并联式TBCC单边膨胀组合喷管安装及结构设计研究

针对单边膨胀组合喷管（Single expansion ramp nozzle，SERN）不规则几何结构设计难题，以提高SERN结构刚度、强度为目标，从安装布局方案以及承力结构拓扑优化两个方面开展设计工作，分析了不同位置安装节点对载荷分布、关键位置变形的影响，基于拓扑优化方法，建立了SERN部件级结构概念设计方法和流程，实现了SERN的结构设计。研究结果表明：新增辅助侧拉杆能减小关键位置的变形，同时往左上方移动侧拉杆、右上方移动辅助安装节以及左下方移动主安装节有利于关键位置变形控制和各安装节点载荷的合理分布；优化后的安装方案相比初步安装方案，最大关键位置变形下降了83%，主安装节最大载荷下降了35%，辅助安装节最大载荷下降了55%。设计的SERN结构随TBCC发动机完成了高马赫数模态转换试验，试验后结构状态良好，验证了设计的合理性。     

飞机燃油系统的管路设计

系统地论述了飞机燃油系统管路设计的基本方法和安装的基本原则，并简单介绍了CATIA、EASY5两种软件在管路设计中的应用，为今后燃油系统管路设计提供了新的方法。     

民用飞机动力装置安装系统设计研究

研究了现役典型的民用飞机动力装置的安装系统,提出了两种分类方法。根据民用飞机和动力装置系统的设计特点,总结了安装系统的一般设计要求。从载荷类型和传力途径、固定方法、热补偿和隔振技术四个方面总结了安装系统的设计关键技术,提出了安装系统设计的一般流程,为民用飞机动力装置安装系统的设计提供了支持和技术积累。     

APU安装系统设计与分析

辅助动力装置（APU）的安装对其工作性能、系统重量、振动与噪声、维修性等有着重要的影响,设计简洁、可靠的安装系统是APU系统设计的一个重要目标。对民用飞机APU安装系统的设计流程和方法进行了介绍,并分析了APU安装系统设计要求以及安装系统设计流程。讨论了安装系统设计过程中关于拉杆布置形式及其传力分析、隔振器设计、安装节设计的一般设计要求与设计分析方法,为APU安装系统的方案设计与详细设计提供参考。     

滤波器的设计与安装

分离信号，抑制干扰是滤波器的基本功能，要把电源线的传导干扰电平控制在标准规定的极限值内，安装电磁干扰滤波器是一种有效的办法。本文介绍了电源线滤波器的设计方法和安装要求，并对滤波器插入损耗的测试问题进行了探讨。     

大型机械高精度安装校准基准给定的新方法

介绍一种大型机械安装校准的新方法，论述了利用拉直的钢丝和新型电容测微仪及多功能核准检具对大型机械安装校正给定高精度基准的方法。同时还简要介绍了电容测微仪在校准中的应用及其标定方法，以及多功能检具的功能特点和设计原则等。     

静力试验中杠杆系统的设计及误差分析和处理

本文介绍了杠杆系统的设计原理和两种简便的配重计算方法，详细分析了安装杠杆系统可能产生的误差和处理方法，为更好地优化设杠杆系统提供了依据。     

内压对增压风洞洞体关键部位的变形影响分析

在增压风洞设计中对洞体风扇安装段、收缩段收缩形体等部分的变形提出了严格的要求。本文就这些位置初始结构的变形情况进行了有限元分析，并提出了改进方法，使其满足了设计要求。     

高精度轴系径向回转误差和反向法转位测量分析

对于精密轴系径向回转误差的测量，在反向误差分离测量方法的基础上，定量分析了采样间隔、测球参数、测球安装偏心、测头安装位置、测头半径和测力等与测量精度有关的几个主要参数，提出了实现反向转位的一种方法，并设计出相应的误差数据处理程序．     

角位移传感器的安装与调试

以实例论述了角位移传感器在飞机上的安装方法，并导出了有关的设计计算公式，经作图法和实际使用证明，该方法准确、快速、有效，用于飞机改装可节省改装飞机的调试时间。     

空天飞行器星敏感器安装误差在线标定方法

空天飞行器高动态、长航时的运动特性可能导致一体化安装的惯性/天文组合导航系统中星敏感器与惯导间产生安装误差角。设计了一种星敏感器安装误差角动态辨识方法,建立了星敏感器安装误差角模型,设计了基于天文角度观测的星敏感器安装误差角动态辨识方案,分析了不同机动飞行方式下星敏感器安装误差角的可观测度。仿真结果表明,所设计的基于卡尔曼滤波的动态辨识方法能够在飞行器机动过程中快速地对星敏感器安装误差角进行在线标定,对安装误差角的标定值可以达到实际误差值的85%以上,有效地提高了组合导航系统的精度。     

空天飞行器星敏感器安装误差在线标定方法

空天飞行器高动态、长航时的运动特性可能导致一体化安装的惯性/天文组合导航系统中星敏感器与惯导间产生安装误差角。设计了一种星敏感器安装误差角动态辨识方法,建立了星敏感器安装误差角模型,设计了基于天文角度观测的星敏感器安装误差角动态辨识方案,分析了不同机动飞行方式下星敏感器安装误差角的可观测度。仿真结果表明,所设计的基于卡尔曼滤波的动态辨识方法能够在飞行器机动过程中快速地对星敏感器安装误差角进行在线标定,对安装误差角的标定值可以达到实际误差值的85%以上,有效地提高了组合导航系统的精度。     

拐角扩张比与导流片安装角对BHAW风洞流场品质影响的数值研究

以北京航空航天大学4 m×3 m低湍流强度、低背景噪声的大型封闭回路气动声学风洞（BHAW）设计需求为工程应用背景，采用k-ωSST湍流模型进行了数值模拟，分析了在多个扩张比下的拐角导流片安装角对流场的影响。研究结果验证了在不同拐角扩张比下的总压损失系数均随导流片安装角增大而先减小后增大，且存在极小值点，极值点对应的导流片安装角与拐角扩张比呈现正相关。在不同的扩张比下，局部损失系数均随导流片安装角增大呈现先减小后增大的变化规律；相同导流片安装角下，拐角中部导流片的摩擦损失系数最大，导流片安装角的变化对中部导流片（即6～8号导流片）的流速影响较小；随着拐角扩张比增大，拐角出口管道内气流不均匀性增大，最佳导流效果的导流片对应的安装角增大。在综合考虑降低总压损失系数和减小管道出口气流偏角两个设计原则后，BHAW风洞为扩张比为1.17的第一拐角选择44°的设计安装角，为扩张比为1的第二、三、四拐角选择44°、43°、42.5°的设计安装角。通过数值计算验证了风洞试验段的核心区动压系数小于0.2%、速度水平偏角小于0.1°，满足BHAW气动设计要求。     

拉杆吊挂式辅助动力装置安装系统设计

针对辅助动力装置安装系统,从系统具体的功能要求及设计指标要求出发,研究了拉杆吊挂式安装系统不同拉杆布置形式对整体传力的影响,给出了系统设计力学分析流程。以型号研制为例,重点分析了系统的减振设计及其分析方法,分析结果表明,设计的辅助动力装置安装系统可以满足指标要求。该设计方法和流程可为其他型号提供参考。     

飞机液压系统管路设计分析

飞机液压系统管路设计，应考虑导管材料、直径和壁厚的选择及系统工作压力、介质流量与工作环境相适应，既要保证导管有足够的强度，又要使系统重量最轻，寿命可靠性高。这里从导管管径设计、壁厚确定、爆破压力和管路安装等方面对飞机液压管路系统的设计作了分析，提供了导管设计的计算方法。     

军用飞机发动机隐身技术

文章描述了军用飞机发动机隐身的各种技术方法，包括在进气道和中心锥之间的窄环形管道设计、在进气道口安装吸波材料格栅、采用弯曲的进气道设计和越来越先进的吸波材料等。     

某型飞机发动机的安装推力计算

本文主要研究了一种计算涡扇发动机安装推力的方法。将INSTAL标准进气道/尾喷管设计参数与实际飞机进气道/尾喷管的设计参数相比较,根据INSTAL资料库中介绍的特性数据转换方法,将标准进气道/尾喷管特性参数转换为实际进气道/尾喷管特性参数。再结合飞机发动机的非安装推力计算程序,计算出飞机发动机的安装阻力和安装推力。经过与实际安装推力的资料数据对比,说明本文所用方法误差小,并且充分考虑了不同飞机之间的差异,比一般利用经验公式的方法更可靠。     

某型弹用涡喷发动机安装性能分析

在分析S形进气道的总压损失以及进气道，喷管／后体外部阻力计算方法的基础上，建立了针对某型号导弹涡喷发动机的安装性能的计算程序，并结合实际飞行条件，对用户附加引气，功率输出，进气道，喷管安装和环境温度对该发动机性能的影响进行了计算，结果表明，引气和提取功率影响不大，而进气道总压损失和进、排气系统的外部阻力有重要影响，环境温度有一定影响；而且由于弹用涡喷发动机的推力比较小，必须考虑安装性能计算，以便准确判断每一种安装因素所造成的性能损失，为设计和使用方提供理论指导依据。     

面向对象的计算机辅助飞机结构试验设计软件开发与分析——安装图设计部分

主要介绍了在计算机辅助飞机结构试验设计系统中，使用面向对象的思想，对安装图设计子系统的需求分析、功能分解、对象定义，并且描述了各对象之间的相互关系。最后，对各对象类的主要状态信息和行为进行了简单描述。计算机辅助飞机结构试验设计软件安装图设计功能是采用面向对象的计算机编程语言Visual C 6．0在Windows 2000操作系统上进行开发的。     

现代喷气战斗机的发动机安装设计

发动机安装设计是飞机设计的一项重要工作,战斗机的发动机安装设计工作尤为重要且任务复杂.本文在收集整理大量文献资料的基础上,概述现代战斗机发动机的安装设汁,重点剖析了国外八个型号战斗机的发动机安装设计实例,比较各型战机的发动机安装设计异同,包括安装形式设计和安装节等结构部件的细节设计等.通过实例剖析和异同比较,有助于深入理解发动机安装设计的特点和规律,发展我国有自身特色的发动机安装设计解决方案.