空管系统1997年工作回顾和1998年展望

1997年中国民航空管系统在保证飞行安全、加强业务建设等方面做出了较好成绩,为今后的发展打下了坚实的基础。1998年是我国“九五”建设的第三年,作为重要的安全保障部门之一,中国民航空管系统将面临着更加艰巨的任务,不但要杜绝各类由于空中交通管制原因出现的飞行事故和校验飞行事故,尽可能地减少飞行冲突,而且要将飞行事故征候万架次率降到0．2以下。现对空管系统1997年的工作和1998年的计划概述如下。一、空管安全是核心1997年空管系统杜绝了因管制原因造成的飞行事故,大大减少了飞行冲突,是近几年来安全形势比较好的一年。截至…     

基于动态窗口法的一发失效应急路径规划方法

提出基于动态窗口法的一发失效应急路径规划方法,首先,考虑一发失效规范要求及地形障碍物限制,将三维路径规划问题转化为二维问题,并利用MATLAB求解得到重要障碍物.其次,根据假设,建立平面运动模型及动态窗口参数,引入评价函数求解最优路径.最后,以某机场为实例,对机场三维SRTM高程进行处理分析,并利用MATLAB编程实现...     

航空发动机压气机整流导向叶片 裂纹故障分析

针对航空发动机中LD2CS铝合金压气机整流导向叶片裂纹故障,根据导向叶片结构设计特征,采用故障部位切片检测、裂纹宏微观形貌观察、振动模态计算、加工工艺优化等方法对其进行故障分析及研究,确定导向叶片产生裂纹的性质及原因,并提出相应的预防措施。     

螺旋俯冲机动突防的制导律设计

针对识别和拦截技术高度发展所带来的突防难题，提出高超声速滑翔飞行器（HGV）螺旋俯冲机动突防的概念，并为此设计了一种基于虚拟滑动目标的自适应比例导引律。首先，通过分析HGV绕目标飞行的运动学特性，建立对数型的螺旋运动模型，以该模型为基础利用曲线渐伸线原理设计虚拟目标的滑动轨迹。然后，采用包含时变附加项的比例导引律追踪虚拟目标，从而实现引导HGV进行螺旋俯冲机动以及对真实目标的打击。接着，为提高虚拟目标的跟踪精度以及抵抗外部干扰的能力，设计了制导参数的闭环非线性自适应律，能根据当前偏差在线选择制导参数值。此外，还分析了满足收敛条件的制导参数的取值范围以及其进入闭环更新的策略。最后，分别针对静止目标和低速移动目标进行数值仿真验证，结果表明所设计的制导律不但能够引导HGV实施螺旋俯冲机动，还能够准确地命中目标。     

小型无人机纵向飞行品质研究

目前针对无人机的飞行品质评估标准缺失,都是参照有人机飞行品质准则对无人机进行评价,而且评价的标准也不统一。通过对某小型无人机增稳前后的性能进行分析对比,验证了有人机飞行品质标准中的CAP准则和带宽准则对小型无人机的适用性,进而提出了小型无人机纵向飞行品质评定方法,对无人机飞行品质的研究具有一定的借鉴作用。     

基于ANP数据库的飞机起飞剖面航迹的计算研究

从ANP数据库中获取各机型的飞行程序和性能参数．结合理论飞行程序，研究了如何计算飞机起飞航迹以及航迹上各点的推力、速度，姿态等的算法，并以波音747-200为例计算和绘制飞机起飞的剖面航迹，为绘制飞机或机场周围噪声等值线图以及进行飞机噪声适航审定提供了研究的前提和基础。     

不确定运行环境下航空发动机部件寿命计算

针对传统航空发动机部件寿命计算方法没有考虑发动机实际运行环境的问题,提出1种基于传感器数据的部件寿命计算方法。首先构建含有涡轮叶片热机械疲劳寿命模型的仿真系统,利用Monte Carlo仿真来获取不同运行环境下叶片寿命数据,采用威布尔分布计算叶片失效概率,得到叶片等效使用寿命。结果表明:运行环境对发动机部件寿命及失效概率有重要影响,而基于传感器或机载模型数据的部件计算方法可以有效避免传统计算方法的缺陷,将发动机实际运行环境纳入到寿命计算中,为寿命延长控制、寿命管理等相关研究提供精确的部件寿命。     

某型发动机压气机叶片对性能的影响分析

采用CFD数值模拟方法和厂内试车方法,对某型发动机压气机叶片设计状态(A状态)和产品实际情况(B状态,转接半径、叶型厚度偏离较大)下,叶片前缘形状对发动机性能的影响进行了分析和试车验证,结果表明:B状态叶片,气流沿叶型整个型面附面层厚度呈迅速增大趋势,在较大区域较早出现气流分离,易导致压气机处于非稳定性状态工作;试车结果表明其导致整机推力性能降低。     

国际低空空域管理办法与启示

空域，如同地域和海域，是有限的自然资源。低空空域是空域的重．要组成部分，是通用航空活动的主要空间。随着我国经济和社会发展，通用航空事业快速发展，对低空空域的使用需求与日俱增，合理且有效地使用低空空域，可以促进航空事业的发展，尤其是通用航空事业的发展，为经济建设、国防建设和社会发展产生积极影响。低空空域的管理效率取决于对其管理的方法和手段。     

高超声速滑翔飞行峰点高度确定方法

针对快速准确获取高超声速滑翔峰点高度的问题,提出了一种在给定初始速度大小的情况下峰点高度计算的迭代算法。考虑将动压和过载约束条件统一到热流率约束条件上,首先在常数速度条件下估算了峰点高度,然后依据峰点高度容许误差迭代计算了峰点高度的修正值,最后通过算例进行了验证。仿真结果表明,该算法计算速度快、精度高,具有同时处理三种约束条件的通用性。