摘要:直升机在军用和民用领域发挥着越来越重要的作用，新的旋翼技术和构型不断出现，对直升机噪声研究需不断深入和更新。本文首先概述了旋翼（尾桨）的噪声产生机理和传播规律，并扩展到存在复杂气动或噪声干扰的共轴刚性旋翼高速直升机和倾转旋翼机；接下来介绍了直升机飞行噪声测量进展，已发展成多种测量方式作为降噪设计的验证和评估手段；然后综述了降噪设计技术的发展现状：旋翼被动降噪技术已在直升机领域得到大量应用，直升机噪声水平稳步降低；变转速控制技术和低噪声轨迹优化技术逐渐走向成熟；旋翼主动降噪技术更多地停留在实验室阶段，尚需在驱动装置、控制规律等方面开展进一步研究。最后总结了直升机降噪设计现状，并展望了未来发展方向。

摘要:旋翼不平衡是造成直升机振动的重要原因，而传统旋翼平衡调整是一种定期维护方法，耗时长且无法长时间保持维护后的振动水平。本文研制了一套基于智能变距拉杆的旋翼平衡实时调整（In flight tuning，IFT）系统，可以根据计算机发出的数字指令控制智能变距拉杆长度实现桨叶变距输入，进而完成旋翼动平衡调整。试验发现智能变距拉杆杆端位移量对旋翼转频振动分量的影响呈线性规律，由此确定拉杆调整系数矩阵。当获取旋翼不平衡振动信息后，根据相位选择相应拉杆作为调整器，根据振幅在调整矢量方向投影的大小关系设计了调整策略，得到拉杆完成平衡调整所需的位移量。通过旋翼塔试验验证了该方法的有效性，结果表明该方法可以在直升机飞行过程中实时降低旋翼振动水平，有效提高了旋翼动平衡调整效率。

摘要:变直径倾转旋翼机作为一种新构型倾转旋翼机，通过对其飞行特性进行仿真，可根据仿真结果为设计阶段的变直径方案选择提供设计依据。本文建立了变直径倾转旋翼机飞行性能计算模型和非线性飞行动力学模型，并对样机进行仿真计算。根据参数对于飞行性能及配平结果的影响，规划算例样机的旋翼直径变化范围、变直径时机及变直径操纵策略，得到样机最佳旋翼直径变化范围为0.7R~1.15R，最佳变直径时机为：360 km/h固定翼模式前飞时完成旋翼直径增大过程，250 km/h固定翼模式前飞时完成旋翼直径减小过程。同时基于西科夫斯基变直径旋翼设计了一种变截面扭管形式的变直径旋翼操纵策略。

摘要:为研究新型分布式涵道尾桨噪声特性，建立了基于滑移网格和可穿透积分面的分布式涵道尾桨气动、噪声特性分析方法并验证了方法的有效性。流动控制方程采用非定常雷诺平均N-S方程，空间离散采用二阶逆风Roe格式，时间推进方法采用隐式LU-SGS格式，湍流模型采用S-A一方程湍流模型，噪声求解方法采用FW-H方程。基于建立的方法，对比分析了传统变总距孤立尾桨和电动变转速多涵道尾桨气动与噪声特性。结果表明：相同气动力状态下，相比于变总距孤立尾桨，在尾桨噪声主要影响方位（桨盘平面内），三涵道尾桨噪声降低5~6 dB。随着转速降低，分布式涵道尾桨噪声声压级逐渐降低。

摘要:在救生伞高速空投试验过程中，由于救生伞系统在做非均加速非定常运动的同时又受到假人姿态的影响，常规空投试验获取的开伞动载数据往往离散度较大，无法真实反映救生伞的开伞性能。本文针对救生伞的前置体影响特性，提出了一种采用增加稳定伞的方法对假人自由飞阶段的姿态进行控制，并对不同工况下假人运动过程进行了仿真分析，通过3种工况的空投试验验证研究假人姿态对开伞动载的影响，对开伞时间、开伞速度、开伞动载、假人角速度以及速度损失等试验数据的相关性进行了分析。研究表明假人姿态控制对开伞程序没有影响，与不控制假人姿态试验程序相比更接近于该型救生伞前置体的实际工况。从试验数据结果分析，假人姿态控制后可以改善开伞动载数据的离散性，提高开伞动载试验数据的真实性，最大开伞动载数据可以减小8.9%。

摘要:为消除发动机压气机引气中滑油蒸气污染座舱供气及对空气动压轴承运行的影响，改善某型运输机的座舱供气品质，提出用以动力涡轮驱动的离心压气机替代发动机压气机作为增压气源，在对空气循环系统的温控通路进行改进的基础上，形成了以离心压气机为增压气源的新环控系统。给出了新环控系统的性能计算方法，在飞行包线内对其性能进行了计算。计算结果表明，新环控系统的出口空气参数满足运输机对环控系统的要求，热天条件下新系统比原系统的发动机引气量至少节省10.3%，其他天气条件下，发动机引气使用量得到大幅节省，甚至超过60%。研究表明，新环控系统能够适应座舱热载荷的变化，合理使用发动机引气量，降低环控系统对发动机功率的消耗。

摘要:为改善某型空气涡轮起动机的性能，并使其与辅助动力装置的引气特性匹配，采用数值仿真和试验相结合的方法，开展了某型空气涡轮起动机气动性能和流场细节的研究，并完成了导向器和涡轮级叶型优化设计，改型后涡轮流量增大了23.2%，效率提升了3.4%，功率增加了18.0%。数值仿真和试验结果的对比表明，流量整体差别较小，波动范围在±3%以内，均值为0.17%；功率差别最大为2.38%，最小为0.1%，符合性较好。数值仿真结果表明，空气涡轮起动机改型后与辅助动力装置的引气特性线存在共同工作点，实现了两者的匹配工作，改善了辅助动力装置的工作状况。

摘要:为实现过冷大水滴（Supercooled large droplet，SLD）结冰条件中冻细雨结冰条件的精细化匹配，本文通过分析美国联邦航空管理局颁布的14CFR25附录O中给出的冻细雨液滴尺寸分布，提出了冻细雨分布匹配的量化评估方法。该评估方法引入标准化质量分数概念，计算测量值与冻细雨液滴尺寸分布之间的匹配偏差因子，采用Rosin-Rammler分布函数构建最优匹配累积分布函数，以此作为匹配偏差最小阈值，量化评估液滴尺寸匹配程度。基于新型喷雾测试平台和自研的空气辅助雾化喷嘴Model 1和Model 2，采用该方法对冻细雨条件开展匹配和评估研究。研究结果表明：针对冻细雨（水滴中值体积直径（Median volumetric diameter，MVD）<40 μm）条件，液滴尺寸分布匹配偏差最小阈值F_c =11.82%，Model 1+Model 1和Model 1+Model 2组合匹配偏差因子F分别为24.08%和22.02%，匹配程度均评价为“中等（Fair）”。针对冻细雨（MVD>40 μm）条件，液滴尺寸分布匹配偏差最小阈值F_c=3.76%，Model 1+Model 1和Model 1+Model 2组合匹配偏差因子F分别为22.78%和14.89%，其中Model 1+Model 1组合匹配程度评价为“中等（Fair）”，而Model 1+Model 2组合匹配程度评价为“良（Good）”。

摘要:结冰导致飞机气动特性恶化，进而影响飞行品质。针对机翼前缘结冰条件下飞机全包线范围飞行品质评估问题，提出了基于自适应拟配初值的等效系统拟配方法，构建了机翼前缘结冰构型，并通过数值模拟得到背景飞机机翼前缘结冰气动数据。建立了飞机系统模型，进行升降舵倍脉冲操纵，进而得到飞机的响应数据。分析数据特征计算了自适应拟配初值，在飞机全包线范围内干净构型及不同结冰严重程度条件下进行了等效系统拟配，获得了纵向短周期飞行模态特性参数，进而得出相应的飞行品质等级。仿真结果表明：结冰会对飞机模态特性造成影响，使得飞行品质降低，严重时可能导致飞行品质发生降级。

摘要:分流环表面换热特性对提升防冰设计效能至关重要。针对传统热气防冰方案中试验件与试验方案系统复杂、成本高昂等问题，本文提出了一种新型电加热膜防冰设计方案的分流环表面换热系数的试验方法。根据能量守恒定律，推导出分流环表面换热系数理论公式。试验研究了不同俯仰角、速度、液态水含量（Liqid water content，LWC）以及水滴中位体积直径（Median volumetric diameter， MVD）等对分流环表面换热特性的影响。试验结果表明：前缘区域换热系数随俯仰角先增大后降低，25°俯仰角是明显的转折点；相同喷雾条件下的前缘区域、下表面区域的平均换热系数约是干空气条件下的3倍；分流环前缘的换热系数明显大于上、下表面的换热系数。

摘要:笛形管是飞机热气防冰系统的重要组成部分，笛形管上的孔径、孔间距以及笛形管的引气入口参数决定了防冰供气流量的大小及分配，从而影响防冰性能。本文基于多学科系统建模仿真平台AMESim，建立了笛形管流量分配仿真分析模型，对机翼热气防冰系统笛形管结构参数进行迭代设计。设计参数包括笛形管管径、喷孔孔径及孔间距等参数，最终获得了能够平衡设计状态点防冰热载荷的结构参数和引气流量分配，得到了防冰系统的引气压力制度。本文提出的基于AMESim的笛形管迭代设计方法可为热气防冰系统中笛形管的设计与优化提供参考。

摘要:过冷大水滴（Supercooled large droplet，SLD）结冰超出了常规防除冰系统的防护范围，是一种更为严重的结冰情形，极大地影响着飞行安全。在美国联邦航空管理局14 CFR 25.140条款中明确提到为保证飞机在SLD结冰条件下的安全运行，首先且必须要对SLD结冰气象环境进行探测。由于水滴破碎会改变水滴运动轨迹和表面撞击水分布，使水滴撞击极限变小，而水滴飞溅对结冰极限位置影响不大，因此本文通过研究大、小粒径水滴在飞机上收集范围不同的特点，提出一种可以满足SLD结冰适航符合性的结冰探测技术。该结冰探测技术采用常规结冰探测器，根据水滴收集范围将其布置于不同敏感结冰部位，可以实现全剖面飞行的结冰环境探测。

摘要:为了研究短舱笛形管热气防冰系统中防冰腔设计参数对进气道唇口表面传热特性的影响，进行了不同设计参数下进气道防冰腔内外流域和固体域的耦合仿真传热计算。分析得出了不同射流孔孔径和射流孔到进气道前缘表面的距离等参数对进气道唇口表面的温度、对流换热系数和Nusselt（Nu）数分布的影响。分析结果表明：射流孔直径和射流孔到唇口表面距离在一定的范围内，进气道蒙皮表面温度和对流换热系数随射流孔直径的增大而升高，随中间排射流孔到唇口表面距离的减小而升高。

摘要:水滴平均体积直径（Mean volumetric diameter，MVD）和液态水含量（Liquid water content，LWC）是两个影响飞机结冰的重要气象参数，但在实际中难以准确测得，如果能够实时、准确地获取这两个参数可以为积冰预测和飞机适航认证标准的建立提供一些指导。文中提出了一种基于遗传算法优化神经网络的结冰气象参数预测模型。以不同测点组合的冰厚和结冰速率、环境温度、飞行速度和机翼迎角为输入参数，结冰气象参数MVD和LWC为输出参数，构建遗传算法优化的结冰气象参数预测模型，并通过预测模型对数值计算测试组数据和结冰风洞实验数据的结冰气象参数进行预测。结果表明，基于遗传算法优化Elman神经网络的预测模型对结冰气象参数的测试组预测相对误差在10%以内，实验数据相对误差在20%以内，该方法具有一定的可行性。

摘要:航空发动机摄入冰晶易发生内部结冰、造成发动机推力损失，严重时引发航空事故。冰晶结冰数值模拟是研究冰晶结冰的重要手段，而撞击收集系数计算是冰晶结冰数值模拟的关键环节。基于NNWICE平台开展冰晶结冰前期的阻力系数、运动轨迹和撞击收集系数的数值模拟与计算研究，实现了基于蒙特卡洛方法的冰晶撞击收集系数的准确计算；在此基础上发展了拉格朗日框架下冰晶粒子运动、传热传质耦合数值计算方法；通过完成二维NACA0012翼型的相关算例，对比分析了不同阻力模型和冰晶相变对撞击收集系数的影响。结果表明阻力模型对冰晶撞击收集系数影响较小，冰晶相变过程会对冰晶运动轨迹及撞击收集系数产生显著影响，为进一步发展冰晶结冰数值模拟计算方法奠定了基础。

摘要:当前，数值模拟作为研究飞机结冰的主要手段之一，在计算结冰冰形时会引入大量参数不确定性，并影响数值模拟的精度和可信度。发展不确定性量化方法，科学量化这种不确定性对评估数值模拟结果具有重要意义。针对传统参数不确定性量化方法难以解决高维输入到输出的问题，基于本征正交分解和误差反向传播神经网络，提出了一种结冰冰形预测代理模型。以水滴中值粒径和温度为例，验证了代理模型单输入参数和双输入参数情况下的精度和泛化能力。最后，在代理模型计算的冰形基础上，结合蒙特卡洛采样，利用2σ准则确定结冰范围，发现水滴中值粒径不确定性主要影响明冰的冰角生长，而温度和水滴中值粒径不确定性的叠加主要作用于霜冰厚度。该研究为后续多结冰条件的影响分析和多维输入到输出的不确定性量化提供了思路。

摘要:发射箱盖需要满足轻质、结构紧凑等要求。为了满足性能需求，在易碎盖结构方面提出了新的设计方案，即非穿透间隔割缝复合材料易碎盖。针对承压与冲破两种工况展开了试验，分别建立了承压和冲破渐进损伤有限元模型，分析了结构参数对新结构易碎盖力学性能的影响，并探讨易碎盖冲破的损伤失效机理。结果表明，本文建立的有限元模型可有效预测承压工况下盖体的最大变形和冲破工况下盖体的冲破压力；盖体厚度的增大会导致易碎盖承压工况下最大变形减小和冲破工况下冲破压力的增大；而割缝宽度的增大，对承压工况下盖体最大变形的影响较小，但在冲破工况下易碎盖薄弱区会更早进入损伤失效阶段，对其冲破性能产生负面影响。

摘要:航空公司航线进入后的运营可持续性直接影响其盈利水平。基于生存分析方法探究影响航线运营持续时间的因素，从成本和供给特征、航线和机场特征、市场结构特征、航司合作类型和时间异质性5个方面选取关键因素，以自由化程度较高的欧美跨大西洋市场为实证对象，研究年份为2003—2021共19年，采用Kaplan-Meier方法进行单因素分析，并构建威布尔参数生存模型分析影响因素与航线运营持续时间的定量关系。结果表明：（1）航司在欧美航线的平均运营持续时间为5年，持续运营超过10年的航线占比为16%；（2）距离、航司投入总运力、航线结构、端点机场类型和竞争程度、航司类型及所属区域和联盟对航司航线运营持续时间具有显著影响；（3）联盟和代码共享独立变量和交互变量均对航线生存产生显著影响，星空和天合联盟成员的航线运营持续时间更长，联盟成员在代码共享合作时承担不同承运人角色对航线退出风险影响存在显著差异。

摘要:随着民航运输业的发展，航班密度不断增加，大型机场的近机位资源紧张问题日益突出，降低了航班保障效率。为了探索大型枢纽机场停机位预分配问题综合有效的解决方法，从航空公司、机场和旅客的实际情况出发，建立多目标停机位分配优化模型，并设计了改进的带精英策略的非支配排序遗传算法（Non-dominated sorting genetic algorithms-Ⅱ，NSGA-Ⅱ）对模型进行求解，得到一组Pareto前沿解。。在交叉和变异操作阶段，对种群个体以指数形式自适应地调整交叉率和变异率，以此提高算法的收敛速度和优良解的多样性。实例验证结果表明，该模型和改进算法相较于人工分配和传统NSGA-Ⅱ算法对停机位指派的优化结果更为突出，尤其在靠桥率和被使用的停机位数量方面；同时利用性能评价指标对比两种算法，发现改进型NSGA-Ⅱ算法更适合停机位预分配问题的求解。

摘要:针对非平衡数据分类问题，提出了一种基于代价敏感的惩罚AdaBoost算法。在惩罚Adaboost算法中，引入一种新的自适应代价敏感函数，赋予少数类样本及分错的少数类样本更高的代价值，并通过引入惩罚机制增大了样本的平均间隔。选择加权支持向量机（Support vector machine，SVM）优化模型作为基分类器，采用带有方差减小的随机梯度下降方法（Stochastic variance reduced gradient，SVRG）对优化模型进行求解。对比实验表明，本文提出的算法不但在几何均值（G-mean）和ROC曲线下的面积（Area under ROC curve，AUC）上明显优于其他算法，而且获得了较大的平均间隔，显示了本文算法在处理非平衡数据分类问题上的有效性。