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    直升机旋翼动态失速研究新进展
    井思梦，招启军，杨柳青，高远，赵国庆
    2025,57(2):205-225, DOI: 10.16356/j.1005-2615.2025.02.001
    [摘要] (145) [HTML] (95) [PDF 10.77 M] (99)
    摘要：
    半个多世纪以来，旋翼动态失速始终是直升机空气动力学领域的研究热点与难点。通过持续深入的探索，研究人员在旋翼动态失速的测量与预测、流动机理认知、流动控制以及快速建模等方面取得了重大进展。本文首先介绍了动态失速试验测量与数值分析技术的发展情况，总结了当前技术水平，并剖析了这两类技术未来的发展方向。接着，从旋翼翼型、有限翼展机翼和旋翼等多个层面，系统梳理了动态失速机理的研究进展，对现有研究进行总结与分析，指出了当前研究存在的不足与难点。然后，阐述了旋翼动态失速流动控制方法的研究现状，对比了主动与被动流动控制各自的优缺点及发展潜力。最后，介绍了旋翼动态失速半经验模型的发展，特别指出近年来迅猛发展的人工智能技术，为半经验模型降低对试验数据的依赖、提升预测精度与效率带来了新契机。模态分解、数据驱动与机器学习等先进分析技术，为直升机旋翼动态失速研究注入了新活力，推动了相关研究的发展。可以预见，人工智能技术将在未来旋翼动态失速研究中发挥重要作用。
  • 低空风切变对大型直升机飞行特性的影响
    叶毅，陈仁良，卫圆
    2025,57(2):226-235, DOI: 10.16356/j.1005-2615.2025.02.002
    [摘要] (78) [HTML] (65) [PDF 3.48 M] (95)
    摘要：
    为分析低空风切变对某大型直升机起飞过程中飞行特性的影响，建立风切变模型以及耦合风干扰的直升机飞行动力学模型。模拟不同强度和风向的水平风垂直切变，以及不同强度上洗和下洗垂直切变对大型直升机起飞过程中姿态、位移及操纵响应的影响。结果表明：随着水平风垂直切变强度的增大，直升机俯仰姿态逐渐出现振荡，且纵向位置偏移明显。风向的改变显著影响横、纵向周期变距。不论是上洗还是下洗垂直切变，均会引起直升机姿态变化和位置偏移，下洗引起的姿态变化幅度更大，对驾驶员操纵的影响也更为严重。
  • 直升机发动机引气限流及温降特性研究
    罗平根，曾曼成，陈政，夏文庆
    2025,57(2):236-242, DOI: 10.16356/j.1005-2615.2025.02.003
    [摘要] (70) [HTML] (75) [PDF 1.62 M] (78)
    摘要：
    直升机发动机规定环控系统引气量不应超出其最大允许值，以避免发动机功率损失过大。考虑到飞行姿态变化对引气参数的影响，提出了“超临界喷嘴流量因子”的概念，并推导出相应的计算公式。试验数据显示，发动机最大引气量的实测数据与理论计算值偏差在3%以内，验证了该方法在发动机引气限流上的准确性和实用性。该方法简化了测试流程，避免了流量传感器对引气流动特性的干扰，提高了测试精度。此外，为减少引气量并消除高温引气管路对周边设备的安全隐患，结合工程实际对引气管路的保温措施进行了改进，并研究了不同引气温度、压力和流量条件下，引气管路出口和保温层外表面的温降特性。本文研究成果为引气管路设计优化，提高热效率及直升机的安全运行提供了技术参考。
  • 分布式推进旋翼飞行器回转颤振特性研究
    程毅，余智豪，王司文，赵金瑞
    2025,57(2):243-251, DOI: 10.16356/j.1005-2615.2025.02.004
    [摘要] (52) [HTML] (47) [PDF 2.67 M] (73)
    摘要：
    针对高速前飞状态分布式推进旋翼飞行器存在的回转颤振动力学问题，提出了一种通用性强且快速高效分布式多旋翼/倾转机翼耦合气弹动力学分析方法。该方法基于中等变形梁理论，考虑旋翼和机翼间弹性、惯性耦合，采用基于CFD修正的片条理论，建立分布式多旋翼/倾转机翼气弹动力学分析模型，研究其前飞状态下的回转颤振特性。在证明了分析方法的准确性后，同时研究了耦合系统动力学参数（机翼、短舱和旋翼等）对飞行器回转颤振临界速度的影响。结果表明：系统先发生扭转失稳，后发生面内弯曲失稳，机翼扭矩刚度对系统临界颤振速度影响程度最大；其次是面外和面内弯曲刚度，其颤振运动的三维效应十分明显，呈现为机翼扭转和面内外弯曲模态耦合。在低速状态下将升力桨张开并提高旋翼数量能有效增加系统气弹稳定性，无铰式桨叶挥舞刚度对系统临界颤振影响不大，增大旋翼拉力和降低旋翼转速有利于提高系统临界颤振速度，而增加旋翼和短舱高度则会降低系统临界颤振速度。
  • 基于响应面方法的直升机机身有限元模型参数修正
    朱尹，韩东
    2025,57(2):252-258, DOI: 10.16356/j.1005-2615.2025.02.005
    [摘要] (62) [HTML] (37) [PDF 2.50 M] (74)
    摘要：
    为降低直升机机身的有限元模型与实际模型之间的偏差，采用了一种基于响应面法的直升机机身模型修正方法。该方法使用一个超曲面函数来近似地替代实际的、隐式的复杂函数关系，避免了传统参数修正方法每次迭代时都调用有限元程序的步骤。同时，通过拉丁超立方采样减少样本点数量从而提高了计算效率。以直升机10%缩比机身模型为例，通过试验与有限元分析分别获得其实际模型与有限元模型的前六阶固有频率，通过灵敏度分析确定了设计参数，利用响应面方法对该机身模型进行了参数修正。机身的有限元模型预测结果与试验测试结果之间的固有频率平均误差由3.54%降低至1.03%，有限元模型的预测精度显著提升。修正结果表明，基于响应面方法的有限元模型修正方法能够有效地应用于直升机机身模型参数修正。
  • 基于激振试验的直升机机体当量参数计算分析
    吴靖，刘湘一，宋山松
    2025,57(2):259-265, DOI: 10.16356/j.1005-2615.2025.02.006
    [摘要] (36) [HTML] (34) [PDF 1.53 M] (61)
    摘要：
    在基于激振试验频响数据计算直升机当量至桨毂中心的参数的过程中，取点不同以及幅值误差和相位误差都会造成计算的当量参数不同。针对此问题，采用不同取点方案对某型机大质量状态机体的横向一阶模态当量参数进行计算。计算所得的当量质量和当量刚度相差很大，分析表明，该结果主要是由相位偏差引起。文中推导了当量参数关于幅值误差和相位误差的计算公式，并对其进行分析，给出了关于取点的建议：可根据激出位移响应幅值大小进行选取，选取的两点尽量接近共振点，采用所得当量参数计算频响曲线，并与试验数据对比进行验证；为避免当量参数的计算对幅值误差和相位误差过于敏感，选取的两点的激振频率差值不要过小。
  • 碳纳米管复合材料黏弹阻尼微观模型研究
    陈磊，张英琦，王潇
    2025,57(2):266-274, DOI: 10.16356/j.1005-2615.2025.02.007
    [摘要] (68) [HTML] (35) [PDF 1.19 M] (62)
    摘要：
    为提升旋翼稳定性并探索替代传统减摆器的新途径，研究了在旋翼桨叶中嵌入碳纳米管（Carbon nanotube， CNT）短纤维，利用其黏弹滑移效应增强结构阻尼的方法。针对CNT的黏弹滑移机理，建立了微观力学模型。基于界面临界剪切应力和施加载荷，分析了CNT的滑移行为，并推导了微观参数与宏观阻尼之间的显式表达式。该模型充分考虑了CNT的几何参数和力学性能等关键参数对其阻尼效应的影响。结果表明，模型预测的阻尼效果与实验结果吻合良好；通过嵌入CNT，可使复合材料的滑移阻尼显著提升，达到基体阻尼的11倍左右。
  • 旋翼翼型非定常来流动态失速力矩及阻尼特性研究
    高远，赵国庆，井思梦，招启军，陆凡
    2025,57(2):275-284, DOI: 10.16356/j.1005-2615.2025.02.008
    [摘要] (61) [HTML] (53) [PDF 5.20 M] (75)
    摘要：
    动态失速现象严重制约了直升机的飞行性能，文中为揭示非定常来流状态下气动力矩及阻尼特性变化的机理，采用有限体积方法、运动嵌套网格技术、Roe-MUSCL格式和S-A湍流模型构建旋翼翼型非定常流场数值模拟方法。在此基础上，对SC1095翼型及其变形翼型在定常/非定常来流-变迎角状态下的非定常气动特性进行数值模拟。对比分析计算结果发现：动态失速涡（Dynamic stall vortex，DSV）的形成与对流是造成力矩失速的主要原因；后缘涡（Trailing edge vortex，TEV）导致DSV从翼型表面抬起是引起低头力矩系数峰值的主要因素；在本文的研究范围内，定常来流状态下翼型失速方式为前缘失速，非定常来流状态下受气动外形影响翼型失速方式存在前缘失速和后缘失速，其DSV的对流速度及强度显著小于定常来流状态，而各自来流状态下不同外形翼型DSV的对流速度差异较小。在定常、非定常来流状态下，翼型弯度、厚度和前缘半径的变化会引起力矩发散相位角、负阻尼相位角范围、低头力矩系数峰值及其相位角有规律地增大或减小。在不同来流状态下，翼型弯度、厚度和前缘半径的变化对DSV形成及其演化过程的影响规律不同。
  • 具备触地感知能力的自适应起落架构型设计
    李琦，苗红涛，杨赟
    2025,57(2):285-291, DOI: 10.16356/j.1005-2615.2025.02.009
    [摘要] (62) [HTML] (50) [PDF 1.80 M] (74)
    摘要：
    为适应直升机在复杂不平坦地形中的着陆需求，提出了一种基于触地感知的自适应起落架构型设计。首先，对起落架的调姿运动形式进行优化设计，使其在保障承载能力的同时具备良好的运动调姿能力，避免着陆过程中因起落架姿态变化导致的机体失稳。其次，起落架着陆姿态可根据地形阶差进行空载随动调节，通过监测作动装置伸缩量建立触地感知机制，大幅降低了地形探测过程中对各类传感器的依赖以及降落地点的高限位要求。实验结果表明，自适应起落架能够实现垂向500 mm范围内的姿态调节，单一起落架至少可承受2 000 N载荷，着陆姿态允许存在倾斜角度，且随倾斜角度增大，起落架的承载能力和地形适配能力随之增强。
  • 起落架舱门联动机构故障分析与优化设计
    史栩瑞，张健，梁涛涛，印寅，魏小辉，聂宏
    2025,57(2):292-300, DOI: 10.16356/j.1005-2615.2025.02.010
    [摘要] (48) [HTML] (29) [PDF 2.91 M] (71)
    摘要：
    为了解决舱门联动式起落架收放过程中出现的联动机构变形问题，根据其运动特点，基于D-H坐标变换法和第二类拉格朗日方程建立了联动机构的运动学和动力学模型，通过数值仿真求解得出机构铰链力矩突变导致连杆变形。为解决故障问题，首先分析联动机构空间安装位置和杆长变化对机构力学性能的影响，找出关键位置，根据铰链旋转轴空间位置关系建立考虑姿态变化的优化模型，通过粒子群算法对铰链空间位置和姿态进行寻优，找出了最佳安装点，并比较优化前后结果。结果显示：优化后铰链旋转速度突变降低80.0%，铰链所受力矩降低74.8%，机构运动更加平稳，避免了变形的发生。
  • 考虑平台质心偏置的索并联系统性能优化
    白孟轩，曾建江，陈强，郑茂盛，尤禄杰，陈建平，童明波
    2025,57(2):301-309, DOI: 10.16356/j.1005-2615.2025.02.011
    [摘要] (32) [HTML] (28) [PDF 3.27 M] (58)
    摘要：
    索并联系统力控工作空间（Force controllable workspace，FCWS）和系统刚度是索并联系统的重要性能，当运动平台质心偏离其形心位置时会产生额外力矩，对索并联系统性能产生不利的影响。为减轻质心偏置所造成的不利影响，本文针对36索6自由度索并联系统提出了一种新的绳索布局，通过分类最小方差法求解冗余索并联系统动力学方程，进而计算FCWS并分析了各组绳索在空间各点上对FCWS的不利影响，计算了索并联系统理论静刚度。根据质心是否发生偏置，比较分析典型布局与新布局在索并联系统性能上的优劣。结果表明：质心位于形心时，两种布局FCWS相差不大；当质心发生偏置时，交叉布局FCWS比典型布局提升约31.9%，两种布局的平动刚度相差不大，而交叉布局的扭转刚度相比典型布局得到了明显的提升，验证了新布局在改善系统性能上的有效性。所得结论为索并联系统结构布置提供了一定参考。
  • 舰载机全机吊运研究
    黄金昌，缑依锟，王翔宇
    2025,57(2):310-317, DOI: 10.16356/j.1005-2615.2025.02.012
    [摘要] (44) [HTML] (29) [PDF 2.78 M] (79)
    摘要：
    舰载机全机吊运能力可以使舰载机在受损无法飞行时被运送到陆地进行修理，这对于航母编队至关重要。针对舰载机全机吊运中飞机承载能力、吊具安全性、吊运功能及吊运安全性等难点问题进行研究，明确了舰载机全机吊运研究技术路线，进行了舰载机全机吊运接口研究、舰载机全机吊具设计与验证、舰载机全机吊运功能试验、飞机承载能力试验，提出了可行的舰载机全机吊运方案，设计了舰载机全机吊具，解决了舰载机舰基转运岸基的能力问题。
  • 基于纱线交织的旋转编织预制体表面形貌预测
    朱翔宇，单忠德，孙正，郭子桐，王尧尧，刘家乐，高一岑，孙宪鹏
    2025,57(2):318-326, DOI: 10.16356/j.1005-2615.2025.02.013
    [摘要] (42) [HTML] (29) [PDF 2.78 M] (66)
    摘要：
    旋转编织是一种高效的复合材料预制体成形工艺，编织过程中工艺参数的设计对预制体成形质量至关重要。传统模型由于忽略了纱线之间的相互作用，导致编织角的预测值与实际值之间存在较大误差。本文基于织物编织成形机理，划分了编织过程中的交织点行为区域，定义了纱线交织点的生成速度和消耗速度，并建立了基于预制体交织数量守恒的旋转编织数学模型，实现了对预制体编织角和纱线宽度的精确预测。此外，通过变截面芯模的编织实验验证了该模型的有效性。实验结果表明，该模型能够有效反映变截面编织过程中编织角和纱线宽度变化的滞后现象，同时探讨了不同速度配比对预制体表面质量的影响。
  • 热腐蚀对K444合金高周疲劳的影响研究
    李明亮，贾旭，凌晨，于连旭，于苏洋，江荣，宋迎东
    2025,57(2):327-336, DOI: 10.16356/j.1005-2615.2025.02.014
    [摘要] (43) [HTML] (35) [PDF 11.38 M] (74)
    摘要：
    针对热腐蚀致燃气轮机涡轮叶片高周疲劳（High cycle fatigue， HCF）失效问题，使用NaCl+Na2SO4盐对涡轮叶片用K444合金进行热腐蚀，采用SEM、EDS及纳米压痕仪研究了热腐蚀层的微观组织、成分和硬度，基于逐级加载法研究了热腐蚀对K444合金HCF强度的影响。研究结果表明热腐蚀引起了K444合金的氧化与硫化，硫化层位于氧化层下，同时在与硫化层毗邻的基体中存在γ'相贫乏区。随着热腐蚀时长的增加氧化层逐渐增厚，硫化层厚度出现先增大后减小的趋势，纳米压痕分析得到的硬度顺序为氧化层>基体>硫化层。热腐蚀加速了K444合金的疲劳裂纹萌生，使得K444合金缺口试样的疲劳强度降低了9.68%~23.97%。
  • 大梯度混合层流场特性及能量传递规律研究
    杨一丁，张净玉，刘鸣，何小民
    2025,57(2):337-348, DOI: 10.16356/j.1005-2615.2025.02.015
    [摘要] (39) [HTML] (17) [PDF 5.16 M] (62)
    摘要：
    针对内置小流量火箭燃气助燃的亚燃冲压发动机（Rocket-assisted ramjet engine， RARE）中，大梯度混合层流场特性及能量传递规律，开展了火箭侧马赫数（1.2~2.0）、总温比（2~4）等来流参数对混合层无量纲厚度变化、动能和热能传递规律的数值仿真研究。研究结果表明，在流体混合50 mm后混合层内达到自相似模态，总温比变化对混合层无量纲增长率影响更明显；两侧流体动能交换主要发生在混合层内，而热量可以从未掺混火箭侧经过混合层，传递到未掺混冲压侧。助燃火箭向冲压燃烧室的热量传递大小主要取决于两侧总温比，总温比从2增加到4，冲压侧的静焓增长量提高近4倍。
  • 数据缺失下的航班地面保障关键环节时间预测
    顾思诗，吴薇薇，蒋燕，张皓瑜
    2025,57(2):349-360, DOI: 10.16356/j.1005-2615.2025.02.016
    [摘要] (47) [HTML] (30) [PDF 2.91 M] (100)
    摘要：
    准确预测航班地面保障关键环节时间可以更高效地为航班过站做好保障工作，实现航班精细化管理。在实际航班运行生产过程中，保障数据缺失与异常普遍发生。传统预测模型在面对数据缺失挑战时，其预测性能往往遭受显著制约。为克服此局限，在因果图卷积网络（Causal graph convolutional network， CGCN）的基础上，引入动态时间规整（Dynamic time warping， DTW）模块，构建了面向数据缺失场景的航班保障时间节点预测模型。通过缺失值的自主式处理与时空特征的深入挖掘，为数据缺失下的航班地面保障时间预测提供了一种更为有效的解决方案。以国内某大型机场航班保障数据集（共6 480条数据）为例进行验证，实验结果表明：与考虑缺失值的因果图卷积网络（Causal graph convolutional network with missing data， CGCNM）、动态时空图卷积神经网络（Dynamic spatial-temporal graph convolution network， DSTGCN）、贝叶斯时间因子矩阵分解（Bayesian temporal matrix factorization， BTMF）、长短期记忆网络（Long short-term memory， LSTM）等7种基准模型相比，所提模型在20%~80%缺失率的场景下，各保障时间节点预测结果的平均绝对误差（Mean absolute error， MAE）至少降低8.1%，均方根误差（Root mean square error， RMSE）至少降低4.6%；且随着缺失率的增加，所提模型的优势更加明显。实例证明，建立的考虑缺失值的航班地面保障时间预测模型在预测精度和预测稳定性上都优于上述基准模型，能够为机场保障运行提供客观可靠的决策依据。
  • 静电传感器在航空发动机超转监控中的应用分析
    郭家琛，左洪福，甄博，张弓
    2025,57(2):361-370, DOI: 10.16356/j.1005-2615.2025.02.017
    [摘要] (35) [HTML] (39) [PDF 2.33 M] (66)
    摘要：
    航空发动机运行中可能发生超转事件，严重时会导致“非包容的高能碎片”的危害性后果。从航空发动机适航审定对超转事件的安全要求切入，分析电子式超转保护系统对新型传感器的需求。基于某型号航空涡轴发动机尾气静电监测探索性试验的实测信号开展了信号分析，分析结果显示静电传感器信号的频谱信息可以实时动态跟踪转子转速。在75、210、420、630、840和1 000 kW 6种输出轴功率工况的静电信号的频谱信息中均识别出处于170~180 Hz间的动力涡轮转速及其倍频。所得结果表明静电传感器具备在航空发动机超转监控中的应用潜力。
  • 基于困难感知元学习的跨域人脸伪造检测
    金世辰，谭晓阳
    2025,57(2):371-377, DOI: 10.16356/j.1005-2615.2025.02.018
    [摘要] (38) [HTML] (25) [PDF 1.11 M] (56)
    摘要：
    随着面部伪造技术的快速迭代，能够应对未见过的伪造方法的鲁棒检测机制需求变得日益重要。然而，当前的方法主要针对特定的伪造技术设计，这在应对更广泛的检测挑战时存在局限性。为了解决这些问题，本文提出了一种用于跨域人脸伪造检测的难度感知元学习（Difficulty-aware meta-learning， DAML）方法。在元训练阶段，本文方法利用与伪造图像无关的元学习（Model-agnostic meta-learning， MAML）方法来训练模型。通过利用目标域中的少量数据，可以调整参数以适应新任务。为了解决与模型无关的元学习方法中的不稳定训练问题，本文引入了一种难度感知机制，在训练阶段动态调整不同任务的学习权重。在多个公开的基准数据集上进行了广泛的实验，实验结果表明，本文方法优于RECCE、Xception、RFM等方法，在适应未见过的目标域方面表现更好。
  • 基于定向天线的多信道分布式STDMA时隙调度方法
    刘海涛，郑晨，曾茂树
    2025,57(2):378-386, DOI: 10.16356/j.1005-2615.2025.02.019
    [摘要] (45) [HTML] (14) [PDF 2.56 M] (71)
    摘要：
    针对跨洋航空自组网（Aeronautical ad-hoc network， AANET）单信道空间/时分多址（Space-time division multiple access，STDMA）协议传输速率低、传输时延大、难以保证多业务服务质量等问题，提出了基于定向天线的多信道分布式STDMA时隙调度方法。首先，建立了跨洋AANET系统模型，并根据定向天线建立了链路模型。其次，给出了系统传输方案，该方案采用分布式预约STDMA，并引入滑动加权平均统计数据帧到达速率，根据数据帧到达速率和数据帧传输速率进行动态的时隙分配和移除，同时通过周期性广播时隙调度表实现网络内时隙分配信息的同步。最后，基于OMNeT++构建跨洋AANET仿真系统，采用有组织航迹系统（Organized track system，OTS）生成实际跨洋场景下的节点分布模型，并对所提方法的性能进行仿真研究。研究表明：在高密度和高负载的情况下，所提出的方法能够保证多业务服务质量，空中交通服务（Air traffic services， ATS）和航务管理通信（Aeronautical operations control， AOC）业务的端到端时延能够保持收敛，投递率维持在95%以上，航空行政通信（Aeronautical administrative communication， AAC）和航空旅客通信（Airline passenger communication， APC）业务能够持续传输。
  • 基于邻域信息熵与有效距离的网络节点识别
    张正勇，苏健生，姜敏勤，杨钰
    2025,57(2):387-396, DOI: 10.16356/j.1005-2615.2025.02.020
    [摘要] (58) [HTML] (27) [PDF 1.46 M] (71)
    摘要：
    为了克服现有关键节点识别技术存在的计算复杂性大、评估维度单一和应用范围有限等缺点，构造了一个适用于关键节点评估的新算法。该算法首先通过分析节点的信息熵以及其邻居节点的影响力贡献，评估节点的局部影响力，从而消除了传统仅仅依赖节点度量为评估标准的瑕疵。其次，该算法通过衡量节点间距离的相关性来确定节点的全局影响力，有效解决了因考虑过多路径而导致的计算量激增的问题。为了充分论证算法的实用性，借助单调性实验、传染病模型实验以及鲁棒性实验，对4个规模各异的真实网络以及6种比较算法展开分析。最终结果显示该算法在准确性、有效性和识别能力等方面均有一定改善，同时，其计算复杂度较低，可应用于稀疏的网络。
    基于大语言模型的集群协同决策研究
    邹通, 丁学良, 戴瀚苏, 李超勇
    优先出版日期:  2025-05-22 , DOI:
    [摘要] (7) [HTML] (0) [PDF 0.00 Byte] (4)
    摘要：
    针对大规模动态作业环境中多域协同决策的复杂性与实时性挑战，提出了基于大语言模型的集群协同决策框架（Courses of Action-Large Language Models，COA-LLM），通过提示词工程、环境态势文本化与多级指令解析，构建了"感知-决策-执行"闭环响应系统。突破了传统目标分配方法仅能处理离散任务的限制，实现了离散任务分配与连续空间决策的统一。最终，在仿真系统中构建了集群协同场景，使用了GPT与DeepSeek等通用大模型，并与其他基于优化算法和机器学习的算法进行了对比实验,实验结果证明了COA-LLM框架的可行性和有效性，框架的输入灵活性与输出可解释性，为智能指控系统的发展提供了新范式。
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    低展弦比微型轴流涡轮弯叶片设计
    谢婕 夏晨 张远森 等
    2015,47(1):160-166, DOI: 10.16356/j.1005-2615.2015.01.023
    [摘要] (4837) [HTML] (0) [PDF 4.62 M] (13415)
    摘要：
    针对微型轴流涡轮机面临的低展弦比、低雷诺数导致效率降低的问题，以某型200 kW微型燃气轴流涡轮发电机高压涡轮为研究对象，采用数值模拟方法开展了低展弦比下微型弯曲轴流涡轮叶片设计技术研究。对展弦比为0.88的涡轮静叶，分析对比了正弯和J型弯静叶对微型涡轮流场的影响，结果显示：正弯静叶顶部出口气流角较大，造成下游动叶叶尖泄漏损失增大，整体效率下降;而J型弯方案抑制了下游动叶叶背中径的流动分离，整体性能较原型有所提升。然后，研究了J型静叶弯高和弯角对涡轮性能的影响规律，结果表明：采用大弯高小弯角设计的J型静叶提高了静叶根部通流能力，同时合理分配了静叶通道内的负荷以及出口气流方向，对涡轮级流场的改善效果更佳。J型静叶弯高为1、弯角为+5°时，级效率达到0.852，流量为1.205 kg/s，较原型分别提高了0.77%和0.96%。
    基于小波变换和神经网络的直升机旋翼不平衡故障诊断方法
    徐永勤 高亚东 李清龙
    2017,49(2):212-218, DOI: 10.16356/j.1005-2615.2017.02.010
    [摘要] (4350) [HTML] (3859) [PDF 807.81 K] (9121)
    摘要：
    依据直升机旋翼不平衡故障空间与多点机体振动空间存在一对一映射关系的理论，采用某旋翼试验台设置桨距不平衡、质量不平衡以及后缘调整片不平衡的方法获取试验数据。利用小波变换和神经网络处理直升机机体振动信号,并对直升机旋翼单故障和复合故障进行诊断。最终实现了一种利用小波变换处理机体振动信号诊断旋翼不平衡故障的方法。
    多电飞机电力系统及其关键技术
    张卓然，许彦武，姚一鸣，于立，严仰光
    2022,54(5):969-984, DOI: 10.16356/j.1005-2615.2022.05.021
    [摘要] (1840) [HTML] (1833) [PDF 6.24 M] (9095)
    摘要：
    多电飞机将机载二次能源逐步统一为电能，有效提高了飞机的燃油经济性、可靠性和维护性，已成为航空科技发展的重要方向。作为机载二次能源系统的核心，电力系统在多电飞机发展过程中起到了关键支撑作用。电力系统及其关键技术的创新发展是实现飞机综合性能提升和全局优化的必要基础。本文从多电飞机的基本概念与特点出发，分析对比了典型多电飞机的电力系统架构，在此基础上系统地总结了支撑多电飞机电力系统发展的关键技术，讨论了未来多电飞机电力系统高压、直流和智能化的发展趋势。
    飞机电气化背景下的先进航空电机系统
    张卓然于立 李进才 陆嘉伟
    2017,49(5):622-634, DOI: 10.16356/j.1005-2615.2017.05.005
    [摘要] (6881) [HTML] (4263) [PDF 5.40 M] (9039)
    摘要：
    多电/全电飞机将机载二次能源逐步统一为电能，电推进飞机进一步将电能用于飞行动力源，飞机电气化被认为是飞机机电系统与动力系统融合的重大革新，已经成为航空技术发展的重要方向。航空电机系统是支撑飞机电气化的重要基础。文中介绍了飞机电气化的基本概念和发展现状，阐述了电气化对飞机电源与用电设备的重要影响，重点论述了航空电机系统对飞机电气化发展的重要性及其面临的研究机遇与挑战。基于此，系统分析了适应飞机电气化发展需求的先进航空发电机与电动机系统，并进一步总结了支撑先进电机系统发展的关键技术，包括新型电工材料与器件、冷却技术、多物理场耦合分析方法与集成化综合设计理念。
    真空绝热板技术的研究现状及发展趋势
    陈照峰 张俊雄 王伟伟 沙李丽 胡雅 沈胜 李承东 叶信立
    2017,49(1):1-16, DOI: 10.16356/j.1005-2615.2017.01.001
    [摘要] (7479) [HTML] (5727) [PDF 2.86 M] (8984)
    摘要：
    首先概述了真空绝热板（Vacuum insulation panel，VIP）芯材、阻隔膜和吸气剂的研究现状，分析了不同芯材、阻隔膜和吸气剂对VIP的绝热性能和使用寿命的影响，并基于VIP的应用要求提出了适用于建筑用VIP的最佳结构，即多层金属（或氧化物）树脂复合阻隔膜包覆超混杂复合芯材和碳基氧化物复合吸气剂的VIP。该VIP不仅具有低热桥、阻气阻氧性能好的优点，还具备耐压、耐折、回弹性低、抗刺穿和耐老化的优良特性，充分发挥了纤维型VIP和颗粒型VIP的优点，同时完美结合了纳米涂层与树脂膜的优势，克服了颗粒型VIP易溃散、纤维型VIP易回弹、金属镀层缺陷大和树脂膜易刺穿的缺点。此外，碳基氧化物复合吸气剂的抗热辐射性能良好，可进一步提高VIP的绝热能力。最后指出研究和开发高性能、低成本的VIP将是未来研究工作的发展方向。
    一种低耦合高精度六维力传感器设计及应用
    宋逸，段晋军，相立峰，李晨，姚举禄，戴振东
    2022,54(3):473-480, DOI: 10.16356/j.1005-2615.2022.03.014
    [摘要] (1744) [HTML] (1165) [PDF 3.70 M] (8896)
    摘要：
    多维力传感技术是工业智能化发展重要支撑技术之一。本文研制了一种中等量程的轮辐构型的电阻应变式六维力传感器，其量程为：切向力±300 N、法向力±600 N、力矩±25 N·m。传感器外圈和中心台通过4组特设的应变梁连接。每组应变梁包括一对处于两侧的“L”形梁及一根居中的扁平梁，能够从结构上降低维间耦合。进一步通过贴片及组桥方案设计从理论上消除了各方向间的耦合。静态标定结果表明，该传感器的维间耦合小于1%、测量精度不低于1‰、过载系数超过300%、非线性度低于0.3%。瞬态冲击法动态测试表明，该传感器具有较好的动态性能。本文将该六维力传感器用于机械臂抛光打磨过程的力学测量和反馈控制，取得了优异的效果，证实了传感器的可用性和优越性。该传感器将促进中国六维力测试技术发展、助力现代工业智能化进程。
    阻力伞拉直过程的影响因素分析
    王从磊，孙建红，俞东明
    2013,45(2), DOI:
    [摘要] (5918) [HTML] (0) [PDF 414.81 K] (8679)
    摘要：
    变体飞行器LPV建模与鲁棒增益调度控制
    殷 明，陆宇平，何 真
    2013,45(2), DOI:
    [摘要] (6014) [HTML] (0) [PDF 407.82 K] (8629)
    摘要：
    航空发动机齿轮减速器振动噪声机理及其辐射噪声预测方法
    丁文强 吴玉萍 魏巍 谢俊岭
    2016,48(6):789-795, DOI:
    [摘要] (3851) [HTML] (4509) [PDF 2.95 M] (8228)
    摘要：
    航空发动机减速器齿轮箱的振动与噪声问题已经成为影响其传动系统可靠性、寿命和工作环境的关键因素。本文对减速器齿轮箱系统的振动噪声机理进行了分析与总结，确定其主要来源及传递路径，为设计阶段的各主要影响参数的选择提供依据。同时给出了一种比较实用的减速器齿轮箱辐射噪声的预测方法，可实现齿轮箱的噪声水平的评估和相应的齿轮箱结构薄弱部位定位，为结构优化提供依据。
    涡轴发动机发展与技术趋势
    葛宁
    2018,50(2):145-156, DOI: 10.16356/j.1005-2615.2018.02.001
    [摘要] (4920) [HTML] (8564) [PDF 1.76 M] (8170)
    摘要：
    首先，对美国20世纪70年代以来各时期涡轴发动机发展规划及其性能演变过程进行了梳理，并分析了不同循环类型及循环参数的选择，进行了性能统计分析。然后，介绍了直升机/发动机一体化设计理论的基础与方法。最后本文提出新一代超低排放涡轴发动机的概念，指出降低总耗油量的同时提高功重比，才能实现超低排放。
    中国深空探测现状及持续发展趋势
    孙泽洲，孟林智
    2015,47(6):785-791, DOI:
    [摘要] (6684) [HTML] (0) [PDF 1.55 M] (8128)
    摘要：
    简要介绍了国外深空探测发展态势和内涵，剖析了中国深空探测取得的成功经验与主要差距。然后重点结合中国发展现状和现实需求，提出了中国深空探测后续发展目标，梳理出后续任务需提前开展研究的核心技术。最后对中国深空探测的持续发展提出了建议。
    航空发动机燃烧室湍流两相燃烧模型发展现状
    金捷 刘邓欢
    2016,48(3):303-309, DOI:
    [摘要] (6176) [HTML] (5025) [PDF 904.84 K] (8088)
    摘要：
    随着计算机、计算机辅助制造等技术的发展，数值模拟逐渐成为航空发动机设计手段之一。航空发动机燃烧室内是复杂的两相湍流燃烧过程，为了准确模拟这一过程，高精度两相湍流燃烧模型组成为航空发动机燃烧室设计师 必要的工具。本文从两相湍流数值模拟角度出发，对概率密度函数输运方程模型、火焰面模型和二阶矩模型这3种常用的燃烧模型的发展现状进行简要综述。
    冲压空气涡轮释放过程运动学分析
    马智勇，邓健，周光明
    2020,52(3):499-506, DOI: 10.16356/j.1005-2615.2020.03.020
    [摘要] (1423) [HTML] (1330) [PDF 1.09 M] (8013)
    摘要：
    冲压空气涡轮作为飞机上的应急能源，能在出现紧急情况时提供电能，保证飞机上电传操控和电子设备的正常工作。本文以冲压空气涡轮为研究对象，基于机械运动原理对系统模型进行了简化，基于刚体假设，结合MATLAB软件从理论上研究结构在释放过程中的运动学问题。给出了冲压空气涡轮系统释放过程中各个关节空间位置的理论求解方法，得到了关节在空间中的运动轨迹和对应的速度时间曲线、加速度时间曲线，结果表明：冲压空 气涡轮系统的释放过程在1 s以内，释放速度较快，且各关节在释放初始阶段速度、加速度响应较大。本文的工作可为后期不同冲压空气涡轮系统构型的初步设计提供理论依据，指导冲压空气涡轮释放的仿真计算和试验。
    一种稳定的浸没边界-格子波尔兹曼方法
    2013,45(3), DOI:
    [摘要] (2621) [HTML] (0) [PDF 579.02 K] (7795)
    摘要：
    航空公司短期航班计划编排模型及算法
    张海峰 胡明华
    2015,47(4):553-558, DOI:
    [摘要] (3611) [HTML] (154) [PDF 487.36 K] (7786)
    摘要：
    航班计划编排的实质是对航空公司各种生产要素的优化配置，其优化程度直接影响航空 公司市场竞争能力。目前，航空公司在编排短期航班计划时过多地考虑了市场竞争，而忽略 了航班延误。文中兼顾市场竞争与航班延误控制，将航班延误控制纳入短期航班计划的编排 过程中。通过分析独立延误与波及延误特点，建立基于延误控制的短期航班计划编排模 型，并采用贪婪随机自适应搜索过程(Greedy randomized adaptive search procedure,GRA SP)算法对模型进行求解。最后，通过实例分析验证了所提方法的有效性。
    酚醛树脂热解产物高温燃烧详细化学反应机理简化
    王丽燕, 王振峰, 陈伟华, 檀妹静, 袁野, 纪兵兵
    2020,52(1):131-141, DOI: 10.16356/j.1005-2615.2020.01.017
    [摘要] (2303) [HTML] (2322) [PDF 3.14 M] (7646)
    摘要：
    针对流动/酚醛树脂热解产物燃烧耦合数值模拟过程中使用详细化学反应机理带来的数值刚性问题，以保证计算精度要求，对酚醛树脂热解产物详细化学反应动力学模型进行简化研究。选取Chemkin-Pro中的良搅拌反应模型，对由53种组分325个基元反应组成的甲烷掺氢气详细化学反应动力学机理进行了敏感性分析和生产速率分析，得到包含15种组分15个基元反应的简化机理。结果表明：简化化学动力学模型能充分地再现详细基元反应模型的反应机理的主要特征，大幅缩短计算时间，进而用于高超声速条件下酚醛树脂热解产物引射及其对边界层扰动的计算流体动力学(Computational fluid dynamics，CFD)中。
    旋转爆轰发动机的研究进展
    王宇辉 何修杰
    2017,49(3):325-339, DOI: 10.16356/j.1005-2615.2017.03.005
    [摘要] (2907) [HTML] (4236) [PDF 5.91 M] (7556)
    摘要：
    理论上爆轰熵增较小，旋转爆轰发动机比常规的爆燃发动机具有更高的热效率和比冲。文中对旋转爆轰发动机的燃烧室结构、爆轰方式、推进性能、热测量和不稳定性等方面进行了研究。结果表明该发动机的实验和数值模拟研究在国内外已经大量开展，但实验数据不够全面，测量手段有限;而爆轰波自身特性给发动机可靠性设计提出苛刻要求，因此旋转爆轰发动机的应用还有待进一步研究和发展。最后，文中总结了旋转爆轰发动机面临的挑战,并指出该发动机在火焰稳定器和磁流体动力发电方面有一定的应用前景。
    硬质合金与结构钢钎焊结构低温力学性能试验
    高泽，刘博，郑立彦，王国欣，莫桂冬，孙启臣
    2022,54(3):404-410, DOI: 10.16356/j.1005-2615.2022.03.006
    [摘要] (1228) [HTML] (796) [PDF 1.47 M] (7534)
    摘要：
    针对航天器产品恶劣工况对材料及连接方式高抗拉、抗剪强度力学性能的需求，设计试验验证了深低温至高温环境下真空钎焊与火焰钎焊试样拉伸与剪切性能：真空钎焊在-233 ℃条件下抗拉强度可达536 MPa、剪切强度可达260 MPa、-150 ℃时剪切强度300 MPa、常温剪切强度212 MPa，低温下剪切强度值更高且皆优于火焰钎焊对应温度下试样的结果。同时研究了真空钎焊工艺对合金钢40CrNiMoA材料性能的影响，真空钎焊工艺加工过程使材料本身抗拉强度下降约38%，表面硬度值下降约25%。并测量了真空钎焊试样200 ℃高温条件下抗拉强度为804 MPa，剪切强度为239 MPa。通过试验研究了不同焊接工艺对结构焊接后力学性能的影响，该试验结果对后续航天器结构设计工作具有一定的指导作用。
    独立桨叶高阶谐波变距对旋翼垂向载荷的影响分析
    徐海 王华明 杨仁国
    2016,48(2):200-204, DOI:
    [摘要] (4212) [HTML] (3725) [PDF 793.15 K] (7518)
    摘要：
    为了研究桨叶高阶谐波变距对桨毂垂向载荷的影响，建立了基于独立桨叶控制技术的桨毂垂向载荷模型。假设桨叶刚体挥舞，采用Leishman-Beddoes（L-B）非定常气动力模型和Glauert入流模型计算旋翼气动力，求解桨叶挥舞动力学方程，计算桨毂垂向载荷。分析桨叶施加2Ω,3Ω阶变距谐波后桨毂垂向载荷的变化，总结高阶变距谐波幅值、相位对桨毂垂向振动载荷的影响规律。结果表明独立桨叶控制能有效降低直升机桨毂垂向振动载荷。
    圆柱相控阵天线的功率分级和极化控制
    2013,45(3), DOI:
    [摘要] (2561) [HTML] (0) [PDF 874.39 K] (7396)
    摘要：

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