对K8飞机外贸出口工作的几点思考

简要论述了K8飞机外贸出口所处的内、外部环境,在此基础上进行SWOT分析,并据此提出该飞机外贸出口工作中应采取的几项措施。     

相控斜侧面阵AEW雷达时空二维自适应杂波抑制

在分析了斜侧面阵与地面反射点几何关系的基础上建立了地面杂波回波的信号模型，利用这一杂波模型采用构造矩阵的方法对杂波子空间进行了分析，得到了杂波子空间的主要特征，给出了二维杂波谱和最优处理器性能的仿真结果。     

HSDB网络稳定性的研究

高速数据总线（ＨｉｇｈＳｐｅｅｄＤａｔａＢｕｓ，ＨＳＤＢ）是新一代航空电子系统的数据总路线，ＨＳＤＢ网络实际上是基于线性令牌总线的一个专用计算机局域网，在网络上负载较重且时间非苛刻的消息到达是一般过程的条件十分别讨论了网络的局域和全域稳定性，并导出了保证整个网络稳定的令牌握有定时器最小值，同时给出了如何根据应用去调整得到的理论值。     

机型成本预测的因素分析法

根据管理会计把机型成本要素分解为固定成本、半变动成本和变动成本，对航空公司机型的航空运量作出预测，就可对机型作出预测。     

B737飞机变速恒频电源分析

分析Ｂ７３７飞机变速恒频电源的基本组成、工作原理，介绍按谐波抑制原理的正弦脉宽调制技术，给出试用结果和存在的主要问题，指出ＶＳＣＦ飞机电源的应用前景。     

分布式计算机技术在飞机非标测控设备中的应用和实现

在研究、分析和总结分布式计算机技术与系统实现的基础上，以苏-27战斗机火控雷达天线部件性能测控系统研制过程为例，详细论述了分布式计算机测控系统的实现模式，介绍了一种先进合理的非标测控设备设计解决方案和快捷、低成本的系统实用集成方案。     

太阳能飞行器能源昼夜闭环仿真分析

以能量为核心，建立太阳能飞行器的获能模型；通过对太阳能飞行器飞行剖面特点的分析，设计飞行过程中各个阶段的飞行方案，并建立相应的耗能模型；考虑目前储能电池技术水平，根据产能和耗能模型，建立储能模型，完成了能源闭环模型的设计；参照Zephyr 7太阳能无人机的结构参数对论文建立的模型进行了仿真分析，获取了飞行过程中能量变化规律，同时对飞行姿态进行优化。结果表明：通过对太阳能飞行器昼夜飞行高度的不同设置以及飞行姿态角的优化，太阳能飞行器可以实现跨昼夜持久飞行。     

飞机穿越烟气流场的响应计算与分析

本文把烟气流作为一种人为的风切变场,分析和计算了烟气流的抬升夹卷模式,讨论了飞机对称穿越烟气流场时的响应。可为电厂和机场的相关设计提供参考依据。     

大型客机低速构型高雷诺数风洞腹撑支架干扰数值模拟

风洞到飞行相关性修正是获取现代大型客机低速气动特性的重要手段，通常采用增压提高风洞试验雷诺数，而支架干扰修正是该修正体系的一个关键环节。采用数值模拟研究了增压风洞腹撑的支架干扰，并分析了腹撑对飞机各部件的干扰及其对风洞流场的影响。通过数值模拟与风洞试验对比，表明升力系数相差0.006，阻力系数最大相差0.001 2，俯仰力矩系数最大相差0.01，验证了CFD数值模拟方法的可靠性。CFD计算结果表明：腹撑使得全机升力增加、阻力减小，俯仰力矩增加；腹撑对升力影响的主要部件是机翼，腹撑使得风洞中心以上动压增加，提升上翼面流速，从而增加了机翼的升力；与传统认识不同的是腹撑对阻力影响为负，且主要影响部件为缝翼，原因为缝翼下偏使得法矢分量向前从而减小了阻力；腹撑对俯仰力矩影响的主要部件是机身及平尾。研究结果揭示了腹撑对飞机气动特性影响的量级、主要影响部件及其流场变化，可为支架干扰数据修正及支架优化设计提供参考。所得结论可更好用于支架干扰试验的开展及风洞到飞行数据的修正，具有一定的工程实用性。     

Sliding mode control design for oblique wing aircraft in wing skewing process

When the wing of Oblique Wing Aircraft (OWA) is skewed, the center of gravity, inertia and aerodynamic characteristics of the aircraft all significantly change, causing an undesirable flight dynamic response, affecting the flying qualities, and even endangering the flight safety. In this study, the dynamic response of an OWA in the wing skewing process is simulated, showing that the three-axis movements of the OWA are highly coupled and present nonlinear characteristics during the wing skewing. As the roll control efficiency of the aileron decreases due to the shortened control arm in an oblique configuration, the all-moving horizontal tail is used for additional roll and the control allocation is performed based on minimum control energy. Given the properties of pitch-roll-yaw coupling and control input and state coupling, and the difficulty of establishing an accurate aerodynamic model in the wing skewing process due to unsteady aerodynamic force, a multi-loop sliding mode controller is formulated by the time-scale separation method. The closed-loop simulation results show that the asymmetric aerodynamics can be balanced and that the velocity and altitude of the aircraft maintain stable, which means that a smooth transition is obtained during the OWA’s wing skewing.