湍达700发动机涡轮机匣冷却管更换接近方案改进

介绍了湍达700发动机涡轮机匣冷却管(TCC管)裂纹的损伤情况和修理过程中存在的接近困难,基于冷却管安装位置的实际情况,对现有的接近方案进行了改进并制作了新的工作平台,实现了反推在位更换TCC管,避免了拆装反推造成的停场和人力浪费,提高了维修效率。     

飞机活动半径与飞行等时点

飞机活动半径与飞行等时点是在特殊或者紧急飞行情况下,根据飞机实际油量选定最有利的紧急备降机场,保证飞机在安全距离或者最短时间内在备降机场降落的一种紧急情况处置方法。本文通过理论分析和实例验证,提出在曲折航线飞行中,用实际飞行资料精确计算飞机活动半径和飞行等时点位置的新的计算方法。     

关于B737-NG飞机发动机反推阻流门支撑组件脱落故障的分析

本文根据机场跑道巡查发现B737-NG飞机发动机反推阻流门支撑组件掉落的情况，就机场对该问题的处理办法、B737-NG飞机发动机反推阻流门支撑组件存在的问题及其原因、可能带来的安全隐患和维修处理措施进行了分析研究，希望引起各航空公司的重视，对保证飞行安全起到积极的作用。     

EH101直升机—舰的对接试验

本文简要介绍了ＥＨ１０１综合发展飞行试验的情况，按飞行试验计划的顺序阶段提出和他特殊的课题；低速范围内驾驶品质和性能的陆基评定；最终进场阶段有舰附近工作时驾驶品质的评定用于初步鉴定甲板运动限制和风包线的甲板降落和起飞；甲板降落技术的评定；直升机在甲板上的降落，旋翼折叠，加油，武器装载，滑行，系留等的评定。     

V2500发动机反推格栅典型损伤修理技术研究

基于对V2500发动机反推格栅损伤处理经验,并参考空客手册及相关文献资料,对V2500发动机反推格栅损伤原因、修理方法进行深入研究。为更好地完成修理,自主设计了两个格栅超手册修理方案,为格栅深度损伤修理提供新方法,为缠绕型复杂复合材料结构修理提供新的技术支持,同时为将金属结构机械修理方法引入复合材料结构修理提供了参考依据。     

反推气流对大涵道比涡扇发动机进口流场影响的数值模拟研究

以一架配装有叶栅式反推装置的四发飞机为研究对象,数值模拟了不同着陆滑跑速度下的反推气流全机扰流流场,分析了反推气流在机身附近分布随滑跑速度的变化特点,和对内、外侧发动机进口流场的影响。结果表明:随着着陆滑跑速度的减小,反推气流对机身周围的影响区域逐渐扩大。当滑跑速度小于0.10马赫(约122 km/h)时,内、外侧发动机均会吸入反推气流,在发动机进口形成总温、总压畸变。该型反推装置的临界使用速度约为122 km/h,在反推装置飞行试验设计时应着重在该速度附近验证反推装置与发动机的匹配性;发动机进口流场总温分布能反映出反推气流的重吸入特征,测量方案设计应重点考虑发动机进口温度场的测量。     

碳纤维蜂窝夹层结构的离层修理

碳纤维蜂窝夹层结构多用于飞机的飞行控制舵面如升降舵、方向舵等,也用于外部整流罩如发动机风扇整流罩、反推整流罩等,其损伤多表现为碳纤维织物与蜂窝芯的脱胶离层。由于NDT检测方法难以确定损伤的具体范围,加之较高的修理温度会导致周围热影响区结构的快速脱胶,因此维修风险较高。本文通过分析实际损伤成因以及维修风险点,结合维修中的相关经验,提供了一种通用可行的、快速的预浸料修理方法(177℃固化)。     

发动机冷端部件的修理

<正>本文介绍了航空发动机风扇和压气机部件常见的损伤类型及其新的修理方法。腐蚀、磨损、摩擦以及外物撞击(FOD)是导致发动机风扇叶片损伤的主要原因。前三种损伤通常随着飞行时间增加而逐渐恶化,需要在定检     

视觉与惯性融合的多旋翼飞行机器人室内定位技术

随着人工智能技术的发展，无人机的应用场景趋向多元，人们对无人机的需求也不仅仅满足于简单的飞行任务，而是赋予其飞行机器人的角色，对其自主导航、复杂环境下的定位以及智能协同方面提出了更高的要求。针对室内场景下的定位需求，融合视觉与惯性数据实现了多旋翼飞行机器人的室内定位。在视觉前端加入图像增强算法以提高图像灰度对比度，减少了光流跟踪的误匹配点数。提出了一种基于图像信息的特征点提取和图像帧发布策略提高了定位精度，解决了室内环境下的定位漂移问题。针对飞行机器人室内自主跟踪及降落任务，设计了基于视觉定位的飞行机器人自主降落系统。在Gazebo中搭建飞行机器人模型仿真验证自主降落系统有效性，在EuRoC数据集下对定位算法进行对比评估，搭建飞行机器人平台在真实场景下进行室内定位实验，完成了室内场景下平台自主跟踪及降落任务，并采用运动捕捉系统获取的定位真值数据进行了误差分析，结果表明该定位技术满足室内场景下的自主跟踪及降落任务需求。     

反推装置对翼身融合分布式推进系统气动性能影响数值模拟

为了研究新型反推装置对翼身融合分布式推进系统气动性能的影响,将机身简化为二维模型,利用数值模拟的手段来研究攻角、反推开度,以及风扇打开或关闭对飞行参数的影响,为翼身融合分布式推进系统的反推装置设计提供初步的意见和建议。结果显示:反推闭合和风扇打开之后该机型的升力系数和俯仰力矩系数都会有较大增加;随着反推开度的增加,升力系数和俯仰力矩系数也随之增加;来流攻角对翼身融合分布式推进系统的气动性能也有较大影响。      

ν-gap度量及其在飞行控制律评估中的应用

 传统控制律评估方法主要用于单输入单输出（SISO）系统，且对模型参数摄动考虑不够全面,针对这些不足，研究了ν-gap度量方法。在介绍系统广义稳定裕度相关概念的基础上，给出了ν-gap度量的定义、特点和性质以及近似摄动模型的计算，提出ν-gap度量评估控制律的步骤。实例结果表明，该方法不仅克服了上述传统评估方法的缺陷，而且还有根据所求的各摄动影响情况忽略影响小的元素，以减少计算量及可以找到最坏情况下的参数摄动组合等优点。     

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。     

Integrated Entry Guidance for Reusable Launch Vehicle

A method for the implementation of integrated three-degree-of-freedom constrained entry guidance for reusable launch vehicle is presented. Given any feasible entry conditions, terminal area energy management interface conditions, and the reference trajectory generated onboard then, the method can generate a longitudinal guidance profile rapidly, featuring linear quadratic regular method and a proportional-integral-derivative tracking law with time-varying gains, which satisfies all the entry corridor constraints and meets the requirements with high precision. Afterwards, by utilizing special features of crossrange parameter, establishing bank-reversal corridor, and determining bank-reversals according to dynamically adjusted method, the algorithm enables the lateral entry guidance system to fly a wide range of missions and provides reliable and good performance in the presence of significant aerodynamic modeling uncertainty. Fast trajectory guidance profiles and simulations with a reusable launch vehicle model for various missions and aerodynamic uncertain-ties are presented to demonstrate the capacity and reliability of this method.     

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。     

航空发动机管路测量数据分割方法

 为了提高航空发动机管路测量数据的反求建模效率,提出了一种区域增长分割算法。该方法主要是利用管路表面在曲面索引系数映射、主曲率映射、高斯映射上的特性,并基于均值漂移算法和遗传算法提出了区域分割算法中种子区域的选择策略。然后利用区域增长分割方法实现了对管路测量数据的分割。经过仿真和实测数据验证,所提管路分割算法具有较好的分割质量和效率。     

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。