数值仿真和风洞试验表明，μ控制器可有效地抑制颤振的发生，将颤振临界速度提高23.4%。相对于H_∞控制器，μ控制器的控制效果和鲁棒性更好。     

突破技术趋同，波音再现竞争优势

 波音公司面临着来自空客公司的巨大挑战,企业战略性创新才是公司成功的关键。为此波音公司的全部战略性研究集中在扩大产品的差异性上,体现在3个方面：电子化（e-Enabled）运营环境、整体复合材料机身部件的制造技术和支持波音787客机的全球协同环境（GCE）。     

Abnormal Shape Mould Winding

为解决网格化芯模的缠绕问题,本文提出了复合材料面片缠绕机理;接着详细分析了面片缠绕过程中的芯模凹曲面上纤维滑线和架空现象,应用微分几何曲面理论和空间几何理论,提出判据及其解决方案;最后,针对飞机发动机进气道的缠绕成型,编制缠绕控制程序并进行相应的实验,验证了面片缠绕方法的可行性。     

The effect of inlet conditions on the flow and heat transfer in multiple rotating cavity with axial throughflow

This paper discusses experimental results from two different build configurations of a heated multiple rotating cavity test rig.Measurements of heat transfer from the discs and tangential velocities are presented.The test rig is a 70% full scale version of a high pressure compressor stack of an axial gas turbine engine.Of particular interest are the internal cylindrical cavities formed by adjacent discs and the interaction of these with a central axial throughflow of cooling air.Tests were carried out for a range of non-dimensional parameters representative of high pressure compressor internal air system flows(Re up to 5×106 and Rez up to 2×105).Two different builds have been tested.The most significant difference between these two build configurations is the size of the annular gap between the(non-rotating) drive shaft and the bores of the discs.The heat transfer data were obtained from thermocouple measurements of surface temperature and a conduction solution method.The velocity measurements were made using a two component,LDA system.The heat transfer results from the discs show differences between the two builds.This is attributed to the wider annular gap allowing more of the throughflow to penetrate into the cavity.There are also significant differences between the radial distributions of tangential velocity in the two builds of the test rig.For the narrow annular gap,there is an increase of non-dimensional tangential velocity V/Ωr with radial location to solid body rotation V/Ωr=1.For the wider annular gap,the non-dimensional velocities show a decrease with radial location to solid body rotation.      

临近空间飞行器测控与信息传输系统频段选择

 临近空间飞行器是高性能信息化武器平台,测控（TT&;C）与信息传输系统是其信息保障的核心,而选择合理、可行的频段是展开系统设计的前提和基础。频段选择影响到整个技术方案的制定,是一个需综合考虑、影响深远并具有战略意义的关键问题,从国际电联（ITU）国际标准、高速数传、接收信噪比（SNR）、“三抗”、超视距中继、黑障、雨衰以及设备研制成熟度8个方面全面、细致论证了近空间平台测控系统的频段选择问题,最终得出在视距链路中以Ka频段为宜,在超视距链路中以Ku/Ka双频段为宜的结论。