IETM数据在装备全寿命中的综合利用

解析了IETM数据特点,介绍了共享数据环境(SDE)在装备信息全寿命管理 中的作用,结合我国装备管理现状分析了以存储在公共源数据库(CSDB)中的IETM数据为基础构建装备保障共享数据环境的关键问题.     

基于保障性分析的飞机IETM研制研究

作为装备保障的关键要素之一,交互式电子技术手册(IETM)向高度模块化、结构化、信息化和集成化方向发展。本文在分析S1000D标准下IETM和保障性分析过程的关联基础上,提出了基于保障性分析的飞机装备IETM研制流程,并给出了将LSAR数据转化为IETM技术信息的实现方法和流程,有利于提高IETM的数据质量。     

基于IETM信息应用技术研究

近年来,我国空军信息化建设和高科技航空武器装备得到了很大发展,作为保障信息系统的重要组成部分,IETM信息应用技术研究是推进航空武器装备信息化建设的重要途径,并将有力提高航空装备使用和综合维修保障能力。本文针对IETM信息应用技术的3个方面,即线性手册、交互式训练和维修支持,给出相应IETM的接口解决方案;并通过总结美国IETM信息应用与发展中存在的问题,为我国IETM的发展提供借鉴。     

某系留气球平台IETM的制作

为提高浮空飞行器全寿命周期技术信息管理能力,减少技术信息出版物过程中的费用,通过对交互式电子技术手册(IETM)的介绍及其系统平台的选择,分析了运用公共源数据库的技术出版物国际规范(S1000D)标准制作IETM的开发流程,并结合某系留气球平台详细阐述了利用现有的、基于飞机型号研制的IETM系统平台制作装备IETM的方法。制作的某系留气球平台IETM提高了技术资料的共享性、交互性和重用性,充分贯彻了计算机辅助后勤保障理念中的"一次生成,多次使用的思想",促进了浮空飞行器保障的信息化和数字化。     

航空装备IETM研制的典型流程和方法

介绍了S1000D描述的IETM研制流程和方法,论述了我国航空装备IETM的典型研制流程,规划了研制IETM的标准体系和组成,对航空装备IETM研制工作提出建议.     

基于CSDB的装甲装备IETM技术研究

引入S1000D国际规范制作IETM,体现了装备全寿命信息管理(CALS)的思想。CSDB是S1000D规范的核心概念,所存储的技术信息能实现"一次生成、多次使用"的目标,存储有DM、PM等信息对象,负责信息对象的存储和管理工作。研究了基于CSDB的装备IETM技术,对加快装甲装备保障信息化建设的作用和意义重大。     

IETM技术在直升机维修保障中的应用

装备保障信息化是部队战斗力的重要因素之一。以直升机交互式电子维修保障系统为例,介绍了IETM技术在直升机维修保障领域的应用。     

基于变权理论的航空装备IETM使用验证评估方法

针对国内交互式电子技术手册使用验证及评估中缺少统一指标体系的问题,通过航空装备IETM特点分析及各型飞机保障设备试飞中使用评估的经验总结,制定了IETM使用验证方法和评估指标体系.利用变权理论,建立了IETM综合评估模型,解决了常权模糊综合评判在IETM评估中带来的状态失衡问题,并通过实例分析进行了模型验证.结果表明,采用变权模糊综合评估方法可以得出更为合理的评估结论.     

依据AECMA S1000D制作飞机IETM

介绍了 IETM 的基本概念和优点,引入了制作 IETM 所使用的国际标准 AECMA S1000D,分析了飞机 IETM 系统的功能,详细说明了飞机 IETM 系统制作流程及方法。飞机 IETM 系统有助于降低装备的误操作率,提高故障隔离成功率,同时有助于提高非熟练维护人员的工作效率和维护技能。     

IETM研究与应用思考

介绍了国内外IETM的背景、意义和发展趋势,并重点在武器装备上具体应用IETM做了一些思路探索.     

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。     

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。     

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.      

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.