飞机低空突防中的航路规划技术研究

针对飞机低空突防航路规划中存在的计算复杂和收敛性等问题,在基本遗传算法的基础上提出了一种基于自适应伪并行遗传算法的优化方法,使用该方法得到的飞行航线严格经过飞机的起始点和目标点,而且满足飞机到达目标点的航向角要求,使威胁飞机的因素最小,可有效提高飞机的任务生存率。     

多航路点协同约束下的飞机性能参数优化

针对多航路点协同约束下飞行轨迹预测中飞机性能参数优化问题,依据飞机进场剖面构建了飞机进场轨迹,并提出了飞机进场航路点协同约束合理性的验证方法。创建了两种多目标适应度函数并进行对比、选择,在简化问题复杂性的同时保证了优化模型运行的稳定性,并基于多目标遗传算法建立了优化求解模型。仿真结果表明,该优化模型能对具有多个航路点协同约束下的节油飞机性能参数进行有效求解,使用非线性适应度函数较线性适应度函数综合稳定性提升了161. 67%,所提出的RTA约束窗口大小设置方法对空管实际运行有指导意义。     

终端区多机协同进场下的飞机性能参数优化方法

为了降低多条航路上下降至同一航路点的多架飞机最后巡航阶段和下降阶段的运行总成本,同时要确保飞机的飞行安全,研究了多架飞机下降至同一航路点时降低总运行成本的参数优化方法。首先,介绍了飞机性能参数计算方法;其次,为了提高寻找飞至同一航路点各架飞机使得总运行成本最低的合适指示空速的计算速度,建立了考虑间隔约束的参数优化模型,并通过精英保留的遗传算法进行优化运算;最后,用某型民用飞机对建立的模型进行算例仿真。结果表明,该模型能准确计算出各架飞机使总运行成本最低的指示空速,对航空公司处理多架飞机下降至同一航路点降低总运行成本有较大的指导意义。     

基于驾驶员操纵特性的飞机航路飞行仿真研究

基于驾驶员航路飞行任务中的操纵特性,首先对飞机横侧向、法向、切向过载的机动指令进行了设计,重点对横侧向通道机动指令的设计进行了研究,提出了一种利用飞机速度矢量与目标航路点坐标来设计偏航指令的方法;然后用差分算法实现了驾驶员实际操纵指令的平稳变化;最后对飞机的航路飞行进行了数值仿真。仿真结果表明,所提出的方法可以较为真实地实现飞机的航路飞行。在仿真过程中,机动指令的变化较为平缓,并且飞机的航迹姿态角等信息得到了实时展现。     

终端区四维轨迹到达时间的控制与计算

研究的目的是使管制员通过飞行管理计算机计算的结果来较精确地预测飞机到达各航路点的时间范围,在同时有多架飞机进场的情况下合理安排进近顺序。利用向量分解法,分析了飞机在有风情况下,特别是风向风速改变时地速的变化。给出了实时地速的计算方式,指出了通过调节两个航路点间加速度变化的位置来控制飞机到达下一航路点的时间,并给出了到达各航路点时间范围的计算方式。通过计算,管制员不仅可以推测出到达各航路点的高度及时间范围,避免飞行冲突,还能够安全有序的引导飞机按预计时间着陆,减少航班延误量。     

基于遗传算法的航路点流量组合预测方法研究

航班放行是保证航班正常的最基本工作之一,航路点流量特别是走廊口流量是航班放行中最关注的问题之一,航路点流量预测对航班放行的时隙分配至关重要。在对几种常用航路点流量预测方法优缺点进行分析和比较的基础上,提出了一种基于遗传算法的航路点流量组合预测方法,该方法利用遗传算法群体搜索的特点,组合了各种算法,优化了预测思路,充分发掘不同算法的差异优势,实践证明该思路切实有效。     

遗传算法在飞机低空突防航路规划中的应用

首先简要介绍遗传算法的基本原理,然后讨论遗传算法如何用于飞机低空突防航路规划,对传统的遗传操作提出了新的改进意见,并进行了计算机仿真,证明了该算法的有效性.     

飞机航路客舱释压应急程序研究

本文引述了中国民航规章关于客舱释压后为机组成员及旅客供氧的要求,以空客A320-214机型执飞丽江-昆明航段为例,采用飞机性能软件,计算飞机航路客舱释压后紧急下降性能;使用有效地形数据源,获得航路最低安全高度。通过超障分析,方案论证,最终选择设置决断点及偏置航路飞行的方法,设计航路客舱释压应急逃离程序,以满足航路客舱释压后飞机安全飞行的目的。     

一种多转弯方式组合的航线转弯弧画法

在座舱显示系统的导航显示器中经常需要显示飞机的规划航线,航线中的每个航路点可能采用不同的转弯方式,例如压点转弯、向点转弯、绕点转弯等。本文给出了一种根据各航路点的转弯方向、转弯半径、转弯方式确定各航路点转弯弧的圆心、转弯弧起始点、转弯弧结束点的计算方法。     

政府及行业简讯

南中国海空域实行新飞行规则Ｎｅｗ　Ｆｌｉｇｈｔ　　Ｒｅｇｕｌａｔｉｏｎ　Ｃａｒｒｉｅｄ　ｏｕｔ　ａｂｏｖｅ　Ｃｈｉｎａ　Ｓｏｕｔｈ　Ｓｅａ　根据国际民航组织亚太地区办事处的决定，从１１月１日国际协调时１９点３０分，即北京时间凌晨３点３０分起，在南中国海空域新组合的七条主要航路上将实施新的运行规则。据介绍，原有的航路已不能适应航空运输发展的需要，其主要原因是：原有的航路结构复杂，航路点交叉过多，航路拥挤，在海洋区域飞行时飞机与飞机间纵向间隔过大，以及　指挥手段落后。随着航班密度的增加，由此造成的航…     

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.