关于锂电池作为民航飞机主要动力来源的争议

<正>可充电锂电池原本是波音787型客机的一大优势,但2013年1月连续发生的波音787飞机在飞行过程中的锂电池起火事件,导致所有涉及波音787的活动搁置了两年多,甚至使锂电池能否作为民航飞机的主要动力来源这一问题也变得模糊起来。目前,关于锂离子电池安全运输的争论仍未停止。     

波音787起火事故引发的复合材料修理思考

<正>尽管波音公司为波音787复合材料的修理提出了很多方法,但希思罗机场波音787的起火事故无疑是对其复合材料修理能力的一次测试。时光如梭,转眼间已到了2014年7月。回忆起一年前英国当地时间7月12日下午,一架埃塞俄比亚航空公司的波音787梦想飞机在伦敦希思罗机场起火的事故,还是不禁让人担心起复合材料飞机。尽管当时这一事件引起了波音公司及波音787运营商的高度关注,甚至担心是波音787电池过热事件的再现。但随后英国研究机构经调查发现,此次     

锂电池在航空领域的应用再现曙光

正能量密度更大、循环寿命更长、安全性更高的大功率高性能锂电池一直是高性能电池技术发展的目标。尽管4年前波音787的锂电池风波为锂电池在航空领域的应用留下了阴影,但随着近年来锂电池技术的日益成熟,以及各类飞机制造商对于飞机性能的卓越追求,锂电池技术又逐渐开始重新投入商业运营,似乎     

航空运输

NTSB宣称787锂离子电池失火源于设计缺陷 经过近两年的调查，12月1日，美国国家运输安全委员会（NTSB）就2013年1月上句在波士顿发生的日本航空公司波音787锂离子电池失火问题发布最终报告。根据报告描述，位于日本京都的GS汤浅公司生产的锂离子电池存在设计缺陷，波音公司为确保安全性实施的检验也不充分。     

消息

波音可能优先发展777改进型随着飞机交付数量的增加和市场对波音787飞机热情的不断高涨,波音公司今年1季度收入大幅增长。波音CEO 称,波音面临的战略问题是,在波音787和波音747-8之后将制造哪种飞机。他明确表示,波音可能会发展一种波音777的升级型以应对来自空客 A350的挑战,但这要取决于 A350XWB 系列飞机的发展情况,即 A350XWB 系列中的最大型飞机的性能数据是否会与波音777-300ER 构成     

飞机的电子刹车系统

日本全日空航空公司是波音787的启动用户,它也是第一家在商用飞机上把电子刹车系统作为标准配置的航空公司.全日空航空公司选择古德里奇公司(Goodrich)作为其波音787飞机的刹车供应商.     

浅谈波音787飞机锂电池电瓶检测间隔

简要介绍波音787飞机锂电池电瓶的基本情况、维修方案,并对锂电池电瓶的检测值与手册阈值进行对比分析,最后针对电瓶的定期维护控制提出建议,以降低维护成本。     

波音787维修大纲获FAA批准

波音公司12月22日宣布,美国联邦航空局(FAA)已批准了波音787"梦想飞机"的维修大纲。此维修大纲规定了波音787飞机的维修任务和维修间隔,供运营商制定波音787维修计划时采用。     

航空工业

一航成飞首件787方向舵下线 6月28日,波音和中国一航下的成都飞机工业集团有限公司共同庆祝首件成飞制造的波音787梦想飞机复合材料方向舵下线,将安装在第一架于2008年交付的波音787飞机上.波音于2004年选择成飞作为波音787的供应商.     

遄达1000应答"梦想"飞机的考试

在2003年,波音公司就波音787的动力装置给世界3大发动机制造公司出了4道题目:在技术方面,要求发动机能提供更多的电力,以一种尺寸适用于3种不同类型的波音787飞机,采用最新的技术和实现最佳的可靠性;在经济性方面,能在波音787飞机寿命期内,在500～8000海里的航段上提供最佳的经济性;在环境方面,在波音787寿命期内满足所有的环保要求;在服务方面,能够达到并支持波音公司提出的综合服务解决方案.     

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。     

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。     

跨流域高超声速绕流Boltzmann模型方程并行算法

通过对Boltzmann方程碰撞积分进行模型化处理,提出了统一描述各流域复杂高超声速流动输运现象的气体分子速度分布函数控制方程,使用离散速度坐标法对分布函数方程所依赖的速度空间离散降维,构造出直接求解分子速度分布函数的气体动理论耦合迭代数值格式,研制了复杂飞行器高超声速绕流气动热力学计算模型。基于对气体动理论数值计算方法内在并行性、变量依赖关系、数据通信与并行可扩展性的分析研究,使用区域分解并行化方法提出了新型的气体动理论数值算法并行方案;研究了数据的并行分布与并行执行特征,开展了大规模的并行化程序设计,构造了可稳定运行于成千上万CPU的高性能并行算法,用以模拟各流域复杂飞行器的高超声速绕流问题。以稀薄流到连续流环境下不同Knudsen数、不同马赫数的可重复使用类球锥卫星体及翼身组合复杂飞行器等气动力、热绕流问题为研究对象展开大规模并行计算,并进行算法验证,所得计算结果与理论分析、直接模拟蒙特卡罗方法(DSMC)的模拟值及有关实验数据吻合较好,揭示了飞行器跨流域高超声速下的复杂流动机理与变化规律,提供了一条能够可靠模拟高超声速飞行器跨流域气动力及热问题的统一的算法应用研究途径。     

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.      

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<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.