用模式叠加法计算进气道雷达散射面积

基于导波模式理论，将进气道复杂终端分成若干个等效终端，提出了用模式叠加法计算飞机进气道的内部雷达散射面积，推导了部分典型等效终端的数学模型，通过计算结果与相关文献实验数据对比表明该方法基本可行。该方法的特点是极化散射矩阵和终端反射系数可分解后分别计算，便于叠加各种进气道构型和不断积累计算模型。     

飞机结构撞击损伤预测的现状及发展

从弹道极限、剩余速度、剩余质量、未击穿及击穿条件下损伤尺寸预测等方面对飞机结构撞击损伤的预测进行了分析，并对损伤预测的发展趋势进行论述，提出今后损伤预测研究的主要方向和手段。     

英国研制革命性火箭发动机

英国政府宣布投入6000万英镑（约合9000万美元）帮助研制一种革命性“佩刀”——新型火箭发动机。能够在短短15分钟内将飞机送人地球同温层。英国大学与科学大臣大卫？威利茨在接受英国广播公司采访时说：“我们计划投入6000万英镑。当然,我们也希望他们积极寻求私人资助。     

机翼颤振的非线性动力学和控制研究

介绍应用现代非线性动力学和控制的理论和方法对机翼颤振问题进行的一些研究,主要包括3部分:①针对用活塞理论建立的(高)超音速流中机翼的颤振方程,首先进行稳定性分析,证明Hopf分岔导致系统颤振失稳.然后应用规范型直接法推导出Hopf分岔的规范型,分析其系数表明,随着飞行马赫数提高,Hopf分岔由超临界形式变成亚临界形式,对结构的危害性增大;②针对不可压缩流中具有立方非线性俯仰刚度的二元机翼颤振,应用wash-OUt滤波器技术进行主动控制.对于引入的wash-out滤波控制器,先按Hopf分岔条件确定线性控制增益,再用规范型直接法得到受控系统的规范型,由分岔类型与规范型系数的关系确定非线性控制增益,从而可以将危害性较大的亚临界Hopf分岔变为危害性较小的超临界Hopf分岔;③基于空间Poincare百截面并引入轨迹追踪技术,改进胞映射方法,分析初始条件对含双线性结构刚度因素的机翼颤振的影响.结果显示,初始条件对系统动力学行为有着很大的影响.当两段刚度之比小于某临界值时,不同的初始条件会导致平衡点、极限环振动、复杂的周期运动、混沌和发散运动等不同的运动形式.     

基于航司生产运营管理的飞机油耗评估模型

从航空公司生产要素与运行管理的层面,提出了飞机燃油消耗量的评估模型.将飞机燃油消耗量的影响因素划分为生产投入要素和运行过程两个方面进行分析.将航班运行划分为飞行段和滑行段,分段匹配建立了多元非线性回归模型,利用逐步回归法确定模型参数.经检验,模型具有良好的预测效果.     

浅谈民用飞机腐蚀问题

民用飞机腐蚀一直以来是每个航空公司都会面临的重大技术难题。本文详细分析了飞机腐蚀的类型,根据腐蚀的特点及表现形式,介绍了相应的检查方法及去除方法,并有针对性地提出了一些防护措施。     

关于一起飞机滑过等待线事件的思考

本文主要对一起飞机滑过等待线事件进行思考.     

浅析NG飞机货舱滑毯拆除对航班节油增收之影响

随着航油价格不断高企,航空公司在运营中不得不考虑尽量节省油耗以降低成本。同时＂节能低碳＂理念日渐深入人心,作为公众瞩目的行业,航空业者也承担着更加重要的社会责任为大众做出表率。本文通过对飞机机载设备的分析,探讨在确保航空安全、保证服务质量的前提下如何做到上述两者的有效统一,并最终确定通过拆除NG飞机货舱滑毯的方式达到节油增收、节能环保的目的,为航空公司赢得经济效益与社会效益的双丰收。     

飞机燃油管路安装间隙闪电击穿电压研究

闪电击穿电压是飞机遭遇闪电雷击时会否在燃油箱内产生电火花的重要评判指标。为研究飞机燃油箱内典型燃油管路安装间隙下的闪电击穿电压,搭建了闪电击穿电压测试台架,并采用可调冲击电压发生器模拟出符合标准《SAE ARP5412B》要求的闪电电压波形。实验发现：安装间隙为3 mm时,实验室环境下测得的最小临界耐受击穿电压值为9.0 kV,飞机燃油箱内燃油管路周围部件的种类和燃油管路的安装形式对闪电击穿电压的影响不大,燃油管路的管径大小以及管路表面的油漆层对闪电击穿电压的影响可忽略不计,保持3 mm安装间隙不变,在部件表面涂覆1 mm厚密封胶,耐受击穿电压值从9.9 kV跃增至22.5 kV,安装间隙击穿所需的电压幅值大幅提高。实验结果表明：在燃油管路表面涂覆密封胶是减缓小间隙处发生闪电击穿风险的一种有效措施,可为飞机燃油管路安装间距选取和闪电防护设计提供参考和依据。