中航动态

<正>ARJ21模拟机通过过渡C级初始鉴定2014年9月4日,经过为期3天严格的检测与评估,第二台ARJ21-700全动飞行模拟机顺利通过中国民航局过渡C级初始鉴定。本次鉴定是ARJ21-700批产全动飞行模拟机的首次鉴定,也是首次按照飞机交付构型进行鉴定,是ARJ21-700全动飞行模拟机项目在第一台取得过渡C级合格证之后的又一重要进展。在3天的鉴定过程中,局方鉴定组分别通过客观测试和主观测试对第二台ARJ21-700全动飞行模拟机的性能、操纵品质、     

全动模拟机数据记录器的开发

模拟机数据记录器是参照飞行数据记录器（FDR）开发出的模拟机的数据记录工具，其原理是用软件记录模拟飞行过程中各种飞行参数并存储在介质上供飞行品质评估，飞行训练再现和工程研究使用。     

华欧航空培训中心开始模拟机培训

1997年IO月23日，正在华欧航空培训中心接受培训的西北航空公司首批机组人员开始操作A320模拟机，在法国教员的指导下，两名飞行员完成了三个小时的模拟机训练。A320模拟机于1997年5月抵达北京，于10月3O日取得中国民航总局和法国民航局的认证。A320模拟机每年能运作长达5000／J、时，供飞行员进行改装培训和复训；以及维护人员和乘务员的培训。营运A320的航空公司包括中国西北航空公司、中国南方航空公司、四川航空公司、浙江航空公司、澳门航空公司和港龙航空公司。他们都将送飞行员来此培训中心接受改装培训和复训。另外，培训中心的…     

飞行模拟机机械式仿真仪表的设计与实现

飞行模拟机机械式仿真仪表能够满足新法规规定的显示视觉误差要求,且通过更改表盘可以快速改装为同系列的其他仪表。本文以飞行模拟机的座舱压力指示仪表为例,介绍了机械式仿真仪表的设计原理、设计电路图、设计角度计算、软件构架,并将其安装在CJ1飞行模拟机上进行传输延迟测试,测试结果表明该仿真仪表完全满足法规要求。     

GAMECO新机库启用在即蓄势再高飞

过去一年，GAMECO在资格认证方面取得…些突破。2012年9月，GAMECO获得了由民航中南管理局颁发的零部件制造人批准书（PMA）证书。获得该证书后，GAMECO此前获得的重要改装设计批准书（MDA）的改装设计方案所涉及的改装件，便可根据市场需求开发原厂替代件并向局方申请设计批准，获批后可以进行批量生产。     

民用航空器的修理、改装和其他的研究

就美国联邦航空局、欧洲航空安全局、中国民用航空局各种法规、条例以及波音和空客等航空器制造厂和国外航空公司对民用航空器维护过程中的修理、改装和其他的定义进行了比较、分析和研究．结合国内法规条例和工作认识,对民用航空器维修过程中的修理、改装及其他进行了精确定义,对判断某项修理、改装或其他是否属于重要、是否需要局方批准等提供了借鉴。     

民航总局模拟机鉴定组在华欧培训中心进行定期鉴定

由于受“非典”疫情的影响,2003年上半年国内模拟机鉴定工作不能按计划完成,民航总局飞行标准司特批准国内所有6月30日前到期的飞行模拟机,可做为现行有效的模拟机继续投入运行60天。鉴于“非典”疫情已初步得到有效控制,为了保证鉴定工作不受较大的影响,经过双方协商,在充分保证所有工作人员人身安全的前提下,2003年5月23日和5月29日,民航总局模拟机鉴定组对华欧培训中心的A320和A340-300型全动模拟机进行了定期鉴定。在为期两天的鉴定工作中,鉴定组对上述两台模拟机分别按程序进行了QTG测试和主观飞行检查,检查结果表明这两台模拟机运行…     

图片消息

10月23日一台空中客车A340飞行模拟机运抵位于北京首都机场附近的华欧航空培训中心,这是继A320模拟机之后又一台模拟机。 这台飞行模拟机具有彩色全景显示屏,可模拟各种条件下的飞行环境。与已经投入运营的A320模拟机一样,这台A340模拟机也是由汤姆逊CSF公司制造的。 该模拟机的安装、调试、取证工作将于近日内进行。投入运营之后,它每年可以提供5000小时的机组改装培训和复训以及维护人员的培训。由于空中客车客机之间广     

某机改装工程的质量与平衡控制

根据某型机的改装工程实践，着重论述了改装工程的重量与平衡控制的工作内容以及需考虑的几个关键问题，并对成功的经验及存在的问题进行了总结。     

飞行模拟机液压与电动操纵加载系统的对比

以泰雷兹c2000x plus EM2k 737NG全动模拟机的传统液压操纵加载以及电动操纵加载为研究对象,分析阐述了两者不同的工作原理及工作特性,对比两种系统的利弊,为模拟机设备的维护运行以及采购验收提供必要的参考。     

有翼高超声速再入飞行器气动设计难点问题

有翼高超声速再入飞行器是近年来的研究热点,气动设计是飞行器设计的关键。为了更清楚地认识有翼高超声速再入飞行器气动设计的难点问题,对有翼高超声速再入飞行器的发展、优势及总体任务剖面进行了介绍,从5个方面详细介绍了该类飞行器气动设计的难点问题,包括多约束复杂面对称气动布局设计、高温真实气体效应对气动特性影响、天地差异与天地换算方法、反作用控制系统(RCS)喷流干扰对气动特性的影响以及气动数据不确定度等,简要阐明了这些难点问题对总体设计的重要性以及初步的解决思路,为有翼高超声速再入飞行器气动设计提供了一些参考。     

Simulation and Analysis of Crashworthiness of Fuel Tank for Helicopters

Crashworthiness requirement of fuel tanks is one of the important requirements in helicopter designs. The relations among the protection frame, textile layer and rubber layer of the fuel tank are introduced. Two appropriate FE models are established, one is for an uncovered helicopter fuel tank without protection frame, and the other is for fuel tank with protection frame. The dynamic responses of the two types of fuel tanks impinging on the ground with velocities of 17.3 m/s are numerically simulated for the purpose of analyzing energy-absorbing capabilities of the textile layer and protection frame. The feasibility of the current crashworthiness design of the fuel tank is examined though comparing the dynamic response behaviors of the two fuel tanks.     

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.      

ν-gap度量及其在飞行控制律评估中的应用

 传统控制律评估方法主要用于单输入单输出（SISO）系统，且对模型参数摄动考虑不够全面,针对这些不足，研究了ν-gap度量方法。在介绍系统广义稳定裕度相关概念的基础上，给出了ν-gap度量的定义、特点和性质以及近似摄动模型的计算，提出ν-gap度量评估控制律的步骤。实例结果表明，该方法不仅克服了上述传统评估方法的缺陷，而且还有根据所求的各摄动影响情况忽略影响小的元素，以减少计算量及可以找到最坏情况下的参数摄动组合等优点。     

突破技术趋同，波音再现竞争优势

 波音公司面临着来自空客公司的巨大挑战,企业战略性创新才是公司成功的关键。为此波音公司的全部战略性研究集中在扩大产品的差异性上,体现在3个方面：电子化（e-Enabled）运营环境、整体复合材料机身部件的制造技术和支持波音787客机的全球协同环境（GCE）。     

临近空间飞行器测控与信息传输系统频段选择

 临近空间飞行器是高性能信息化武器平台,测控（TT&;C）与信息传输系统是其信息保障的核心,而选择合理、可行的频段是展开系统设计的前提和基础。频段选择影响到整个技术方案的制定,是一个需综合考虑、影响深远并具有战略意义的关键问题,从国际电联（ITU）国际标准、高速数传、接收信噪比（SNR）、“三抗”、超视距中继、黑障、雨衰以及设备研制成熟度8个方面全面、细致论证了近空间平台测控系统的频段选择问题,最终得出在视距链路中以Ka频段为宜,在超视距链路中以Ku/Ka双频段为宜的结论。     

基于弯曲激波压缩系统的高超声速进气道反设计研究进展

总结了近十年来弯曲激波压缩研究的主要成果。提出了弯曲激波压缩系统的新概念,即利用特殊设计的楔形弯曲压缩面或空间弯曲压缩面,产生一系列与前缘弱激波相互交汇或叠加的压缩波系,从而使前缘激波弯曲,形成特殊的弯曲激波,它与波后的等熵压缩波来共同完成对气流的压缩。在此基础上,实现了由给定出口气动参数的超声速内流道反设计,实现了由给定压缩面压力分布和给定压缩面马赫数分布要求的型面反设计,实现了由给定激波波面的压缩型面反设计。研究证明,弯曲压缩面-弯曲激波压缩系统具有良好的综合气动性能,为高性能高超声速进气系统的气动设计提供了一种全新的设计方法。     

Integrated Entry Guidance for Reusable Launch Vehicle

A method for the implementation of integrated three-degree-of-freedom constrained entry guidance for reusable launch vehicle is presented. Given any feasible entry conditions, terminal area energy management interface conditions, and the reference trajectory generated onboard then, the method can generate a longitudinal guidance profile rapidly, featuring linear quadratic regular method and a proportional-integral-derivative tracking law with time-varying gains, which satisfies all the entry corridor constraints and meets the requirements with high precision. Afterwards, by utilizing special features of crossrange parameter, establishing bank-reversal corridor, and determining bank-reversals according to dynamically adjusted method, the algorithm enables the lateral entry guidance system to fly a wide range of missions and provides reliable and good performance in the presence of significant aerodynamic modeling uncertainty. Fast trajectory guidance profiles and simulations with a reusable launch vehicle model for various missions and aerodynamic uncertain-ties are presented to demonstrate the capacity and reliability of this method.     

Experimental Study on Effects of Fuel Injection on Scramjet Combustor Performance

In order to investigate the effects of fuel injection distribution on the scramjet combustor performance, there are conducted three sets of test on a hydrocarbon fueled direct-connect scramjet test facility. The results of Test A, whose fuel injection is carried out with injectors located on the top-wall and the bottom-wall, show that the fuel injection with an appropriate close-front and centralized distribution would be of much help to optimize combustor performances. The results of Test B, whose fuel injection is performed at the optimal injection locations found in Test A, with a given equivalence ratio and different injection proportions for each injector, show that this injection mode is of little benefit to improve combustor performances. The results of Test C with a circumferential fuel injection distribution displaies the possibility of ameliorating combustor performance. By analyzing the effects of injection location parameters on combustor performances on the base of the data of Test C, it is clear that the injector location has strong coupled influences on combus- tor performances. In addition, an inner-force synthesis specific impulse is used to reduce the errors caused by the disturbance of fuel supply and working state of air heater while assessing combustor performances.     

(高)超声速流动试验技术及研究进展

近年来,与高速飞行器相关的(高)超声速流动受到了极大的关注。这类流动所具有的非定常性、强梯度和可压缩性对试验方法和风洞设计技术提出了挑战。超声速纳米示踪平面激光散射(NPLS)技术是由作者所在团队研发的非接触光学测试技术。它能够以较高的空间分辨率来揭示超声速三维流场的一个瞬态剖面的时间解析的流动结构。介绍了NPLS技术以及基于NPLS开发的密度场测量、雷诺应力测量和气动光学波前测量等方法,并回顾了这些技术在超声速边界层、超声速混合层、超声速压缩拐角、激波/边界层相互作用和光学头罩绕流等流动中的应用,清晰地再现了边界层、混合层、激波等典型流场结构及其时空演化特性。另外,为了模拟和研究高空大气条件下边界层自然转捩和超声速混合层的转捩特性,介绍了高超声速静风洞、超-超混合层风洞的设计技术以及层流化喷管的设计方法。