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安鲁陵白　净毕树生蔡鹤皋曹义华曹玉璋常海萍常士楠常义林车录锋陈昌麒陈桂彬陈国平陈红全陈进元陈立新陈矛章陈　明陈五一陈希成陈新海陈　哲陈　铮陈志辉陈宗基陈作斌成来飞程慧尔程　鹏程　伟楚武利崔德刚崔尔杰崔平远戴冠中戴自祝邓学蓥邓智泉段成美尔联洁樊　丁范跃祖方振平方宗德费鸿俊冯汝鹏冯元生符　松付桂翠傅德薰刚　铁高德平高　浩高金源高　正高钟毓葛　玲龚尧南顾长青顾鸿斌顾镇中顾仲权关世义郭宝春郭秉衡郭　宏郭洪全郭建亭郭可谦郭　雷郭荣伟郭锁凤郭万林郭新生郭学廉韩　潮韩松臣韩万金韩雅芳韩月秋韩肇元何长安何　峰何…     

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安锦文安鲁陵安伟光昂海松包建文毕树生卜祥元蔡力勋蔡伟蔡元虎曹喜滨曹永革曹玉璋曹增强常海萍常青常士基常士楠车仁生陈大融陈国定陈国锋陈国平陈皓生陈红全陈家斌陈建军陈孟成陈铭陈仁良陈万春陈伟芳陈文元陈五一陈新海陈贻迎陈跃良陈曾平陈增强陈志辉陈宗基陈作斌程小全楚武利崔涛崔尔杰崔刚崔枯涛崔平远崔中兴戴冠中邓宏武邓学荃邓正隆邓智泉董建新董申杜善义段哲民樊慧庆樊尚春樊思齐樊养余范洪达范洁川范玉青范跃祖方群方振平方宗德房建成费锦东费玉华冯国泰付梦印付永领傅玉灿刚铁高德平高德远高浩高金源高梅国高晓光高玉魁高正高正…     

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安锦文昂海松白成刚白广忱鲍　文蔡　伟蔡国飙蔡鹤皋曹传钧曹义华曹玉璋常海萍常　青陈昌麒陈道炼陈国平陈皓生陈红全陈克安陈　明陈士橹陈　伟陈　炜陈希成陈新海陈　哲陈作斌成楚之程慧尔程　鹏程　伟郗晓予楚武利崔尔杰崔祜涛崔平远戴冠中邓学蓥邓子辰董　申段成美段广仁樊　丁樊尚春樊思齐樊养余方振平方宗德房建成费元春冯汝鹏冯元生符　松傅德薰高德平高金源高晓光高　正高正红高钟毓葛　宁葛运建宫声凯龚尧南谷传纲顾　红顾宏斌顾启泰顾元宪顾镇中顾仲权管　德郭宝春郭　宏郭洪全郭建亭郭　雷郭茂祖郭荣伟郭锁凤郭万林郭印诚郭迎清韩…     

《推进技术》第27卷(2006年)著者索引

B白耀忠BAI Yao-zhong…………(368)C蔡体敏CAI Ti-min……………(450)蔡元虎CAI Yuan-hu…………(257)曹谦CAO Qian………………(445)曹翠微CAO Cui-wei…………(450)曹志鹏CAO Zhi-peng……………230常国强CHANG Guo-qiang………248常海萍CHANG Hai-ping(248,326)………………………………………陈方CHEN Fang………………563陈锋CHEN Feng…………………9陈剑CHEN Jian…………………71陈君CHEN Jun…………………363陈雄CHEN Xiong………………521陈阳CHEN Yang…………………9陈鹰CHEN Ying…………………     

倾转旋翼机前飞动力学稳定性分析

倾转旋翼机的机翼端部装有一个可倾转的旋翼.所建立的倾转旋翼机前飞动力学稳定性分析简化模型由一个机翼和一个螺旋桨旋翼组成.机翼承受垂向弯曲、弦向弯曲和扭转变形,螺旋桨旋翼的桨叶认为是刚性的并承受一阶挥舞和摆振.机翼和螺旋桨旋翼的空气动力学载荷由准定常片条理论得到.利用此模型在高入流状态下建立运动微分方程,对倾转旋翼机在前飞状态下的动力学稳定性进行计算,计算结果与Bell公司试验结果基本一致,表明该模型可用于倾转旋翼机的前飞动力学稳定性分析.      

弹丸侧喷三维干扰湍流场数值模拟

为了研究弹丸侧喷复杂干扰湍流场的特性，从雷诺平均的Navier-Stokes方程出发，应用三维隐式有限体积TVD格式，在超声速和零迎角条件下，对侧喷增程无翼弹三维干扰湍流场进行了数值模拟，采用代数广泛一成了包含弹底的弹体绕流场O型网格而避免分区计算，为精确模拟侧喷口成功生成了侧喷口贴体网格，湍流模型采用高雷诺数两方程к-ε湍流模型，计算结果得到了清晰的流场波系结构，并从流场波系结构，弹体和弹底表面压力分布等角度与无侧喷流情况进行了对比与分析，表明侧喷流不仅提供增程推力，而且改变了弹丸阻力特性，其结果对于研究弹丸的火箭增程技术具的重要意义。     

氦光干涉仪

一、概况用国产的激光干涉仪、平面测厚仪等可以满足精密零件平面不平度的测量要求。但由于仪器精密,结构复杂,调整困难,维护要求高,故只适用于计量单位作单件检测。目前在批生产中虽也应用光波干涉法来检测平而不平度,用平晶及普通光源照射,但其测量结果是不可靠的。存在两个问题:1.有时不显示干涉带纹,常需将平晶和零件推紧贴合,结果把两者     

增程导弹选用涡喷(扇)发动机

为使现役导弹增程 ,常采用将动力系统改换为涡喷 (扇 )发动机的办法 ,如 :(1)根据美国空军的远程巡航导弹计划 ,洛马公司将为已批准列入 2 0 0 3财年预算的联合空地防区外导弹增程型 (JASSM ER)装备涡扇发动机 (拟选用威廉姆斯公司产品 ) ,在增加燃料后可使射程增加一倍。洛马公司要求侯选的涡扇发动机成本不超过现在型号动力装置成本 6 0万美元的四分之一。(2 )雷锡恩公司提出的诸多幼畜空面导弹改进方案中 ,将“增程型”方案定为换装一台涡轮喷气发动机。(3)法国MBDA公司正在研制MM4 0飞鱼反舰导弹的Block3增程型 ,采用了涡轮喷气发…     

《飞行器测控学报》2005年第24卷第1～6期（总第93～98期）总目录

测控总体Galileo系统完好性处理的方法研究…………………………………………………………………………………陈智张其善(一)1~5一种适合单频GPS动态求解整周模糊度的方法……………………………………………………刘立龙刘基余李光成(一)6~10靶场测控通信系统可靠性分析……………………………………………………………………马顺南张士峰刘秋辉,等(一)11~16基于非线性最优化的摄像机标定方法………………………………………………………………郭军海高耀文沙定国(一)17~21一种机载平台动态测姿精度检验方法………………………………………     

吹塌成型工艺在货仓窗玻璃上的应用

我厂生产的某机货仓共有十五个圆观察窗,是用4毫米厚的国产3号定向有机玻璃(DYB-3)制造的,形状呈双曲面,我们采用了吹塌成型工艺。 DYB-3是一种平面取向的热塑性高分子材料,它是由本体聚合的聚甲基丙烯酸甲酯加热到高弹态,经双轴平面拉伸、冷却制造成的。因此,它的分子是处于不平衡状态的,存在着收缩倾向,一旦温度升高到一定的程     

丝网多孔发散冷却面板烧结新工艺探索

丝网多孔发散冷却面板是液氢液氧发动机燃烧室的关键部件，是用多层金属丝网通过轧制和烧结复合而成的。制备面板通常采用的真空平压烧结工艺，烧结温度高，保温时间长，造成面板表面与陶瓷涂层隔板的粘结，严重影响了表面质量。本文探讨了真空吊挂烧结、真空表面活化烧结和热压烧结三种新工艺，表明三种工艺都可得到质量好的烧结表面，结强度 明显提高。真空吊挂烧结工艺更具有实际的应用意义。     

基于高阶WENO格式的旋翼非定常涡流场数值模拟

为提高直升机旋翼黏性涡流场计算流体力学（CFD）的计算精度及降低数值耗散,发展了一套基于五阶加权本质无振荡（WENO）格式的旋翼非定常涡流场数值计算方法。采用运动嵌套网格方法生成围绕前飞状态旋翼的网格系统,以Navier-Stokes方程作为主控方程,湍流模型采用一方程Spalart-Allmaras模型。为了提高旋翼流场中对涡的形成、演化等发展过程的模拟精度,采用高间断分辨率的Roe-WENO格式计算对流通量。对状态变量的插值,选取适当的加权因子,通过多个重构模板的凸组合来构造五阶WENO格式,在交界面附近获得具有五阶精度的状态变量。为了提高计算效率,采用高效的隐式LU-SGS（Lower-Upper Symmetric Gauss-Seidel）推进方法和并行计算策略。最后,运用该方法分别对悬停状态下C-T（Caradonna-Tung）旋翼和UH-60A旋翼以及前飞状态下C-T旋翼和SA349/2旋翼的涡流场及气动特性进行了数值模拟,并将数值结果与传统二阶精度格式的计算值进行了对比。结果表明：在计算时间增长10%～20%的前提下,五阶WENO格式能够捕捉到更精确的涡流场特性,反映了五阶WENO格式在计算旋翼非定常涡流场时具有更高的计算精度与更低的数值耗散特性。     

旋转爆震燃烧室梯度复合热防护结构热分析模型及验证

针对旋转爆震燃烧室高热流密度的热防护需求,提出了一种碳化硅耐烧蚀层-高硅氧烧蚀层-气凝胶隔热层-不锈钢金属基体层的梯度复合热防护结构,建立了考虑烧蚀的多层平壁一维瞬态热分析模型,结合旋转爆震燃烧室的典型热环境,采用动边界隐式差分计算格式求解获得了壁面输入热流密度和高硅氧烧蚀层主要参数对热防护结构内部温度分布的影响;同时开展了旋转爆震燃烧室梯度复合热防护结构热考核试验,对热分析模型进行了试验验证。研究结果表明：旋转爆震燃烧室壁面沿轴向温度分布存在着内在的不均匀性,前端由于预混气的及时补充而得到有效冷却,温度峰值出现在位于中截面和燃烧室出口的尾端区域。基于径向一维传热简化,从实测的旋转爆震燃烧室壁面轴向温度分布反演出时均热流密度沿程分布,并以此对特定轴向截面的热防护结构温度瞬态变化进行了分析,与试验结果的对比验证了所建立地考虑烧蚀过程的一维瞬态热分析模型可以较好地预测梯度复合热防护结构的温度变化特性。     

航空公司服务遭遇与服务补救

当今世界，服务质量已 成为民航企业竞争的新战场，成 为知识经济条件下抢占市场“制高点” 的战略前沿和竞争利器。在航空公司中加强 服务管理，创建精品服务，改进服务质量，提 高竞争能力和经济效益，已经到了刻不容缓的地 步，意义十分重大。 但与此同时，由于在服务领域中缺乏专利保护，服务产品模仿速度极快，单凭服务项目的多寡，航空公司很难从根本上提高服务质量、获得差别化的竞 争优势。相比之下，在服务过程中全方位提高服务 质量，具有更为重要的意义。因此，注重服务过 程，研究服务遭遇，强调服务补救是我国航空 公司以卓越的服务质量迎接服务经济挑战 的必然要求，也是航空公司在新世纪 迅速脱困、重塑自我的首要战 略选择。     

碳纤维预浸料自动分切复卷系统设计与研究

自动铺丝技术是成型复杂曲面(如机身、翼身融合体、进气道等)的关键技术,其适用范围宽,成型效率高,成型构件质量可靠。以自动铺丝机所需窄带预浸料为研究对象,开展将宽幅预浸料分切成预浸窄带,并重新覆膜、收卷,卷绕成规定形状和容量的圆柱状卷装的制备技术研究,提出该技术的工艺流程,开发自动分切复卷机构。结果表明,自动分切复卷设备所生产的预浸窄带分切精度在0.1mm以内,覆膜可靠,导程稳定,卷装密实。同时,该设备分切、复卷速度快,自动化程度高,一次装载可连续运行,完全满足自动铺丝机对窄带预浸料的要求。     

高低压转子弹性支承振动应力信号的LMD切片谱分析与时频分布

针对传统的频谱分析方法不能很好地辨识航空发动机转子振动特征频率的问题,采用局部均值分解（Local Mean Decompo? sition, LMD）,结合切片谱的频谱分析方法,对航空发动机转子振动信号进行自适应模态分解与峰值频率辨识;对转子振动信号进行时 频分析,得到其时频分布。将该方法应用于某航空发动机高、低压转子的弹性支承振动应力信号分析中。结果表明：相比于发动机振 动正常状态,在发动机振动异常状态下,高、低压转子弹性支承振动应力信号的LMD切片谱中除了存在高、低压转子的基频和倍频成 分,还存在高、低压转子间的调制频率,且在异常状态下F分量的时变特征更加明显。采用LMD切片谱分析方法获取了发动机振动正 常状态和异常状态下的振动频谱特征和时频分布,可为航空发动机转子振动特征提取与状态判别提供参考。     

篦齿封严流动及其对压气机静子性能的影响

为研究工程上广泛采用的3平齿型篦齿封严泄漏流动,以1台多级压气机第3级静子为例,利用数值模拟技术进行了计算分析.结果表明：篦齿封严间隙与泄漏流量成线性正比关系,但对静子流通能力和总压损失等的影响不是线性的;篦齿封严泄漏导致静子端壁区流动产生角区分离,并催生强的二次流动,是静子封严泄漏能够影响主流大范围流动的内在机制.为此提出将篦齿封严间隙控制在1％叶高左右的建议,以将篦齿封严泄漏对压气机静子的影响控制在可接受的范围之内.     

基于Reynolds平均的高超声速二方程湍流模型

 在Reynolds平均的框架下推导了可压缩湍流Reynolds应力方程和湍动能方程。根据一定的假设和尺度分析简化并封闭了所推导的湍动能方程。在均匀湍流假设下,湍动能耗散率可分解成可压缩性耗散和旋度耗散,并对其中的可压缩性耗散进行了封闭;同时认为旋度耗散不受可压缩性影响,直接引用传统的Reynolds平均不可压缩湍动能耗散率模型方程。由此构造了适用于高马赫数的二方程可压缩湍流模型。应用所发展的模型计算了高超声速平板绕流,并与若干现有模型的计算、实验与半经验公式的计算结果进行了对比,验证了所发展的模型。在此基础上,通过对压缩拐角的高超声速湍流的数值模拟,对所发展的湍流模型,以及若干现有模型进行了对比,显示了不同湍流模型及可压缩性修正在计算壁面压力分布和热流分布上的特点,说明了湍流模型可压缩修正的必要性,得到了所发展模型的计算结果最接近实验结果的结论。