某型飞机滑油油量表指示误差大修理技术研究

针对某型飞机滑油油量表指示误差大的故障,分析了油量测量系统的原理和飞机姿态干扰机理,研究了故障发生的原因,制定了相应的维修和排除方法,提高了飞机使用的可靠性,为类似故障排除工作提供借鉴.     

飞机设备抽引发动机滑油压差信号导致数控系统测量异常研究

采用故障树排故方式,逐项查找引起数控系统滑油压差信号异常突跳的原因。经过对飞机设备采集滑油压差信号(Pm)的电路原理分析,以及飞机参数转换设备抽引数控系统滑油压差信号的专项试验,控制器与飞机设备地面联调试验验证,找到数控系统Pm信号异常突跳的原因,是由于发动机数控系统与飞机参数转换设备连接后,在飞机设备出现异常不供电的情况下,会导致飞机设备与发动机数字电子控制器阻抗不匹配,此时发动机数字电子控制器测量的Pm信号会出现异常虚高。通过改进飞机设备Pm测量处理电路,使其满足控制器阻抗要求,保证数控系统测量Pm信号正常。     

民用发动机短舱火警探测器温度特性地面试验研究

基于某飞机发动机舱火警探测系统温度测量的机上地面试验,分析了外界大气温度、发动机状态、发动机滑油量、发动机引气和发电等功能对火警探测器环境温度的影响,提出发动机舱火警探测器温度测量试验方法,为民用飞机防火系统的适航取证试验提供了试验方法和参考依据。     

轴承腔内壁与油膜换热的数值模拟与试验

航空发动机后轴承腔内壁与滑油的换热分析是轴承腔热防护结构设计的基础。对航空发动机轴承腔内壁换热模拟试验件开展试验与数值模拟研究,得到了滑油油膜对轴承腔内壁的换热影响。通过测量试验件外壁面、内壁面以及滑油油膜的温度得到了试验件内壁面换热热流密度与换热系数的分布;结合CLSVOF(Coupled Level Set and Volume Of Fluid)油/气两相流以及热-流-固耦合计算方法对试验件进行了换热分析,并将内壁对滑油的局部热流量的计算结果与试验结果进行了对比,结果显示两者在各个工况下均吻合较好。通过将局部换热系数计算值与当地的滑油流动雷诺数Rel进行对比分析,结果显示内壁局部努赛尔数Nuw与Rel的0.7次方成正比关系。另外,对转速对换热的影响进行分析得到Nuw与旋转雷诺数Re_(rot)的0.345次方呈正比关系。     

CRJ200飞机发动机系统故障综述

STAECO公司自维护CRJ200飞机以来,遇到几起非常典型的发动机系统故障,如滑油消耗高,反推故障指示等,特将其总结出来,供大家参考。     

新支线飞机供电系统航电接口仿真器设计

为了满足新支线飞机ARJ21供电系统地面独立试验的需要,设计了用于模拟航空电子系统、发动机系统等与电气系统之间相关接口功能的仿真器,为电气系统提供其它飞机系统的仿真信号并指示供电系统的运行状态.为验证供电系统的各项性能提供支持.实际运行结果表明在新支线飞机ARJ21供电系统的12种状态下仿真器对导光板和供电系统的控制逻辑正确,对电源系统简图页和EICAS信息指示合理,通过ARINC429总线与各发电机控制器的通信正常,各项功能与飞机系统设计一致,完全能够满足飞机供电系统综合试验的要求.     

大涵道比涡扇发动机滑油流量中断

基于GJB 241A-2010、JSSG-2007B等国内外军用标准规范,分析了航空发动机滑油流量中断工作能力通用要求以及试验验证通用要求.针对大涵道比涡扇发动机,分析指出其使用特点与战斗机发动机有明显差异,其滑油流量中断工作能力要求不能直接照搬军用标准的相关规定.根据运输机发动机的使用特点分析,借鉴国外航空发动机的相关技术经验,提出了大涵道比涡扇发动机的滑油流量中断工作能力要求以及滑油流量中断试验的程序与方法.     

螺旋桨飞机近地飞行时的横航向稳定性

根据算例飞机数据，分析了地面效应和螺旋桨滑流对飞机横航向静稳定性的影响。结果表明，无论是否存在地面效应，螺旋桨滑流都将使飞机的航向静稳定性和横向静稳定性变差；同时，无论是否存在螺旋桨滑流，地面效应都将使飞机的横向静稳定性增强，航向静稳定性变差。此外，计算了不同飞行条件下的飞机横航向模态特性，分析了地面效应和螺旋桨滑流对飞机横航向动稳定性的影响。结果表明：无论是否存在地面效应，螺旋桨滑流都将增强滚转模态及荷兰滚模态的稳定性，并同时降低螺旋模态的稳定性；而无论是否存在螺旋桨滑流，地面效应总体上也都将使飞机的横航向动稳定性增强。     

某机地面慢车滑油压力影响因素分析及故障排除

根据某发动机地面慢车状态滑油压力受限的情况，对滑油系统中影响滑油压力的各个部件进行了分析，对发动机主滑油泵的供油、泄漏等进行了计算，并根据试验实测，提出了使用国产4050滑油时的故障排除方法和改进措施。     

飞机辅助动力系统的技术发展

飞机辅助动力系统(又称为第二动力系统)是独立于发动机的飞机子系统,负责为飞机机载设备生成、变换和传送操作动力,同时负责起动发动机.该系统有四大功用:地面起动发动机;空中起动发动机;地面提供辅助功率,为飞机地面检查维护提供所需的电源、液压源和气源;空中为飞机提供应急功率.     

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。     

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。     

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.      

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…     

Guide for Authors

<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.     

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