世界航空航天工业企业100强分布

全世界约有50个国家建立了航空航天工业,粗略估计,年销售额超过3000亿美元。从全球看,世界航空航天工业的地理分布很不平衡,各国航空航天工业的发展规模与水平也相差甚远。北美洲和欧洲航空航天工业销售额占世界同行业销售额的90％以上。     

我国航空航天类人才培养的回顾与改革展望

本文回顾了我国航空航天类人才培养的历史，分析了人才培养现状，指出了我国航空航天工程教育与航空航天工业实际需求之间存在的差距，提出了改革目标与改革思路。     

大型零件精密加工的解决方案

作为世界上重要的机床制造厂商,达诺巴特集团多年来向世界航空航天工业提供了大量的各类高精度,大规格,高质量,性能先进的加工设备.集团设置有航天航空部,为世界航空、航天工业的用户提供直接、高效的服务.近年来,在航空航天工业的销售占集团总销售业绩的7%以上.达诺巴特集团产品的特点在于为航空航天工业大型零件精密加工提供问题解决方案.     

我国高等学校在航空航天领域的研究现状及前沿分析

高等学校是航空航天原始创新的重要发源地,在航空航天技术发展和进步中发挥了重要作用。为了分析我国高等学校在航空航天领域的发展情况,以JCR收录的航空航天工程类期刊为数据源,选取2011—2020年我国高等学校发表论文,利用CiteSpace软件对航空航天领域的论文发表情况、机构合作关系、关键词共现、关键词聚类等进行可视化分析,总结我国高等学校在航空航天领域的研究现状、合作关系以及未来研究前沿。通过梳理我国高等学校关于航空航天领域的研究情况,本文研究为我国航空航天事业的规划布局、创新发展提供一定参考价值。     

从2001年100强排名看当前世界航空航天工业的发展特点

从2001年世界航空航天工业企业100强的排名看,近年来企业的并购正在大大影响世界航空航天工业的格局,强强联合的特大型企业不断涌现,并与其他企业的销售额差距越拉越大,多元化经营在100强企业中占半数,100强企业的人均销售额大都超过10万美元以上,世界航空航天工业的竞争将日趋激烈     

韩国航空工业瞄准21世纪——1996年汉城航展述评

在过去的40年中,韩国的讲究实际的工业政策已经取得了令人瞩目的进展,不论是钢产量、制船业,还是消耗性的电子产品等。但在航空航天领域至今还没有突破性的进展,尽首韩国也承担有一些重要的民用航空的转包项目和军用飞机的合作计划。最近,韩国总统金泳三已明确宣称,要把航空航天工业列为“高技术”工业,并且要使韩国的航空航天工业在21世纪前跻身于世界前10名的行列。目前,韩国自己承认,国家每年花费在航空航天产品上的投资     

面向现代柔性制造的工业机器人高精度控制方法

近年来,我国正大力发展航空航天事业,以工业机器人为基础构建柔性制造单元或柔性生产线,实现产品快速化、柔性化、自动化生产,对航空航天制造企业生产模式转型升级、提升装备制造能力和产品性能具有重要意义和价值。然而,由于本体结构及使用环境限制,工业机器人绝对定位精度低、长期稳定性差,尚无法直接适应现代新型制造环境下各行业的新应用、新需求。梳理并总结了当前国内外在提高机器人定位精度方面的研究方法和技术,提出未来工业机器人定位精度提升方法的研究思路,对于工业机器人在航空航天业的应用发展有一定指导意义。     

达诺巴特集团服务于航空航天工业 大型零件精密加工的解决方案

作为世界上重要的机床制造厂商,达诺巴特集团多年来向世界航空航天工业提供了大量的各类高精度、大规格、高质量、性能先进的加工设备     

交流技术 发展合作：记法国航空航天设备巡回展

1997年3月，法国航空航天工业集团（GIFAS）组织了22家法国航空航天设备公司在中国的沈阳、景德镇和上海举办了航空航天设备巡回展和技术讲座。此次活动得到了中国航空工业总公司、沈阳飞机制造公司、景德镇昌河飞机制造公司、南昌飞机制造公司、上海飞机制造公司及当地政府和有关单位的大力支持。法国航空航天工业的历史可追溯到1908年，具有丰富的经验，在西方国家中位居第二，占欧洲航空航天业务的35％以上。多年来，他们带头实施了法国及欧洲的多项航空’航天项目，在航空航天设备工业上掌握了一些世界最先进的技术。与法国同行相比，…     

法国航空工业的管理

目前,法国航空航天工业是世界四大航空航天工业之一,在国民经济中占有重要的地位.法国航空工业主要力量集中在少数大公司,法国宇航公司、斯奈克玛公司和达索·布雷盖公司的从业人数占整个行业人数的一半以上.法国航空工业按高度专业化     

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.      

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。     

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。     

Research on Auto-detection for Remainder Particles of Aerospace Relay Based on Wavelet Analysis

Aerospace relay is one kind of electronic components which is used widely in national defense system and aerospace system. The existence of remainder particles induces the reliability declining, which has become a severe problem in the development of aerospace relay. Traditional particle impact noise detection (PIND) method for remainder detection is ineffective for small particles, due to its low precision and involvement of subjective factors. An auto-detection method for PIND output signals is proposed in this paper, which is based on direct wavelet de-noising (DWD), cross-correlation analysis (CCA) and homo-filtering (HF), the method enhances the affectiv-ity of PIND test about the small particles. In the end, some practical PIND output signals are analysed, and the validity of this new method is proved.