停车迫降中风速对四转弯改出高度的影响

以微分形式,推导出了在停车迫降中,逆风会使下滑距离缩短、飞机四转弯改出位置后移两种情况下四转转改出高度的增量公式及计算方法,通过实例进行了定量分析,给出了逆风使下滑距离缩短和航线四转弯改出位置后移而使四转弯改出所需高度增加的一般规律,为成功实施迫降,保证飞行安全,提供了准确的理论依据。     

敏捷转弯伞弹系统动力学建模与分岔特性分析

传统弹箭类飞行器由于机动能力限制,难以实现快速、小半径、大角度的敏捷转弯。通过导弹上加装可控翼伞作为控制面,提出一种翼伞-导弹系统,实现导弹敏捷转弯。首先针对由导弹、翼伞、伞绳、连接点组成的伞弹系统进行动力学建模,给出9自由度伞弹系统动力学模型。通过纵向平面内的弹道仿真,对比分析了在翼伞襟翼偏转角0°、25°和50°情况下伞弹系统的运动情况,结果表明翼伞-导弹系统可以实现敏捷转弯。通过对伞弹系统动力学模型进行分岔分析,研究了不同襟翼偏转角情况下,以翼伞安装角为连续变化参数时系统的分岔曲线,得到导弹实现敏捷转弯的最小转弯半径及最大转弯末速所对应的目标平衡点,分析了目标平衡点附近的吸引域变化情况。弹道仿真结果表明通过合理选取翼伞襟翼偏转角及安装角,可以使质量为73 kg的导弹实现最小转弯半径14.50 m,最小速度损失20.4 m/s。伞弹系统对于提高传统战术导弹的敏捷转弯性能具有重要参考意义。     

无人机覆盖路径规划中转弯机动的运动学分析

针对无人机覆盖路径规划过程与机器人的不同,对无人机转弯机动的运动学特性进行了分析。建立了无人机转弯机动的数学模型;证明了转弯过程比直线平飞需要耗费更多的燃油;推导出了转弯过程中,给定巡航速度下最省油的法向过载计算公式;分析了转弯过程中探测区域移动路线与无人机移动路线之间的关系,并分三种情况给出了转弯过程中转弯路程和转弯时间的计算公式。     

民用飞机地面转弯时重心侧向过载系数的分析与研究

对民用飞机地面疲劳载荷进行计算分析,对于结构减重和保证飞行安全具有至关重要的作用。根据民用飞机地面转弯时的受载情况,重点分析地面转弯速度与转弯半径的变化关系,并基于现有的地面转弯侧向载荷谱,确定民用飞机地面转弯时的重心侧向过载系数的取值范围。通过对比国外机型的实测数据,给出进行疲劳当量分析时,地面转弯时的侧向过载系数的建议值。     

基于实战使用的涡轴发动机空中起动飞行试验

以涡轴发动机实战使用中空中紧急起动相关技术指标和特情处置措施验证为目的,设计了贴近实战使用特征的发动机空中起动试飞方案,并以某涡轴发动机设计定型试飞为依托,进行了不同飞行工况下的飞行试验验证和数据分析研究。结果表明:该空中起动试飞方案合理可行,能够最大程度的贴近部队实战使用的技术特征,满足对发动机起动高度包线、起动时间等研制总要求规定的技术指标验证需求;试飞结果表明该型涡轴发动机4000m以上高度停车至再起动期间直升机平均下滑高度约为670m,平均停车时间约为185s。该试飞方法和数据结果可为部队实战使用过程中空中遭遇停车的紧急处置提供支持和参考。     

带输出轴的直升机进气道设计改进

利用自主软件NAPA对典型带输出轴的直升机进气道进行了三维流场数值分析,通过修正进气道输出轴迎风侧的管道曲率半径、在背风侧增添优化的尾锥,改进设计了原型进气道并进行了模拟.结果表明,原型进气道由于输出轴堵塞了流道,使输出轴背风侧存在很大的分离,同时迎风侧存在转弯损失,导致出口面流场畸变严重.改型进气道减小了输出轴背风侧的分离和迎风侧的转弯损失,使其既保持了高总压恢复系数,且畸变指数最大降低了74％.      

带动力机动弹头制导方法研究

为解决一种带动力机动弹头的制导问题,给出了弹头在下降拉平段、平飞段、攻击段的制导方法。在下降拉平段,采用程序转弯下降与基于几何法的按圆弧拉平制导律结合的方法,使终端精确达到平飞段所需的高度。在平飞段分别给出了高度保持以及侧向转弯过航路点的制导律,以提高制导探测精度并避开威胁区域。攻击段在基本制导律设计基础上给出了多种攻击方式。各制导方法均通过三自由度弹道仿真得到验证,具有较强的工程实用性。     

直升机协调转弯机理分析及控制律设计

通过分析直升机协调转弯的工作原理并经仿真计算，确定了协调转弯控制律的结构和参数，完成了协调转弯控制律的设计。针对某型直升机协调转弯存在的具体问题，设计了退出协调转弯切换到航向稳定模态过渡过程中的瞬态处理方法，以克服退出转弯时的航向抖动问题。经试飞验证，该方案有效可行。     

压力面小翼对涡轮叶栅不同间隙下流场影响的实验

对某涡轮叶栅加装不同宽度的压力面小翼对叶栅间隙流场的影响进行了实验研究,详细测量了间隙高度为0.5%h,1%h,1.5%h时叶栅出口流场和叶片表面静压分布情况.通过实验结果分析得出:随着间隙高度的增加,间隙泄漏流动加剧,泄漏涡增强,叶栅总损失增加,同时使上通道涡的强度减弱;压力面小翼在间隙高度为0.5%h时对间隙泄漏流动的控制效果较好,宽度为0.4倍当地叶片厚度的压力面小翼能使叶栅总损失降低18%.间隙高度为1%h时,0.3倍当地叶片厚度的压力面小翼效果最佳,使叶栅总损失降低10.37%.间隙高度为1.5%h时,压力面小翼对间隙泄漏流动基本没有影响,但在一定程度上降低了叶栅总损失.      

失速及推力矢量对飞机瞬时转弯性能的影响

以Ｆ－１５战斗机为例，研究了失速及推力矢量对飞机瞬时转弯性能的影响。主要研究了迎角、推力、推力矢量角及气动力等的变化对飞机瞬时转弯性能的影响。通过与无推力矢量及非失速情况的比较，推出了推力矢量和失速机动的优缺点。     

外物撞击航空发动机转子叶片速度估算

以飞机进气道为参照系，利用动量定理推导了外物在飞机进气道内运动的速度方程；以叶片为参照系，建立了外物撞击速度及撞击角度的表达式。为直观显示不同因素对速度变化的影响，以某型飞机及其发动机为例，研究了飞机离地时，发动机100%设计转速下，外物在飞机进气道内运动速度的变化规律。结果表明:影响运动速度的因素不仅包括外物的材质、形状、大小及姿态，而且涉及飞机进气道长度、发动机工作状态等；外物撞击方向与叶片表面不垂直。      

民用航空发动机持续转动适航要求研究

中国民用航空规章CCAR 25 R4《运输类飞机适航标准》要求航空发动机的持续转动不会危及飞行安全。围绕25.903（c）款并对比33.74条和33.92条,从条款的内容、制定背景、修订原因以及技术内涵四个方面全面分析了适航审定对航空发动机持续转动的要求。从发动机合格审定和飞机合格审定两个角度分析了适航符合性验证的基本内容,为工业方理解适航条款提供参考,为局方开展型号合格审定工作提供支持。     

“堵塞”技术在发动机高空模拟试验中的应用研究

通过对发动机高空模拟试验推力的确定方法与修正方法的分析,从理论上阐明了"堵塞"技术在发动机高空模拟试验中应用的机理和适用条件。通过对罗.罗公司高空台斯贝发动机和某高空台上涡喷发动机"堵塞"试验结果的分析,证明了"堵塞"技术在带收敛喷管的发动机高空模拟试验中应用的可行性和合理性。本文研究结果拓展了HB6213[1]中推力计算公式和推力修正公式的适用范围。      

一种飞机侧向增稳系统设计方案及仿真验证

具有三角翼、大后掠角等气动布局特点的现代超音速飞机虽然解决了飞行速度问题,但同时极易出现高空飞行的荷兰滚阻尼、航/横侧向静稳定性减小、滚摆比变大等问题。为改善飞机航/横侧运动的飞行品质,基于飞机滚转和偏航两通道的相互交联,将滚转通道舵偏信号引入偏航通道,以增强偏航角速度反馈信号,增加飞机转弯的协调性,进而设计了一种高速飞机航/横侧向增稳控制系统。通过进行大量仿真,验证了所设计的飞机航/横侧向增稳控制系统结构简单合理,在其控制规律传动比等参数选择合理时,飞机航/横侧向飞行品质良好。     

航空发动机稳定性评定试验装置的选择

航空燃气涡轮发动机稳定必理规范当代飞机／发动机设计的一项极其重要的标准，是发动机的设计体系中的一个很重要的环节。通过总结国内外进气道－发动机匹配试验研究所用的几种进气道畸变流场试验装置的性能和使用经验，根据我国使用的发动机畸变试验装置，提出了航空发动机的稳定性评定试验装置选择的建议。     

航空发动机高空模拟试验风险分析研究

本文运用风险管理相关理论与技术,结合GJB5852的要求和高空模拟试验的特点,对航空发动机高空模拟试验风险的概念进行了诠释。阐述了如何进行试验风险分析和评价的基本方法,旨在使试验风险分析评价过程系统、规范．并符合军标要求。本研究可为行业类似试验项目提供参考和借鉴。     

提高WP－11发动机起动高度的研究与实施

研究了ＷＰ－１１发动机点火高度从４０００ｍ提高到８０００ｍ的某些问题。详细讨论了点火高度的理论基础，并为ＷＰ－１１研制了一种可用的空中补氧点火装置，扩大了ＷＰ－１１发动机的使用范围。带着空中补氧点火装置的ＷＰ－１１发动机成功完成了高空舱试验和Ｙ－８飞机带飞实验。     

提高WP－11发动机起动高度的研究与实施

研究了ＷＰ－１１发动机点火高度从４０００米提高到８０００米的某些问题，详细讨论了点火高度的理论基础，并为ＷＰ－１１研制了一种可用的空中补氧点火装置，扩大了ＷＰ－１１发动机的使用范围。带着空中补氧点火装置的ＷＰ－１１发动机成功完成了高空舱试验和Ｙ－８飞机带飞实验。     

航空发动机预测健康管理系统设计的关键技术

介绍了航空发动机预测健康管理(EPHM)系统的定义、设计目标及其功能;结合EJ200,F119等国外第4代战斗机发动机健康管理系统的技术特点,设计了航空发动机预测健康管理系统与飞机、发动机的交联方案;完成了航空发动机在线机载EPHM系统及离线EPHM系统的基本结构设计;提出了航空发动机机载预测健康管理系统应实现的技术指标;总结归纳了航空发动机预测健康管理系统设计的关键技术.      

航空发动机滑油系统稳态模型的算法构造

滑油系统作为航空发动机关键系统之一,对航空发动机的可靠性起着决定性作用。在分析滑油系统部附件的基础上,根据部附件特性单调变化的特点,提出了“平衡计算”的概念,应用向量运算方法和多种插值算法取代传统的迭代算法来构造航空发动机滑油系统稳态模型算法的思路和方法,并用该算法编制程序对发动机在海平面最大状态下滑油系统性能参数进行了验算。验算结果与技术数据吻合较好,表明所构建的稳态模型算法是有效、可行的,可普遍用于模拟各种航空发动机滑油系统的工作状态。