从性能监控角度浅谈航空公司如何降本增效

一、基本概念 1．飞机性能衰减 飞机性能衰减是指飞机因飞行时间的增长或其它事故的损言，其性能指标（如燃油流量、阻力、所需推力和燃油里程）较飞机制造商提供的标准性能指标的下降，从而导致燃油消耗增加，效率降低。     

推力矢量在战斗机上的应用

采用推力矢量技术，可以减小飞机的起飞着陆距离，提高其机动性，使之具有过失速机动能力。而且，利用推力矢量技术还可以解决气动力面在低速、大迎角时效率下降所带来的问题，可以减小甚至取消飞机的水平尾翼和垂见尾翼，这对于减轻飞机的重量，降低飞机的阻力，提高飞机的隐身性能也有好处。推力矢量技术最早出现在40年代，经过几十年的发展，已经变得比较成熟。F—22、苏-37、EF2000都采用这项技术，它将使未来战斗机的性能发生质的飞跃。对飞机受力的影响推力矢量对飞机受力的影响分为直接和间接影响。前者为当发动机的推力矢量偏转某…     

推力矢量控制中的非线性鲁棒解耦控制方法

介绍了推力矢量控制的由来和意义，着重叙述了推力矢量控制，特别是推力矢量飞机在大迎角，过失速状态下目前主要的非线性鲁棒解耦控制律的设计方法，如非线性逆动态方法、ＮＬＱＲ（非线性二次最优调节器），自适应方法，变结构方法以及最近出现的基于人工神经元网络的方法，指出了这些方法在推力矢量控制飞机应用中各自的特色以及目前存在的问题。并指出了今后主要的工作方向。     

推力矢量飞机平衡区的计算

通过对推力矢量控制下飞机动力学特性的分析，定义了飞机机动的平衡区并进行计算，确定了推力矢量在低速机动中对飞机平衡特性的决定性影响，并与常规飞机的平衡特性进行了比较分析。将以往用来分析飞机尾旋运动的分歧与突变理论（ＢＡＴＣＭ）推广到推力矢量飞机过失速平衡特性的计算中，确定了在不同的飞行状态及推力矢量系统配置下飞机过失速机动的平衡区。其结果有助于理解推力矢量系统的效用及其设计参数对飞机过失速机动能力的     

跨音速条件下非指令性横侧运动的历史回顾

文章论述了特定的军用飞机项目中跨音速条件下出现的非指令性横侧运动的研究结果。为NASA／海军／空军共同参与的急剧机翼失速项目研制计划提供了有用的定性资料和定量资料。由于在F／A-18E／F飞机计划研制过程中，其预生产型飞机在跨音速条件下出现了意外的、剧烈的机翼下倾运动，所以开展了急剧机翼失速程序的研究。这些非指令性横侧运动降低了飞机主要任务技术要求。虽然后来F／A-18E／F批生产型的上述问题得到了解决，但是，一个专门的高级考察小组强调，对上述现象还缺乏清醒的认识，并建议：“启动国家研究计划，以彻底、系统地研究机翼下倾现象。”由NASA／海军／空军广泛合作的急剧机翼失速项目的目的是提供所需要的技术要求。研究工作是对过去飞机研制计划中高亚音速和跨音速条件下出现的机翼下倾的历史回顾。需要特别留意的资料包括：出现非指令性运动和运动特性的特种飞机构型；飞机的几何特征；出现问题时的飞行状态；有关数据，包括风洞试验数据、计算数据和飞行试验数据；用于分析的品质因数；以及用于避免出现上述问题的方法。总结了过去经验教训，并提出了以后的研制计划。     

民用飞机尾吊发动机安装效应对推力影响研究

为准确分析并确定飞机气动力从而获取飞机气动特性,根据民用飞机研制和性能飞行试验的研究需求,采用数值模拟方法对飞机和发动机带动力三维流场进行了计算,分析了安装和非安装状态下发动机附近流场和其推力参数的变化,初步获得了发动机安装效应对尾吊式民机推力预测的影响。结果表明:本文采用的基于流管假设的推阻力划分方法和数值模拟分析方法,可以获得发动机安装前后的总推力、净推力、安装推力和各推力分量,其结果与发动机性能模型预测基本一致;在带动力条件下,对飞机可用推力的预测需仔细分析安装效应对发动机安装推力的影响,和非安装状态不同,安装状态下喷管气流易受机体/机翼/吊挂流场干扰,其上产生较为明显的压缩-膨胀-再压缩过程;对发动机安装和非安装状态内外涵喷管流动分析表明,出口气流的压力损失和摩阻差异可能是导致推力分量产生变化的主要原因。     

关于预测急剧机翼失速的CFD的建议

文章叙述了由NASA／Navy／Air Force共同参与的急剧机翼失速项目计算流体力学（CFD）成就，论述了计算结果，提出了用于确定未来飞机研制早期设计阶段非指令性横向运动特性的方法和建议，提出了用于预测和定量表示急速、剧烈机翼失速趋势的程序和品质因数，以及计划方案的缺陷。还包括用于确定跨音速流区域非指令性横向运动临界参数以及影响预生产型F／A-18E／F飞机有害横向运动的主要几何参数。另外，分析了F／A-18E在急剧机翼失速区域稳态CFD和平均时间精确计算法的区别，并与用来测定非稳态方法的应用与准确性的非稳态试验数据进行了比较。最后，对提出的可能作为急剧分离趋势因数的计算品质因数做了精确地评估，并提出了确定这种趋势的筛选程序。     

失速及推力矢量对飞机瞬时转弯性能的影响

以Ｆ－１５战斗机为例，研究了失速及推力矢量对飞机瞬时转弯性能的影响。主要研究了迎角、推力、推力矢量角及气动力等的变化对飞机瞬时转弯性能的影响。通过与无推力矢量及非失速情况的比较，推出了推力矢量和失速机动的优缺点。     

战斗机敏捷性评估方案及其对未来敏捷性战斗机设计的影响

本文的目的是介绍新型战斗机敏捷性评估方案并讨论评估方案对战斗机设计产生的影响，未来空战中要获胜就要求将飞机的机头，武器首先指出敌机，首先指向敌机就意味着具备了先敌发射的机会，全向攻击导弹（如AIM－9L）出现后，就对战斗机提出了指向－发射能力要求，指向敌机后全向攻击导弹可以从任意方向发射，其中包括飞机迎面遭遇情况，飞机速度较低时，未来战斗机可以利用它在较大过失速迎角（可达90°）下飞行的能力来提高其机头指向能力，未来过失速技术（PST）战斗机的操纵需要推力矢量动力装置和相应的操纵技术，它们使飞机具有了过失速机动能力，文章分析了战斗机的敏感性，并在大于和小于失速迎角这两个范围内评估了它对设计的影响，介绍了一些战斗机敏感性评估方案，在小于失速迎角范围内，用于表征俯仰敏捷性的参数有指向裕度（PM），相对能态（V／Vc)和作战循环时间（CCT），用于表征滚转敏捷性的参数有后向间隔距离（RSD），在大于失速迎角范围内，确定出的关键性能参数为迎角变化率能力，以较大的迎角变化率进入的过失速机动在发射位置具有更长的时间－这是一个性能优势，形成俯仰和偏航矢量控制功率需求设计曲线的假设前提是仅使用推力矢量就有可能实现过失速迎角下飞机的操纵，讨论了应用敏捷性（一般情况下和过失速情况下）方案对未来战斗机设计的影响。     

简讯

印度研制中型多用途直升机 近日，印度斯坦航空公司（HAL）的旋翼研究和设计中心有关负责人称．HAL正在与欧直公司、西科斯基飞机公司等合作，研制一种中型多用途直升机，来替代印度军方的米-17。该项目尚未获得军方和国防部的批准．但已经开始了初始研究。     

低功率霍尔推力器束流发散和推力矢量偏心特性研究

为了准确掌握不同工况下混合励磁模式低功率霍尔推力器束流发散和推力矢量偏心特性，凭借自主设计和改进的一套快速评估霍尔推力器束流发散角和推力矢量偏角原位集成诊断装置，系统研究了推力器在不同阳极质量流率、磁场、电场下束流分布和推力矢量偏心特性的变化规律。结果表明，束流发散角随阳极质量流率（0.65mg/s~0.95mg/s）和磁场强度（112Gs~142Gs）的变化呈现负相关的特性。当阳极质量流率0.95mg/s，束流发散角降到29.1°（＜30°）。推力矢量偏角随阳极质量流率和磁场强度的变化分别存在极大值（1.19°）和极小值（0.91°）。束流发散角、推力矢量偏角在250V~330V放电电压范围内基本保持不变。     

西藏航空喜迎国内首架最大起飞重量242T的空客A330-200型飞机

7月1日，高原圣地拉萨贡嘎机场的天空格外晴朗，原本连绵的阴雨天气似乎因为一件大喜事而放晴了。这件大事就是西藏航空有限公司正式接收其首架空客A330飞机（注册号为B-8420）。这架A330不仅是西藏航空引进的首架宽体飞机，而且是中国国内首架最大起飞重量（MTOW）提高到242吨的A330-200飞机。为此，西藏航空举行了盛大的接机仪式，庆祝这架飞机的加入，庆祝其机队规模达到17架。     

基于LADRC的舰载V/STOL飞机短距起飞性能优化

针对垂直/短距起降（V/STOL）飞机在有限的甲板上实施滑跑起飞以及离舰后快速、稳定爬升的实际需要，对其整个过程进行操控优化以提升短距起飞性能。建立了反映多推力矢量操纵特性的非线性动力学模型，其中包含了地面效应模型和V/STOL飞机特有的喷气诱导效应模型。分别以舰面滑跑距离最短和离舰后增速时间最短为优化指标，给出了舰面滑跑和离舰初期的预置多推力偏转方案。在此基础上，提出了一种线性自抗扰反演（LADRC-Backstepping）控制方法，以实现对爬升角不确定非仿射系统的有效控制，其中设计了一种辅助补偿系统来拟制控制量的饱和，同时保证了爬升角跟踪误差的有界性；直接利用一种高阶LADRC方法设计了俯仰角控制器，确保了V/STOL飞机最终以稳定的姿态爬升。仿真结果表明，所提出的"二次预置多推力偏转角+爬升角控制+俯仰角控制"的分段优化操控策略，能够较好地提升V/STOL飞机的短距起飞性能，对内部不确定性和外界干扰具有较强的鲁棒性，可满足实际飞行任务的需要。     

F／A-18E和F-16C急剧机翼失速特性的计算研究

运用静态计算流体力学（CFD）模拟，了解急剧机翼失速（AWS）现象的物理过程，确定静态品质因数（figures of merit），利用NASA兰利研究中心研制的TetrUSS模拟装置得到的纳维-斯托克斯算法是以四面非结构网格为基础的。通过在两种飞机上比较CFD模拟结果了解急剧机翼失速现象的物理过程。预生产型F／A-18E飞机构型在某些几何形状和气流状态下会出现急剧机翼失速，而F-16C飞机构型不存在这种现象。通过比较不同气流状态下两种飞机构型之间的详细流场，运用计算结果认识引起急剧机翼失速的原因。以这些方法为基础，开发了许多用来预测急剧机翼失速的静态品质因数。潜在品质因数包括升力的突然下降、翼根弯矩对迎角α的变化以及翼型升力随α的变化率。     

跨声速自由滚转试验技术研究

采用中等展弦比、薄翼型、边条、锯齿、折叠翼等设计的先进作战飞机在跨声速易出现机翼突然失速现象，从而引起非指令性横滚运动。为研究该问题，在 FL-3风洞中研制了一套跨声速自由滚转试验装置，设计某验证性模型，选取马赫数范围0.8~0.95的典型飞行状态进行了静态测力和自由滚转验证性试验。试验结果预测了某模型不同构型的机翼突然失速敏感范围，并评估了非指令性横滚运动的严重程度，从而验证了试验机构的可靠性，建立了评估方法，实现了跨声速自由滚转试验技术。     

用于高超声速推进的MHD-Arc-Ramjet联合循环

 为了提高冲压发动机在更高速度区内的性能，扩展发动机的运行速度范围，需要在并行于发动机的燃烧室处附加一套能量旁路系统。从能量旁路系统技术实现的角度，分析AJAX(俄罗斯学者提出的一种带有能量旁路的冲压发动机)中能量注入方式的缺点，改用电弧式能量注入方式，形成一种新型的高超声速推进系统——磁流体-电弧-冲压发动机（MHD-Arc-Ramjet）联合循环。热力分析表明：MHD-Arc-Ramjet联合循环的单位推力与AJAX是相当的；由于前者可以在更高的温度下进行能量注入，其在单位推力方面是具有优势的。最后对MHD-Arc-Ramjet联合循环的研究工作做了展望。     

GE飞机发动机集团为全球提供动力

从宽体飞机到小型的公务喷气飞机，GE飞机发动机集团生产的系列产品几乎被现在生产的各种民用飞机所采用，成为世界上从事宽体、标准型和小型飞机用发动机生产的最大、最成功的厂商之一。一、GE90为了建立一种满足90年代及以后年代需要的新的发动机系列，GE飞机发动机集团与法国斯奈克玛公司、意大利的菲亚特航空公司（Fiatavio）和日本的石川岛播磨重工业公司（IHI）一起合作研制了双发波音777宽体飞机使用的GE90发动机（推力70000至100000磅）。此联合研制小组综合了来自美国航空航天局（NASA）计划、先进的军事计划以及CF6和CFM…     

图片新闻

2010年6月28日，ARJ21-700飞机全机稳定俯仰（2．5G）情况极限载荷静力试验在西安阎良圆满完成。图为ARJ21-700飞机进行全机稳定俯仰（2．5G）情况极限载荷静力试验     

急剧机翼失速项目的成就

急剧机翼失速（AWS）项目解决了飞机跨音速阶段的非指令性横向运动问题，比如机翼下沉和机翼摇摆。这一项目的起源是，在19世纪90年代后期，F／A-18E预生产型飞机在机动包线的中心位置出现了机翼下沉。通过前缘襟翼运动程序的修改和在机翼折叠处增加带孔整流板，解决了F／A-18E／F飞机的问题。尽管如此，启动了AWS项目，作为对F／A-18E／F研制时技术准备不充分的亡羊补牢之举。AWS项目的目的是，找出F／A-18E／F飞机存在问题的根源、获得对引起机翼下沉的气流机理的深刻认识、找到相应的方法和分析工具，使得将来的项目在试飞之前就可以发现此类问题。文章回顾了AWS项目的目标、技术水平现状、获得的成就以及研究结果的影响等。总结了经验和教训，以利于以后的项目，在试飞之前就可以预测到飞机的横向运动。     

基于ANP数据库的飞机起飞剖面航迹的计算研究

从ANP数据库中获取各机型的飞行程序和性能参数．结合理论飞行程序，研究了如何计算飞机起飞航迹以及航迹上各点的推力、速度，姿态等的算法，并以波音747-200为例计算和绘制飞机起飞的剖面航迹，为绘制飞机或机场周围噪声等值线图以及进行飞机噪声适航审定提供了研究的前提和基础。