飞艇环境控制系统浅析

借鉴了飞机和卫星环境控制系统的设计思想,结合对流层飞艇与平流层飞艇的工作环境、任务要求以及飞艇平台自身特点,提出了飞艇的环控系统的设计构想。     

小型对流层飞艇动力系统选型及性能匹配分析

针对气象条件复杂的对流层对飞艇动力系统的较高要求,基于统计分析得到对流层飞艇平台动力系统功率配置准则,完成某小型飞艇动力系统的初步选型;通过工程算法对航空活塞发动机和螺旋桨的性能进行分析、预测,计算螺旋桨与飞艇平台的驱动力平衡、螺旋桨与发动机的驱动力矩平衡,经过耦合力平衡与耦合力矩平衡完成动力系统与飞艇平台性能匹配的分析、评估。此工程方法为动力系统与飞艇平台的功率匹配分析乃至飞艇平台的飞行性能预测提供了有效方案。     

飞艇续航时间论证方法研究

由于飞艇续航时间受飞行速度、重力浮力配平方式、载油量变化、风场条件等多种因素的影响,飞机续航时间计算方法并不适用于飞艇,因此提出了一种新的基于试验设计和统计分析方法的飞艇续航时间论证方法。分析了工作高度的风场速度分布规律,分别给出完全靠发动机推力矢量平衡和完全靠动升力平衡两种不同情况下飞艇续航时间计算方法,以某大型对流层飞艇为研究对象,计算了初始方案在不同平均巡航速度、配平重量和配平方式下的平均燃油消耗率和最大续航时间,对经过减阻、减重、减少耗油率等技术改进后优化方案能达到的续航时间和概率进行了分析和论证。研究表明,某飞艇初始方案在使用区域风场条件下基本能满足留空时间72h的指标要求,经技术改进后,指标仍有较大的提升的空间。方法考虑了飞艇续航时间的多种影响因素、取值变化和交互影响,比较适宜在飞艇这类涉及重浮力配平和任务耗油率变化的浮空器上使用。     

国外飞艇最新发展概述

与其他航空器相比，飞艇具有留空时间长、载重量大、污染小、使用维护成本低、起降场地要求低等优势，是目前航空发达国家研究的热点之一。本文重点介绍了美国、英国、法国及俄罗斯对新型对流层飞艇的研制情况。     

一种对流层软式飞艇设计体积估算方法的商榷

出于对对流层软式飞艇动态受力平衡的考虑,分别从一般情况、特定任务和限制飞艇地面净重(轻)情况三个角度分析,尝试建立了飞艇设计体积与携带燃油量的数学关系模型,并利用仿真曲线相交的方法,对飞艇设计体积进行区间估算,以此作为设计目标值的依据.     

中航工业特种飞行器研究所

中航工业特种飞行器研究所,又称中航工业六O五研究所,是我国唯一从事水面飞行器(水上飞机、地效飞机、水陆两栖飞机)和浮空飞行器(遥控飞艇、载人飞艇、系留气球、对流层飞艇平台、平流层飞艇平台)等特种飞行器研究开发的主机研究所。1961年在南京组建,1971年搬迁至湖北荆门,现隶属于中国航空工业集团公司。建所以来,特种飞行器研究所完成了多项航空型号的研制任务,创造了国内航空型号研制的多个第一,填补了我国航空高科技和基础研究领域的多     

军用飞艇的发展及关键技术

该文介绍了飞艇的组成及特点,分析了国外飞艇的发展现状和未来趋势,提出了飞艇发展的关键技术.     

大型重载飞艇梁索结构设计与应用研究现状

大型重载飞艇在运输、救援、军事等领域具有大型运输类飞机所不具备的性能优势和用途。本文归纳总结国内外有关大型重载飞艇硬式结构的设计和研究现状,从梁索结构特点、结构形式和选材、结构设计和分析方法、结构模型设计分析以及模型试验等方面进行分类综述,并对我国开展大型重载飞艇硬式结构预先研究和型号开发提出具体实施建议。     

日本高空无人驾驶飞艇技术的突破

日本航宇开发局正在研制能在同温层高度飞行的遥控高空飞艇,并已取得突破性发展成果,在全球率先实现了首次大型无人飞艇的远距离操纵。这种飞艇将用于通讯中继、气象观测和广播通信。     

飞艇连续突风载荷计算方法

基于统计学原理,采用功率谱密度法推导了飞艇遭遇大气紊流时的纵向突风响应计算公式,给出了飞艇连续突风载荷分析准则,介绍了飞艇连续突风载荷分析方法。采用所推导的计算公式对某对流层飞艇进行了纵向突风响应分析,获得了响应量(迎角、俯仰角、俯仰角速度、气动力和气动力矩)的频响函数、突风响应因子和特征频率。根据所得的计算结果,采用飞艇突风载荷分析准则,进行了垂向突风载荷计算,并将突风弯矩的计算结果与经验公式所得的计算结果进行对比分析,结果表明,二者的符合性较好。本方法可作为飞艇突风载荷计算的参考依据,也可用于飞艇突风载荷谱的计算。     

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。     

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。     

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.     

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。     

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）。     

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。     

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.      

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。     

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。     

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。