推进我国实施缩小垂直飞行间隔

随着科技的发展,高精度高度表等一系列航空电子设备在民用飞机上得到了广泛的应用,缩小飞行高度层垂直间隔(RVSM)所涉及的技术已经成为成熟技术并得到了全面的应用,成为世界各国提高飞行流量和航空技术发展的必然要求。RVSM是指在飞行高度层2万9千英尺(8850米)至4万1千英尺(12500米)之间的空间范围内,飞机之间的最小垂直飞行间隔标准由过去的2000英尺缩小为1000英尺,该空间范围内飞行高度层的数量从原有的7个增加到13个,新增6个飞行高度层,可用飞行高度层数量增加了86%,显著增加了空域容量。国际民航组织从上世纪70年代开始研究RVSM标…     

飞机排气活门流量特性的数值模拟

为了精确调节飞机座舱压力,应用CFD软件对排气活门的二维流场进行了计算,得到了特定高度和开度下舱内压力分布以及活门最大流量所对应的飞行高度。计算还给出了不同飞行高度、不同开度下的活门流量,从而绘制出了排气活门的流量特性曲线,获得了排气活门的基本流量特性规律。     

散热器冷边流量模拟方法

<正> 飞机空调系统一般有一到二级散热器,其冷边一般引用外界空气来冷却,系统有进气口、进出口风道及散热器等组成。进气口的平均冲压总压P_1~*和飞行高度、速度与机身相对位置和尺寸大小有关。当冷边系统阻力特性一定时,随着P_1~*和P_H(大气压力)的不同差值便有不同的冷风道流量,在系统试验时可直接模拟P_1~*和P_H,从而可测得相应的流量。但对于大风量的冷风道,因受抽空能力限制,有时难于按此进行。需要解决:(1)在     

涡桨飞机电子设备可靠性摸底试验方法研究

电子设备故障已成为影响飞机安全的重要因素。在装机前对电子设备开展各类可靠性试验,用于发现电子设备设计中存在的问题,为设计改进提供依据。可靠性摸底试验采用模拟飞行环境的综合应力条件,在较长的试验时间内,能够充分曝露并消除产品的早期故障。在飞机研制阶段,为确保飞机首飞和试飞安全,通过选取影响飞行安全的关键、重要电子设备开展可靠性摸底试验,确认无问题后再装机使用。结合某涡桨飞机的研制,给出涡桨飞机电子设备可靠性摸底试验的方案、试验剖面和试验应力条件的确定方法。依据本方法制定的可靠性摸底试验剖面可应用于涡桨飞机电子设备研制试验。     

高空模拟试车台简介（二）

为了满足发动机宽广飞行参数范围的模拟需要,高空台配置了一套由气源系统、空气处理系统、混合器、进排气调压系统、高空试验舱、排气系统和测试控制系统等构成的庞大试验设备。气源系统气源系统用米给试验发动机提供一定压力利流量的爪缩空气,并从试验舱抽走发动机排出的燃气,在试验舱内建立一定飞行高度的环境条件。     

某型航空发动机空中起动供油规律的研究

研究某型航空发动机空中起动困难问题,现有自动起动器没有考虑飞行高度对供油规律的影响,发动机在空中起动时存在富油状态.分析了影响起动供油规律的因素,在现有自动起动器结构基础上,设计了高空修正模块来补偿飞行高度对供油规律的影响.建立了自动起动器的数学模型,对改进的自动起动器进行了仿真分析和试验.仿真结果和试验验证了改进方案的可行性,与地面起动相比,空中起动的供油量随着飞行高度的增加而降低.采用改进的空中起动供油规律可补偿飞行高度对供油特性的影响,解决发动机空中起动时的富油状态问题.      

电子设备冷却系统的分析和比较

本文分别对几种电子设备冷却系统—逆升压式冷却系统、升压式冷却系统及升压式再生冷却系统进行了性能计算和比较。逆升压式冷却系统具有流量小,性能系数大,质量轻,附件少,安装方便等优点,并且可直接用冲压空气做气源,非常适合飞机电子设备舱及吊舱的使用。     

航空发动机内啮合摆线齿轮泵高空特性数值研究

高空性是评价航空发动机齿轮泵性能的关键参数之一,为了获得摆线泵的高度特性曲线,并分析其影响因素,采用三维非定常数值模拟的方法,应用动网格技术对单级内啮合摆线齿轮泵的高空特性进行定量分析。结果表明:随着飞行高度增加,摆线泵内的空化现象加剧,供油流量减少;当飞行高度在8km以上时,容积效率随高度上升而急剧下降,且在相同的出口条件下,低转速摆线泵的容积效率明显高于高转速工况;当飞行高度在8km时,增大摆线泵出口压力,出口流量脉动幅度由时均流量的16%增至20%,且出口流量的脉动频率随摆线泵的转速加快而变大。所以,摆线泵在高空工作时,降低转速即可以满足供油需求,同时减少系统负担。     

航空发动机的高空模拟试验和我国SB101高空台

现代军民用飞机的性能很大程度上取决于发动机的质量。而高性能发动机的研制又离不开试验设备。40年代和50年代，利用试验结果，就可以相当准确地推算全台发动机的飞行特性。这对亚音速和飞行高度不高的涡喷发动机来说，实践证明是有效的。随着飞机飞行高度、速度不断提高，发动机在整个飞行包线范围内的进气温度、压力和空气流量等参数有很大变化，其高空性能与地面性能大不相同。因此发动机在整个飞行范围内的性能，再不能只用一般的地面试车台试验，然后通过相似换算的方法来取得。特别是在11千米以上，从地面换算的性能误差很大，高度越…     

谈机载电子设备振动环境试验的“剪裁”

本文在分析GJBl50.16阐述的运输振动和使用振动标准内容的基础上,通过“剪裁”计算,就装在军用飞机电子设备舱内的电子设备所应选取的振动试验条件,提出了初步计算结果,文中所讨论的机种涉及各种喷气式飞机、直升机和螺旋桨式飞机。作者还提出,在适当延伸耐久振动试验频率下限的条件下,机载电子设备的运输振动试验可不必进行。本文对GJBl50.16的贯彻实施有一定参考价值。     

非线性滤波方法及其在飞行状态及参数估计中的应用

基于非线性系统高阶近似的思想,提出一种比推广卡尔曼滤波（ＥＫＦ）更接近非线性系统本质的近似滤波方法,并应用于飞行状态的参数估计（或称为飞行轨迹重构）问题。仿真和实际飞行数据计算结果表明：提出的非线性近似滤波方法比ＥＫＦ有更高的估计精度和更好的鲁棒性,对飞机机动形状、数据长度要求不高,滤波收敛速度快。利用飞行状态估计数学模型的具体特点,使计算量和存储量大幅度减少。该方法应用于非线性较强的飞行状态及参数估计问题。可得到比ＥＫＦ更好的结果。     

整体式固体火箭冲压发动机在面空导弹上的应用分析

整体式固体火箭冲压发动机在面空导弹上应用具有比冲高、质量轻、可全程主动攻击、使用维护方便、成本低等优点.而进一步提高发动机可用攻角、采用BTT技术、调节主级燃料流量和采用高能贫氧推进剂还可大幅度地提高以这种发动机为动力的导弹性能.     

基于GMAP.NET的民机试飞二维电子地图设计与研发

电子地图是民机试飞中常见的监控应用,用于实时反映试飞飞机的位置、航迹和空域等信息。但传统的电子地图功能单一,存在无法动态更新空域、不能航后回放以及不支持多架机集中监控等问题,无法满足当前试飞安全监控需求。基于GMAP.NET组件设计研发了一款新的二维电子地图实时监控软件,采用多线程调度、动态图层等技术,集成了时序数据库,在实现多架机试飞航迹实时监控的同时,支持航迹信息的实时存储、回放和空域信息的在线更新。通过在某国产大型客机试飞现场的测试,软件可满足试飞航迹的安全监控需求。     

民机首飞空速校准问题研究

中国商飞试飞中心，上海 201323) ： 民机首飞空速校准问题直接影响首飞安全，得到了相关从业者的普遍重视，然而系统性的研究多局限于各公司内部。通过对首飞空速校准的意义进行总结，对拖锥法、伴飞法和GPS四边法等常见的首飞空速校准的方法进行系统性介绍，并基于实际工作经验给出了针对空速校准，在首飞准备、首飞任务设计、首飞安全保障以及首飞机组训练等方面的建议。此外，针对国内民机首飞的实际特点，提出了一种改进的GPS空速校准方法，给出了改进的GPS空速校准法的具体试飞方法、数据处理方法，对该方法的误差来源进行了分析，并将该方法与其他传统方法进行了对比。结果表明，该方法不需要专门的试飞动作和测试改装，可以节省宝贵的首飞时间，同时大大降低实施的难度，可供其它民机型号首飞工作参考。     

涡扇发动机加力燃烧室扩压器流场的数值计算

 本文用数值计算的方法得到了某型涡扇发动机加力燃烧室扩压器内的流场,与台架状态测得的实验数据基本吻合。研究了不同进口气流参数分布对扩压器流场的影响,计算了台架不同转速状态,不同飞行工况下扩压器内的流场。     

求进气道与发动机共同工作点的计算法

本文建立了由进气道节流特性风洞实验数据和发动机流量特性求其共同工作点的计算法.应用此法能准确计算任意给定飞行条件、大气条件和发动机工作条件下进气道性能数据.与国内进气道设计中常使用的图解法相比,这个计算法便于建立推进系统一体化的数学模型,并能提高数据的准确性,减轻工作量.     

Φ5m立式风洞直升机垂直升降试验台研制

中国空气动力研究与发展中心研制的Φ5m立式风洞直升机垂直升降试验台具有旋翼转速、旋翼轴倾角、旋翼总距、旋翼周期变距等远程实时控制功能,可开展直径2~3m量级旋翼模型的桨尖马赫数相似试验。获得的试验数据表明,试验台性能优良,已经形成了旋翼模型垂直升降试验能力,具备了承担直升机垂直升降性能试验及机理研究的能力。     

载人航天飞行试验任务中遥控计划正确性自动验证方法的研究

本文以我国栽人航天工程飞行试验任务为背景,讨论了在任务中遥控计划的验证内容、正确性判断准则和判断方法,并给出了遥控计划正确性验证的流程。通过在任务中实现遥控计划正确性自动验证。保证了北京中心遥控计划的正确性和可靠性,确保了飞控任务的顺利实施,大大提高了工作效率。     

飞机迎角的校准及测量

本文首先叙述了迎角传感器空中校准的必要性和常用校准方法,简要介绍了各种常用空中校准方法的原理及其优缺点。实践表明利用静姿态角法阳参数辨识法相结合进行迎角空中校准,在一定范围内是切实可行的。但在大迎角及失速飞行中因非线性带来的一些问题大大增加了校准的难度。本文针对这一事实提出了用直接测定姿态角加计算航迹角间接确定飞机迎角的方法,解决了Y—7飞机失速试飞中的迎角测量问题。实践表明,该方法可以推广用于一般民用飞机的迎角测量。     

民机试飞构型管理概述

以民用飞机试飞工作为背景，从民机试飞构型管理的特征和过程出发，论述了试飞构型管理的范围和性质，说明了试飞构型管理本质上属于研制构型管理，由制造商内部控制。并从适航的角度研究了民机试飞构型到位工作的特点及其与试飞计划的关系、给出了试飞构型评估报告编制方法。最后，介绍了试飞构型控制工作的流程，并根据试飞构型管理实践经验，提出了试飞构型控制工作中需关注的重点。对后续民机试飞构型工作具有一定的参考意义。