航空发动机地面试验技术的近期发展及我们的对策

试验与鉴定工作是发动机预研和工程发展阶段中的主要内容。航空发动机技术的发展推动着试验基础设施的建设和试验技术的发展，并对试验提出了更高的要求。通过对国外航空发动机试验技术发展的分析，提出了发展我国航空发动机试验设备的建议和对策。     

航空发动机故障诊断技术

航空发动机故障诊断技术是实现航空发动机视情维修的重要一环,在航空发动机的设计、生产、使用和维护中起着非常重要的指导作用。本文在简要介绍航空发动机故障诊断技术的基础上,详细地介绍了其实施的基本环节、方法和目前常用的几种新型的航空发动机故障诊断技术,展望了航空发动机故障诊断技术的发展前景。     

航空发动机试验设备和测控技术发展趋向

本结合航空发动机试验研究中的应用实际，扼要地介绍了测控技术的地位和作用，并展望了航空发动机试验设备和测控技术发展趋向。     

航空发动机试验测试技术发展探讨

强调了航空发动机试验测试技术在发动机研制过程中的重要性。简述了航空发动机试验测试技术的特点及国内外发展现状,分析了其试验测试技术发展需求,提出了发展设想。为适应新1代航空发动机研制的需求,必须积极推进其试验测试技术的快速发展,应及时开展其研制试验所需测试仪器的研究和开发,组织开展其试验测试技术研究,加强专业间交流和协同,进一步提高试验测试结果的准确度,建立和完善试验测试技术标准规范。     

航空发动机维修技术进展与展望

航空发动机是为航空装备提供动力的装置,维修保障是保障发动机完成服役周期的重要阶段。随着航空发动机维修产业的不断发展,为满足未来大批量、高质量、高效率的维修需求,发动机维修技术也在不断提升和发展。本文简要介绍了航空发动机维修发展历史;从故障检查、整机清洗和整机装配三个方面综述了航空发动机整机维修技术的研究进展,从再制造发展、关键技术和技术开发流程三个方面阐述了航空发动机再制造进展;并对航空发动机维修和再制造技术的未来发展进行了展望。     

航空发动机全权限数控系统飞行演示试验及分析

航空发动机全权限数字电子控制系统飞行演示验证的成功标志着我国在航空发动机控制领域取得了重大技术突破。本文针对首次进行的航空发动机全权限数字电子控制系统验证试飞,简述了试验的目的、内容、方法,并根据试验结果及分析给出了试飞结论。最后,本文还对航空发动机全权限数字电子控制系统的发展和要解决的技术予以了展望。     

德国AneCom航空发动机试验公司运行模式

作为一家新型的为航空发动机试验与测试提供技术服务的企业,德国AneCom航空发动机试验公司集科学试验工作和测试产品开发为一体,并按市场经济运作。简要介绍了该公司的管理方式、主要业务和试验设备,浅析了其运行模式,以期为我国航空发动机试验与测试单位的管理运作提供参考。     

中航国际探索新大陆——中航国际收购大陆航空发动机公司

2011年4月19日,中国航空技术国际控股有限公司(以下简称中航国际)与美国德立达技术公司,在美国阿拉巴马州莫比尔市举行了收购美国大陆航空活塞发动机公司(ContinentalMotors,以下简称大陆发动机公司)的股权交割仪式.此举标志着中航国际正式完成了全部的收购程序,拥有了大陆航空活塞发动机公司及维修服务公司的...     

增强现实技术及其在航空发动机维修中的应用

航空发动机维修是现代航空维修中的难点和重点,开发基于增强现实技术的航空发动机维修系统,完成对航空发动机维修的实时诱导,对提高维修准确率,节约发动机维修成本具有重要意义。本文首先介绍了增强现实技术的基本原理和关键技术,在此基础上结合航空发动机维修的实际需求,开发了基于增强现实技术的航空发动机维修系统。论文对该系统的软硬件模块和基本结构作了详细的介绍,展示了增强现实技术在这一领域应用的广阔前景。     

MTU航空发动机公司为普惠齿轮传动涡扇发动机设计高速涡轮

据英国《飞行国际》2007年10月报道,以制造和修理军民用航空发动机为主要业务的德国MTU航空发动机公司将环境友好的航空发动机部件验证机(CLEAN)研究项目的技术应用到普惠公司的齿轮传动涡扇发动机(GTF)上,为其研发高速低压涡轮。     

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。