轟×最大重量起飞及升限飞行

一、轰×飞机最大重量起飞轰×飞机最大重量起飞过去没有飞过,无论工厂试飞还是部队训练飞行一般最大重量都在72.5吨,所以75.8吨飞行没有直接的实际的飞行经验可供参考。最大重量起飞的特点:就是飞机重、增速慢、滑跑距离明显增长,离陆后上升角小。因此对飞机滑跑方向保持及抬前轮动作要求要严格准确,如果操纵不当,可能造成前轮抬不起     

无人机地面滑行自主起飞的建模与控制

前三点式无人机地面滑行起飞的整个过程由三轮滑行、抬前轮滑行和离地至安全高度3个阶段组成,3个阶段飞机的受力与约束均不相同。根据3个阶段的运动特性和飞机的气动特性,建立了一种通用的无人机地面纵向动力学模型,确定其抬前轮速度和离地速度,从而选择合适的控制策略来实现其自主起飞。以某型无人机为背景,建立了全量的非线性模型,并在此基础上设计了一种起飞的控制方案。仿真结果表明,此模型与控制方案具有较高的工程应用价值。     

民机最小离地速度的工程计算方法

通过建立飞机地面滑跑起飞全过程的运动方程,并结合适航条例规定,给出了一种确定民机最小离地速度的工程计算方法;参照失速速度修正方法给出了受俯仰操纵效能限制的飞机最小离地速度的修正方法;分析了单发失效及不同抬前轮时间对飞机起飞性能的影响。仿真计算表明,所给出的方法是合理的。     

飞机前轮随滑行速度限偏的分析研究

飞机在起飞降落阶段前轮偏度过大会发生侧翻,应根据滑跑速度合理限制前轮的偏度。基于侧翻现象发生的原理,通过分析起飞降落阶段前轮偏转时飞机相对侧翻轴的合力矩,得到前轮极限滚动方向偏度;建立前轮滚动方向偏度和偏转角度的关系,计算起飞降落状态下各速度的前轮限偏角度以及考虑飞机螺旋桨不对称滑流的前轮中立位,得到前轮的偏转范围。结果表明：计算得到的前轮限偏范围符合前轮限偏的一般特性,能够防止侧翻的同时最大保留前轮纠偏能力。     

运输类飞机最小离地速度试飞设计与风险控制

最小离地速度是民用运输类飞机制定起飞特征速度的关键。最小离地速度试飞是民用运输类飞机最大性能起飞的试验机动,是在地面效应影响下的飞机低速大迎角试飞科目,试验难度大、风险高,对试飞技术、试飞组织和试飞驾驶技术要求很高。目前国内仅有新支线飞机按照民用航空规章进行了相关试验。研究了民用运输类飞机最小离地速度试飞的类型和理论,对运输类飞机最小离地速度试飞中的关键技术和风险控制方法进行了深入研究,可供所有类型运输类飞机最小离地速度试飞借鉴使用。     

直升机无障碍机场A类性能起飞决断点试飞研究

A 类性能是运输类直升机的典型特征，A 类性能飞行试验是表明符合性的最佳途径。以CAAC 颁布的相关A 类性能适航文件为基础，分析A 类起飞性能产生的背景，研究相关规章条款的要求和符合性方法，探讨极限高度—速度包线、A 类起飞航迹、A 类继续起飞和中断起飞以及最终起飞决断点确认等试飞技术，制定无障碍机场A 类性能起飞决断点试飞风险管控措施。构建的直升机无障碍机场A 类性能起飞决断点试飞方法及试飞风险管控措施，有效地指导完成了AC312E、AC313 等直升机的局方审定飞行试验工作，为其获得CAAC 型号合格证奠定了基础。     

S—92进入试飞阶段

1995年6月开始研制的19座S—92已从1998年12月开始试飞。至今年3月止已完成340小时试飞,主要完成了以下一些飞行科目:65公里/小时速度侧飞,287公里/小时最大平飞速度的飞行,241公里/小时速度平飞转弯,287公里/小时速度带30°侧倾角飞行等;试飞员还完成了148公里/小时速度自转下滑,并分别在185公里/小时、241公里/小时和278公里/小时速度段进行上仰和俯冲飞行。最近一次试飞时完成了最大起飞重量11430公斤不同重心位置的飞行试验。     

湾流G650飞机试飞事故研究

依据湾流G650试飞事故调查报告,以试飞工程师的角度从管理、技术两方面对事故进行细节解读和分析。首先梳理关键事件的主要原因和逻辑关系,分析事故链演化过程,将事故原因归纳为管理和技术两类。针对湾流项目管理层面的问题,从流程管理、计划管理和风险管理三方面进行剖析。基于地效模型和测试数据,深层分析了失速告警迎角值设置过高的原因,从起飞速度试飞程序出发,揭示目标起飞安全速度过小的原因。最后总结事故经验,对试飞安全提出建议。     

新机试飞特殊情况处理方法

本文介绍新机在试飞时两种特殊情况处理方法。一是对于装有双发动机的歼击机,起飞时由双发转单发的应急处理;二是飞机在发动机停车故障状态下返场着陆的停车迫降应急处理。文中在由双发转单发的应急处理中着重计算和研究了最大终止起飞速度和最小单发起飞速度及其关系。在停车迫降应急处理中着重研究了实施停车迫降的条件并对几个参数的选择作了分析。     

确定决策速度和平衡场长的试飞研究

本文详细介绍了通过临界发动机停车继续起飞和中断起飞,确定运八飞机决策速度和平衡场长的试飞方法和数据换算方法,给出了试飞结果和一些典型曲线,并同安-12飞机进行了比较。本文还简要介绍了曲线转移法,利用这种方法可以减少继续起飞次数。     

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.