本書基于計算流體力學、實驗流體力學、飛行仿真與虛擬現(xiàn)實等學科理論，采用建模分析、數(shù)值仿真、虛擬飛行風洞實驗與地面飛行模擬相結合的方法，對結冰后的空氣動力學和飛行力學特性進行闡述。重點對結冰導致的復雜非定常流動特性、飛機氣動特性和飛行特性變化規(guī)律、非定常空氣動力學和非線性飛行力學的耦合作用及其與飛行安全之間復雜作用過程和

"本書以航空飛行大數(shù)據(jù)的智能分析方法與應用為主要內容，分為兩篇。第1篇為“理論與方法”，包括第1～4章，闡述了航空飛行大數(shù)據(jù)的數(shù)據(jù)來源、數(shù)據(jù)特點、數(shù)據(jù)分析需求與數(shù)據(jù)應用；并結合航空飛行數(shù)據(jù)的特點，構建了航空飛行大數(shù)據(jù)智能分析框架與數(shù)據(jù)模型，探討了智能分析涉及的關鍵技術和航空飛行大數(shù)據(jù)預處理技術，以及航空飛行大數(shù)據(jù)常用智

本書分兩大部分，第一部分為空氣動力學基礎(理論篇)，包括：流體靜力學、動力學、勢流理論、粘性流體力學、邊界層理論與分離、可壓縮流動；第二部分為飛行器空氣動力學(應用篇)，包括：低速翼型繞流、低速機翼繞流、翼身組合體繞流(低速飛行器)；亞聲速翼型和機翼繞流、跨聲速翼型和機翼繞流(高亞聲速運輸機)、超聲速翼型和機翼繞流(超

本書系統(tǒng)梳理了跨聲速風洞內的主要噪聲源，總結了典型噪聲源的數(shù)值建模與仿真計算方法，結合大量的試驗數(shù)據(jù)深入分析了跨聲速風洞內的噪聲源特性。在此基礎上，針對典型噪聲源提出了降噪方法及特定結構的聲學設計方法，包括管路降噪方案、通氣壁試驗段聲學設計等。本書的主要讀者對象為風洞聲學設計和試驗領域的研究人員、工程技術人員以及高校從

本書主要從動力學模型機理分析的角度，基于人-機-環(huán)閉環(huán)系統(tǒng)，論述了運輸機的駕駛員誘發(fā)振蕩(PIO)現(xiàn)象的影響因素和抑制方法；基于穩(wěn)定性理論對人-機-環(huán)系統(tǒng)進行了穩(wěn)定性分析與穩(wěn)定域的估計；基于極值理論對PIO科目風險進行定量評估，為運輸機的系統(tǒng)設計與安全性預計提供理論支撐。在本書的最后，對PIO地面模擬試驗的平臺搭建與組

由于直升機飛行所需要的氣動力主要來源于旋翼，因此旋翼的空氣動力學問題就成為直升機技術領域中最基礎和重要的一環(huán)。旋翼空氣動力影響了直升機設計中關心的許多特性，如飛行性能、飛行載荷、振動、穩(wěn)定性、飛行品質和噪聲等（Johnson《RotorcraftAerodynamics》）。因此，本書的主要篇幅是圍繞直升機旋翼空氣動力

本書主要介紹采用計算軟件進行飛機空氣動力學的設計任務。書中介紹了氣動設計所用的計算空氣動力學的原理，選擇的示例涵蓋了傳統(tǒng)飛機設計的大部分領域，如低速和高速情況下的平直翼和細長翼。利用計算軟件的應用激發(fā)讀者的好奇心，鼓勵讀者自主探索，并在主動的計算分析中學習。讀者可以借助手頭的軟件，圍繞這些問題自由探索設計空間，并定量地

本書針對基于大數(shù)據(jù)的風洞馬赫數(shù)集成建模方法進行了研究。風洞是飛行器設計初期進行空氣動力學實驗的設備。試驗段馬赫數(shù)作為風洞試驗的一個重要性能指標，它的穩(wěn)定性對風洞流場品質有著重要影響。為了實現(xiàn)馬赫數(shù)的精確控制，必須對馬赫數(shù)進行快速、準確預測。然而，風洞試驗中累積的具有樣本規(guī)模大、輸入特征維數(shù)高等特點的大數(shù)據(jù)是實現(xiàn)馬赫數(shù)快

本書對國產民機試飛危險源的識別和度量方法進行了初步探索。通過將多元離散模型應用于國產民機試飛危險源識別領域，科學、客觀、動態(tài)、全面地促進試飛安全管理能力提升。危險源分類、識別過程中，創(chuàng)新性地采用橫縱雙維度識別法，橫向以場景為出發(fā)點，縱向以崗位為核心，建立、健全試飛危險源數(shù)據(jù)庫，實現(xiàn)國產民機試飛危險源信息化、動態(tài)化的管理

本書結合國內外在試驗訓練方面的發(fā)展現(xiàn)狀，以深度探索飛機失速/尾旋運動機理為核心、以深入剖析飛機大迎角/失速/尾旋試驗及訓練技術為主線，形成了一套完整的飛機大迎角/失速/尾旋技術內容。本書重點豐富了大迎角特性、失速/尾旋的基本定義、偏離機理與尾旋模態(tài)識別、試驗與試飛技術、大迎角/失速/尾旋訓練等內容。本書可為飛行員熟悉失