某型舵机平板阀渗漏油故障分析与改进

某型舵机平板阀在外场使用过程中出现了液压油渗漏这一故障现象，通过对该故障进行故障现象确认、故障定位、故障机理分析和故障验证等分析，明确了故障原因，提出了改进方案，并在实际应用中验证了改进措施的有效性。     

计入导线故障的民机安全性定量分析方法研究

将导线故障引入安全性定量分析方法中，介绍了安全性分析的现状、存在的问题以及计入导线故障的必要性。通过将导线故障和安全性分析相结合，提出一种计人导线故障的安全性定量分析方法。对影响导线故障的机理进行探究与分析，提出“导线故障率影响因子”概念，阐述了影响导线故障率的主要因素及其类型，建立了一种民用飞机实际导线故障率计算方法与模型，以及在单一状态和多种状态下导线故障率计算方法，并对方法进行案例分析，使安全性定量分析更准确、有效和完善，大大减少了导线故障所引起的不安全事件，为民用飞机安全性和合格审定工作提供了有力的支持。     

电视导引头图像闪烁故障分析

针对电视导引头存在的“图像闪烁”故障，重点分析了故障的常发生部位，如硅靶管、CCD、图像处理电路和电视摄像机光圈等，并从故障部位的结构特点和工作原理入手，详细阐述了故障产生的原因、机理以及排故方法，为同类故障的修理提供参考。     

民用喷气发动机排故通用思想及其应用

由喷气发动机的共性入手，通过简化物理模型，导出了发动机正常工作的流量连续、燃油控制、稳态恒速、热功平衡四大特征；分析了故障产生的直接因素和控制因素，提出了先以故障现象排查直接因素、再以四大特征分析控制因素、结合检查测试、最终确认故障的通用思想．并总结了各类故障的分析、检查方法，为维修人员理解故障的物理本质和内在联系、灵活运用各种排故检查工具、应对层出不穷表现各异的故障提供了系统的解决方案。     

某型飞机排气口异常喷油故障分析与研究

针对某型飞机起飞时燃油系统机翼排气口大量喷油的故障现象，结合飞参数据判读和该型飞机燃油系统的输油、通气原理，分析故障原因，并探讨了故障解决方案。     

液体火箭发动机故障模式及分析

以国内四种泵压式活体火箭发动机研制历史为基础，提出了发动机常见的故障模式，并进行了初步的故障发生、传播机理和后果分析。重点讨论了涡轮泵和管路的故障模式，并例举了若干典型的管路故障实例；同时简要介绍了阀门、推力室、电缆、摇摆软管的一些基本故障模式。还就新型发动机设计及发动机实施故障检测提出了建议。     

飞机空调系统动态安全分析

目前，飞机空调系统的安全性分析多基于固定故障状态，未考虑故障动态发展与变化，且仅能进行定性分析，因此有必要对飞机空调系统开展精准安全性分析。基于空调系统FMEA 中的根故障参数，借助Markov 时间序列求解故障横向转移路径，利用联合概率分布及Bayes 算法求解故障等级与概率，实现横向定性又定量的安全性分析；运用Monte Carlo 仿真求解故障纵向升级路径、故障等级与概率，实现纵向定性又定量的安全性分析。结果表明：动态定性又定量的安全性分析可以精准地判定飞机空调系统的安全性、故障状态下的放行结论及放行要求，具有较好的工程应用价值。     

通用模拟示波器故障的分析与诊断

本文将通用模拟示波器电路分成五部分，总结和分析了每一部分电路故障可能引起的几种异常显示，给出了每一部分电路故障诊断方法及在相应电路中出现故障的常见器件，对有些故障与故障现象之间的因果关系做了进一步分析。     

航空发动机串油故障分析研究

阐述了航空发动机串油故障的特征，从理论上分析了该类故障的机理和对机械系统的危害，指出可以通过黏度、闪点等切实可行的实验方法进行准确分析和诊断，并指明了对此类故障的预防和应对措施。     

应急动力系统故障研究与分析

通过研究应急动力系统的故障特点和故障类型，分析了常见的故障原因，提出了相应的故障诊断方法，为应急动力系统的维修提供借鉴和指导。     

基于飞机油箱模型形状特征油量测量切片步长选择方法研究

 在分析飞机数字式油量测量过程中目前广泛使用的切片法油量测量原理的基础上,针对现有的定步长切片法无法得到准确、可靠的燃油质量特性数据库的缺陷,结合对飞机油箱模型形状特征的分析,提出了基于飞机油箱模型形状特征的油量测量切片步长选择方法。此方法包括切片步长整体和局部选择两个过程,整体选择以实现相邻两切片平面所夹油箱模型体积近似相等为目的来确定切片步长,以体现油箱模型截面整体变化规律;局部选择以设计切片平面与截面突变平面重合或尽可能接近的方式,突出油箱截面的局部变化特征。实验结果表明：该切片步长选择方法较定步长方法能够建立更为合理、可靠的燃油质量特性数据库,从而提高了油量测量精度。     

二维翼段颤振的μ控制

 采用超声电机作为作动器来实现含控制面的翼段颤振鲁棒抑制。针对作者设计的二维翼段颤振主动抑制系统，通过理论与实验相结合的方法，建立了考虑沉浮方向阻尼和作动器模型参数不确定性的控制系统模型，设计了μ控制器，并对控制器做了降阶处理。数值仿真和风洞试验表明，μ控制器可有效地抑制颤振的发生，将颤振临界速度提高23.4%。相对于H_∞控制器，μ控制器的控制效果和鲁棒性更好。     

The effect of inlet conditions on the flow and heat transfer in multiple rotating cavity with axial throughflow

This paper discusses experimental results from two different build configurations of a heated multiple rotating cavity test rig.Measurements of heat transfer from the discs and tangential velocities are presented.The test rig is a 70% full scale version of a high pressure compressor stack of an axial gas turbine engine.Of particular interest are the internal cylindrical cavities formed by adjacent discs and the interaction of these with a central axial throughflow of cooling air.Tests were carried out for a range of non-dimensional parameters representative of high pressure compressor internal air system flows(Re up to 5×106 and Rez up to 2×105).Two different builds have been tested.The most significant difference between these two build configurations is the size of the annular gap between the(non-rotating) drive shaft and the bores of the discs.The heat transfer data were obtained from thermocouple measurements of surface temperature and a conduction solution method.The velocity measurements were made using a two component,LDA system.The heat transfer results from the discs show differences between the two builds.This is attributed to the wider annular gap allowing more of the throughflow to penetrate into the cavity.There are also significant differences between the radial distributions of tangential velocity in the two builds of the test rig.For the narrow annular gap,there is an increase of non-dimensional tangential velocity V/Ωr with radial location to solid body rotation V/Ωr=1.For the wider annular gap,the non-dimensional velocities show a decrease with radial location to solid body rotation.      

Abnormal Shape Mould Winding

为解决网格化芯模的缠绕问题,本文提出了复合材料面片缠绕机理;接着详细分析了面片缠绕过程中的芯模凹曲面上纤维滑线和架空现象,应用微分几何曲面理论和空间几何理论,提出判据及其解决方案;最后,针对飞机发动机进气道的缠绕成型,编制缠绕控制程序并进行相应的实验,验证了面片缠绕方法的可行性。     

基于H∞性能指标的质量矩拦截弹鲁棒控制

 以所建立的质量矩拦截弹数学模型为基础，利用微分几何的反馈线性化理论，得到一个解耦线性系统，考虑到拦截弹的鲁棒性要求和3个滑块的协调控制问题，提出采用双回路的设计方法，内回路采用线性二次调节器（LQR），外回路采用考虑混合灵敏度问题的H_∞控制设计。仿真结果证明了该方法动态性能满足设计要求，同时对系统参数的不确定性具有较强的鲁棒性。     

航天器返回地球的气动特性综述

航天器返回地球的飞行过程中,气动特性是实现将宇宙飞行速度减到落地前速度、保证再入飞行得到有效控制以及再入防热安全可靠的关键因素。针对简单旋成体气动外形、半弹道式再入控制、烧蚀防热类返回航天器,综述了返回地球过程中变化的空气流域特性、航天器周围的气体绕流环境、空气与航天器作用产生的动力学与热效应等。系统地给出了该类航天器的再入气动特性参数与飞行性能的共性规律,包括:气动阻力与再入减速、气动升力与再入轨迹控制、配平攻角与飞行稳定性、气动加热与防热,以及再入过程中不同气动特性航天器、气象条件变化等对再入飞行性能的影响规律。为航天器开展返回飞行过程的跨流域气动性能工程研制提供设计参考。     

基于马赫数分布可控曲面外/内锥形基准流场的前体/进气道一体化设计

提出了一种高超声速飞行器乘波前体的外锥形基准流场设计方法,在锥面马赫数分布规律给定的条件下,通过有旋特征线法实现反设计,提高了基准流场设计的灵活性。该基准流场通过锥形"下凹"弯曲激波和波后等熵压缩波系压缩气流,可以在较短的长度内完成高效压缩。基于反正切马赫数分布外锥形基准流场设计的乘波前体具有较高的容积率,乘波特性良好且出口均匀,设计点时有黏升阻比为1.89。另外,基于该乘波前体和马赫数分布可控的内收缩进气道给出了一种双乘波的前体与进气道一体化设计方案,实现了内外流分别独立乘波,充分发挥了乘波前体和内收缩进气道的各自优势。     

Potentials of manufacture and repair of nickel base turbine components used in aero engines and power plants by laser metal deposition and laser drilling

IntroductionExpensive turbine parts like HPT(HighPressure Turine)blades or vanes are replaced bynew parts in case of damage.For example theburn through of the inner side of a blade or vane(Figure 1)is a frequently appearing damage,which cannot be repaired…     

Enhancing the efectiveness of film cooling

Advanced gas turbine stages are designed to operate at increasingly higher inlet temperatures to increase thermal efficiency and specific power output.To maintain durability and reasonable life,film cooling is needed in addition to internal cooling,especially for the first stage.Film cooling lowers material temperature by forced convection inside film-cooling holes and by forming a layer of coolant about component surfaces to insulate them from the hot gases.Unfortunately,each cooling jet forms a pair of counter-rotating vortices that entrains hot gas and causes the film-cooling jet to lift off from the surface that it is intended to protect.This paper gives an overview of efforts to enhance the effectiveness of film-cooling.This paper also describes two new design concepts.One design concept seeks to minimize the entrainment of hot gases underneath of film-cooling jets by using flow-aligned blockers.The other design concept shifts the interaction between the approaching hot gas and the cooling jet to occur further above the surface by using an upstream ramp.For both design concepts,computational fluid dynamics results are presented to examine their usefulness in enhancing film-cooling effectiveness.      

Guide for Authors

<正>About Journal Chinese Journal of Aeronautics(CJA)is a comprehensive academic journal dealing with the fields of aeronautics and astronautics.It reports researches concerning the two fields in China and abroad to promote the academic exchange.Founded in 1988 and sponsored by the Chinese Society of Aeronautics and Astronautics and Beihang University,CJA publishes papers bimonthly,with issues released in February,April,June,August,October and December.