本刊资讯

<正>国产大飞机C919首台发动机交付近日,CFM国际公司首台CFM LEAP-1C发动机交付中国商飞公司。这台发动机将安装在首架C919飞机上,为飞机的下线和首飞做准备。LEAP发动机项目于2009年正式启动。该发动机采用了行业首创     

工业动态

正达索启动"猎鹰"6X飞机项目2月28日,法国达索航空公司宣布启动"猎鹰"6X大客舱双发远程喷气公务机项目。"猎鹰"6X飞机预计于2021年首飞,2022年开始交付。"猎鹰"6X飞机是"猎鹰"5X飞机的升级替代型。"猎鹰"6X飞机将沿用5X飞机的机体和气动力设计,机身加长0.5米,换装加拿大普惠公司的PW812发动机,机载设备和系统方面也将引入一些新设计。     

从CFM56-3到CFM56-7——波音737的换代动力

在CFMI公司的CFM56-3发动机作为波音737飞机的动力于1984年投入使用后,使波音737飞机成为国际民用飞机市场最畅销的产品。10多年来,包括我国在内,波音737飞机的机队一直得到稳定发展。1993年,波音、CFMI以及一些航空公司开始酝酿下一代波音737飞机,从而启动了装备波音737-600/-700/-800 飞机的CFM56-7发动机计划。经过3年时间的研制,1996年12月,-7型发动机取得合格证。这一进展显示了该公司的雄厚实力和     

GE公司推迟增推型发动机的取证计划

GE公司计划推迟GE90发动机的增推型的研制进度,这种发动机的推力为454千牛,是为波音777-200X/-300X研制的,无限期延迟该发动机的取证直到波音公司找到这种飞机的固定的启动用户为止.     

罗尔斯·罗伊斯将为波音787-10梦想飞机提供动力

全球动力系统公司罗尔斯·罗伊斯准备生产首台遄达1000-TEN发动机,该款发动机将用于波音于近日启动的787-10梦想飞机项目中。罗尔斯·罗伊斯将于2013年晚些时候着手生产首台发动机,并定于2016年投入使用。新加坡航空已于本月初宣布将选择该     

HK-86发动机电子控制系统故障分析与排除

装于ＨＫ－８６发动机上的电子控制系统（ ）其故障占整台发动机的３７．５％。本文对该系统的典型故障进行了分析，并介绍了排除故障的方法以及预防故障产生的措施。伊尔－８６飞机上装用的ＨＫ－８６发动 机电子控制系统（ ），具有自动调节和限制发动机在各种状态（启动、额定、起飞和反推）的工作参数（转速、排气温度、耗量、燃压）的功能，所以该系统工作的正常与否直接影响发动机的使用品质和使用寿命，对保证飞机安全有其重要意义。 新疆航空公司从１９９３年先后引进俄罗斯生产的３架伊尔－８６飞机至今，相继出现发动机自动电子控…     

新型电液伺服飞机发动机模拟系统及其智能控制

给出了一类大功率飞机发动机地面模拟装置的电液伺服系统方案,研究了该系统用于模拟飞机发动机承受阶跃负载作用时的智能控制,并实现了对飞机发动机模拟的高性能控制要求。     

A320NEO，带来窄体市场新变局

随着加拿大庞巴迪公司,俄罗斯联合飞机公司、中国商飞先后进军窄体飞机市场,民机制造业波音和空客多年来的双雄垄断局面已经被打破。然而,直到2010年12月1日,空中客车公司宣布正式启动A320NEO（新型发动机选装方案）项目,业界关注的焦点才真正从宽体飞机转移到窄体飞机上来。该项目将给窄体飞机市场和空客的竞争对手都带来巨大的影响。     

上海普惠:业务持续增长

作为普惠全球服务伙伴,上海普惠飞机发动机维修有限公司(又称"普惠上海发动机中心")自2009年开业以来业务持续增长。2009年,该中心交付了41台大修发动机。随后两年,该中心每年业务量增长均超过60%。一直以来,普惠上海发动机中心都在采用普惠"获取竞争优势"的运营管理系统进行持续改进,在客户满意度、     

发动机高原地面启动实验初步研究

为了解决某种飞机在海拔3500m高原机场的地面启动问题。突破其规定的>2500m不能启动的限制。研制了专门的发动机启动试车台架,在海拔高度分别为400m,2800m,3650m的三个机场进行涡轮启动机单独启动带转和与发动机共同工作启动试验。分别得到了启动机单独工作和与发动机共同工作的地面启动高度特性。实验表明:高度自400m增加到3650m,启动机功率下降的同时,压气机转速下降10 67%,带转的发动机高压压气机转速下降7 64%,但不出现排气超温。共同工作时,发动机点火成功时间延迟10s,启动过程延长28s,排气温度升高160℃。经过对启动机和发动机的初步调整试验研究,使发动机启动时间缩短6s,并改善了启动参数的变化规律。使得发动机在保证参数不超标的前提下启动成功。     

有翼高超声速再入飞行器气动设计难点问题

有翼高超声速再入飞行器是近年来的研究热点,气动设计是飞行器设计的关键。为了更清楚地认识有翼高超声速再入飞行器气动设计的难点问题,对有翼高超声速再入飞行器的发展、优势及总体任务剖面进行了介绍,从5个方面详细介绍了该类飞行器气动设计的难点问题,包括多约束复杂面对称气动布局设计、高温真实气体效应对气动特性影响、天地差异与天地换算方法、反作用控制系统(RCS)喷流干扰对气动特性的影响以及气动数据不确定度等,简要阐明了这些难点问题对总体设计的重要性以及初步的解决思路,为有翼高超声速再入飞行器气动设计提供了一些参考。     

Simulation and Analysis of Crashworthiness of Fuel Tank for Helicopters

Crashworthiness requirement of fuel tanks is one of the important requirements in helicopter designs. The relations among the protection frame, textile layer and rubber layer of the fuel tank are introduced. Two appropriate FE models are established, one is for an uncovered helicopter fuel tank without protection frame, and the other is for fuel tank with protection frame. The dynamic responses of the two types of fuel tanks impinging on the ground with velocities of 17.3 m/s are numerically simulated for the purpose of analyzing energy-absorbing capabilities of the textile layer and protection frame. The feasibility of the current crashworthiness design of the fuel tank is examined though comparing the dynamic response behaviors of the two fuel tanks.     

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。     

突破技术趋同，波音再现竞争优势

 波音公司面临着来自空客公司的巨大挑战,企业战略性创新才是公司成功的关键。为此波音公司的全部战略性研究集中在扩大产品的差异性上,体现在3个方面：电子化（e-Enabled）运营环境、整体复合材料机身部件的制造技术和支持波音787客机的全球协同环境（GCE）。     

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.      

基于弯曲激波压缩系统的高超声速进气道反设计研究进展

总结了近十年来弯曲激波压缩研究的主要成果。提出了弯曲激波压缩系统的新概念,即利用特殊设计的楔形弯曲压缩面或空间弯曲压缩面,产生一系列与前缘弱激波相互交汇或叠加的压缩波系,从而使前缘激波弯曲,形成特殊的弯曲激波,它与波后的等熵压缩波来共同完成对气流的压缩。在此基础上,实现了由给定出口气动参数的超声速内流道反设计,实现了由给定压缩面压力分布和给定压缩面马赫数分布要求的型面反设计,实现了由给定激波波面的压缩型面反设计。研究证明,弯曲压缩面-弯曲激波压缩系统具有良好的综合气动性能,为高性能高超声速进气系统的气动设计提供了一种全新的设计方法。     

临近空间飞行器测控与信息传输系统频段选择

 临近空间飞行器是高性能信息化武器平台,测控（TT&;C）与信息传输系统是其信息保障的核心,而选择合理、可行的频段是展开系统设计的前提和基础。频段选择影响到整个技术方案的制定,是一个需综合考虑、影响深远并具有战略意义的关键问题,从国际电联（ITU）国际标准、高速数传、接收信噪比（SNR）、“三抗”、超视距中继、黑障、雨衰以及设备研制成熟度8个方面全面、细致论证了近空间平台测控系统的频段选择问题,最终得出在视距链路中以Ka频段为宜,在超视距链路中以Ku/Ka双频段为宜的结论。     

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。     

Experimental Study on Effects of Fuel Injection on Scramjet Combustor Performance

In order to investigate the effects of fuel injection distribution on the scramjet combustor performance, there are conducted three sets of test on a hydrocarbon fueled direct-connect scramjet test facility. The results of Test A, whose fuel injection is carried out with injectors located on the top-wall and the bottom-wall, show that the fuel injection with an appropriate close-front and centralized distribution would be of much help to optimize combustor performances. The results of Test B, whose fuel injection is performed at the optimal injection locations found in Test A, with a given equivalence ratio and different injection proportions for each injector, show that this injection mode is of little benefit to improve combustor performances. The results of Test C with a circumferential fuel injection distribution displaies the possibility of ameliorating combustor performance. By analyzing the effects of injection location parameters on combustor performances on the base of the data of Test C, it is clear that the injector location has strong coupled influences on combus- tor performances. In addition, an inner-force synthesis specific impulse is used to reduce the errors caused by the disturbance of fuel supply and working state of air heater while assessing combustor performances.     

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。