关于“跨音速流的边界积分法”一文的再商榷

<正> 航空学报第10卷第3期上刊载了三篇文章,展开了对杨岞生、吴镇远的“跨音速流的边界积分法”一文的讨论。文献[4]对文献[2,3]提出的问题进行了答辩。在答辩的文章中主要谈了文献[1]只是以冲量场出发建立边界上可压流与不可压流ρν之间的关系。我们认为,对于任何流体力学问题,制约流场的基本方程和边界条件是紧密相联的整体。原作者在文献[4]中承认:“对于可压位流,实际定常流场的ρν与冲量流场的ρν不同”,但仍利用冲量流场来建立边界上可压流与不可压流ρν值的关系。因此,边界     

GH36合金的蠕变损伤行为及分析

对GH36合金在650℃下的蠕变损伤行为进行研究,基于Kachanov-Rabotnov理论,对蠕变损伤的本构方程进行处理以得到一组线性控制方程组,再利用现代变分原理进行数值求解和分析,给出该材料的蠕变曲线和损伤曲线;并与GH36(在650℃下)的蠕变试验结果进行比较。     

MEMS惯性鞋式行人导航系统

本文以微机械系统（Micro-Electro-Mechanical System,MEMS）惯性器件为测量单元,搭建行人导航硬件系统并进行系统软件设计,硬件系统选用STM32F405作为核心处理器。通过分析行人脚步运动特点,设计零速修正行人导航算法,通过零速修正卡尔曼滤波器单一条件和三条件的零速检测方法进行导航姿态、速度和位置误差评估,并进行鞋式导航实物实验验证。实验结果表明,所设计的鞋式行人导航算法行之有效,并为行人导航系统实际应用指明了研究方向。     

民用飞机辅助燃油箱系统燃油转输油出口位置研究

面对不同的市场需求,民用飞机通常在取得型号合格证之后,通过改装,形成公务机~([1])、遥感机、海监机等在内的特种飞机。大航程、长航时是众多特种飞机的重要特点。民用飞机通常在货舱内加装辅助燃油箱~([2-3])以增加额外的燃油存储空间,增加载油量,从而增大航程。然而辅助燃油箱内的燃油不直接供给发动机,需在巡航阶段将辅助燃油箱内的燃油转输至基本燃油箱内,通过基本燃油箱内供油系统供给发动机~([4-8])。转输动力可以来自转输泵或者闭式通气增压系统,即辅助燃油箱与基本燃油箱产生一定的压差,通过该压差将燃油转输到基本燃油箱内。然而不同的转输口位置,将会导致燃油转输的控制逻辑不同。基于某民用飞机的基本油箱构型,通过不同的转输口位置分析,给出较为合理的转输口位置。     

民用运输类飞机燃油箱/滑油箱晃振试验及适用性讨论

民用飞机燃油箱/滑油箱装载的燃油/滑油在惯性载荷的作用下,会对邻近结构带来冲击力,可能造成油箱结构件的疲劳或强度问题,引起油箱漏油,进而引发其他安全问题。依据第25.965条、第25.1015条中燃油箱及滑油箱晃振试验的相关要求,分析了晃振试验的适用性、验证实施及审查方式,梳理了审查风险点并提出了对应的审查重点。结合具体型号审查案例,对审查的过程及符合性判定进行了分析。分析了燃油箱、滑油箱设计特征并与条款判据进行对比,明确了25.965(b)、25.1015(b)的符合性验证思路,以说明性文件的方式进行符合性表明。通过审查案例说明,采用符合性判据,并与飞机设计特征进行对比,可直接对晃振试验的适用性及符合性进行判断。梳理总结得到的符合性判据、审查重点及风险点为燃油箱及滑油箱晃振试验的型号审查工程实践的具体实施提供了一定的参考及明确判据。     

石墨含量对PEEK基复合涂层性能的影响

利用石墨和聚四氟乙烯(PTFE)对聚醚醚酮(PEEK)进行混杂改性,控制PTFE和PEEK的质量比不变,通过冷压烧结的方法在不锈钢表面制备不同石墨质量分数的PEEK基复合涂层,研究石墨含量对涂层力学和摩擦性能的影响。结果表明:随着石墨质量分数的增多,PEEK基复合涂层的结晶度逐渐下降,涂层的硬度先增高后降低,摩擦因数不断降低,磨损率先降低后上升。在石墨质量分数为4%时,硬度最高21.78HV,摩擦因数为0.0461,磨损率最低为2.06×10~(-6)mm~3/(N·m),这与之前的研究相比,涂层的耐磨性得到大幅提高。但是过高的石墨质量分数会使分子链柔顺性下降、链段运动降低,涂层的耐磨性大大降低。     

滑翔式空中靶标总体设计与弹道仿真

空中靶标作为一种消耗性的无人飞行器,在防空反导武器系统试验训练中具有不可或缺的重要作用,须统筹考虑其逼真性和经济性。为此,提出了滑翔式空中靶标系统发展思路与工作原理,设计了滑翔式空靶总体方案,并利用Datcom和Matlab对其滑翔供靶弹道进行了仿真分析。仿真计算表明,弹道性能满足亚音速俯冲类目标模拟供靶要求,系统具有高性能、低成本、使用安全等显著特点。     

温度垂直递减率对飞机尾涡影响的数值模拟

为了更深入精确地研究航空器尾涡演变规律，保障航空器安全运行，本文采用数值模拟方法对不同温度垂直递减率下A330-300飞机尾流的耗散规律进行了研究。数值模拟选择SST (Shear stress transport) k-ω湍流模型，通过构建5种不同温度垂直递减率下的温度场，并在温度场内编译A330-300飞机尾流场实现不同温度垂直递减率下的演化。通过数值模拟结果与雷达探测数据的对比验证了数值模拟方法可靠性。计算结果表明，一般湍流强度下，不同的温度垂直递减率主要作用于尾涡衰减阶段，通过改变尾涡内外温度影响尾涡演化。温度垂直递减率越小，尾涡衰减区环量减小得越快；温度垂直递减率越大，尾涡下沉的速率越大，快速耗散后的涡核间距越大。     

钛合金加强框真空电子束焊接应用研究

钛合金加强框是飞机结构的重要构件,其在框段组合时机械连接与潜弧焊焊接方式均存在不足。真空电子束焊接(EBW)是实现钛合金框段组合的新型制造方式,具有显著优势。采用"积木式方法"展开系列试验研究:首先针对不同热处理制度下的TC4-DT焊接试样进行拉伸试验,通过标的参数对比获取合理的焊后热处理制度;然后通过系列焊接标准试样拉伸试验、断裂韧度试验及裂纹扩展率试验,获取基础性试验数据,并对焊接性能进行判断;最后经过短梁试验、部件试验以及机上应用,完成TC4-DT钛合金加强框EBW工程应用。结果表明:TC4-DT钛合金加强框EBW接头力学性能良好,较机械连接质量收益明显。     

基于试验分岔分析的翼身融合飞行器纵向稳定性

针对翼身融合布局飞行器的纵向稳定性问题，基于分支和突变理论，求解迎角随升降舵变化的平衡分岔图，并对平衡分支的稳定性和突变点进行了分析。结合风洞虚拟飞行试验技术，发展了试验分岔分析方法，并设计了基于非线性动态逆的伪线性控制器，由此获得并分析了开环试验和闭环试验平衡分岔图。对比分析表明，理论分岔分析与开环试验分岔分析在小迎角范围结果基本一致，验证了试验分岔分析方法的可行性和准确性；翼身融合飞行器产生纵向失稳的主要原因是机翼表面流动分离，从而导致C_mα发生突变引起的；闭环试验分岔分析实现了翼身融合飞行器非线性全局稳定性控制，通过纵向非线性控制器，可以将不稳定平衡分支改造成稳定的平衡分支。