再入返回飞行试验深空网干涉测量应用分析

鉴于我国深空测控网的深空干涉测量系统在探月三期再入返回飞行试验中首次正式执行任务,北京深空干涉测量中心组织佳木斯、喀什深空站对再入返回飞行试验器进行了高精度干涉测量。针对深空站天线无法短时交替观测射电源,从而无法进行干涉测量系统差标校的问题,利用基于稀疏标校数据平滑内插、高精度钟差建模、环境参数时延补偿的数据综合处理策略,实现了干涉测量系统差高精度标校。利用飞行试验器VLBI(Very Long Baseline Interferometry,甚长基线干涉测量)信标下行信号进行干涉测量获取时延观测量,用于飞行试验器联合定轨。联合定轨残差结果表明,深空网干涉测量时延测量精度在1ns水平,对应约100nrad测角精度,可以为飞行试验器精密定轨提供高精度测量数据支持。     

充气式减速技术试验器的设计和飞行试验

为验证充气再入与式减速技术的原理和返回工作程序,研制了基于多充气环结构的飞行试验器,介绍了试验器的设计方案、技术指标、飞行试验方案,并对试验器的核心装置——充气锥的设计进行了说明。开展飞行试验对部分关键技术进行验证,并对地面试验和演示验证飞行试验情况进行了总结。飞行试验结果表明,基于多充气环结构的充气式减速系统方案合理,折叠包装效率较高,与运载平台分离后快速充气展开,返回过程满足气动减速要求,着陆速度达到预期要求;柔性气动减速技术、刚柔耦合结构设计技术、多充气环结构加工制造技术、高效折叠包装及有序展开技术、快速充气技术、地面试验技术等关键技术得到了验证。     

五、压力阀的应用

最近几年压力阀在各种力的控制系统上开始试用,如:轿车刹车试验器、轮胎防爆试验器、轴承试验器、轧钢试验机等等,但用得最多的收效最好的还是飞行模拟器中的负载模拟系统,其原理如图10所示。由于采用压力阀使系统大大简化,并且产生的多余力(干扰)明显的减小,如图11所示。这样大大提高了试验精度和可靠性。但遗憾的是由于供不应求,使压力阀的广泛使     

类探月返回试验器稀薄气体电离特性分析

探月返回试验器以接近第二宇宙速度再入,绕流气体将发生较为严重的化学反应和电离,传统上发生在连续流区的通信黑障大幅向稀薄区域延伸。本文基于自主开发的稀有组分权重因子方法的DSMC计算平台,采用公开的外形和与探月返回试验器相似的飞行条件,针对第一次再入、第一次跳出和第二次再入的稀薄流域,重点考察类探月返回试验器的稀薄气体电离特性。通过电子数密度预测通信中断发生高度,其结果与飞行试验观测值具有良好的一致性,误差在2km以内。计算结果还表明,与RAM-C II等细长体的联合电离不同,对于类探月返回试验器的大钝头体再入,主要电离来源是N、O与中性分子或原子碰撞导致的直接电离。     

H410A直升机换装ARRIEL 2C发动机故障模拟试飞

发动机故障模拟试飞是在试飞过程中,通过故障模拟试验器人为模拟发动机故障,检查在发动机故障状态下,飞行员的反映时间及飞行过程有无危险的过载和航迹姿态变化等,是检查发动机的各种故障状态下的能否满足飞行要求,检验是否有直接危害飞行安全的因素,是制定发动机故障状态下处理程序的重要依据。     

ZJY—型总压静压试验器

一九八四年底,航空部对我厂的ZJY—1型总压静压试验器科研成果进行了鉴定,并顺利通过。 ZJY—1型总压静压试验器,是一种将测试、操纵、电源、气源综合为一体的试验器。它还附有压力/真空泵。操作时,既可手动,又可电动,灵活方便。该试验器可实现飞机仪表校验现场化,因而被评为国内首创,本试验器     

导演,以蓝天为舞台──五十周年国庆阅兵空中梯队指挥纪实

天安门广场，普天同庆哄和国五十岁生日。10时30分整，巨大的飞机轰鸣声响彻长空，由7个机种、15个机型、132架飞机组成的国庆阅兵空中梯队横空出世，我军历史上最大的飞行编队飞过来了【10时36分59秒。当最后一架飞机飞过广场，对空飞行监控系统显示，各编队队形保持优良，跟进距离误差为零，准时进人误差为零，全部实现了误差‘零秒零米”的目标。由陆海空三军调集歼击机、强击机、歼击轰炸机、轰炸机、直升机等132架飞机，组成10个楔型、箭型等不同队型。梯队全长乃．6公里，宽213米，通过时间为6分59秒。这是我国历史L数量最多、机种最…     

某重型燃气轮机双燃料喷嘴组试验器研制及流量试验

本文概述了某重型燃气轮机双燃料喷嘴组气体燃料流量试验器的研制及部分试验研究结果.为了测量该喷嘴组各流路供给的天燃气流量,专门研制了SH-1型气体流量试验器.试验器巧妙地将测量系统、操作系统、数据显示、数据采集与处理系统结合在一起,测量结果准确、稳定、重复性好,测量误差小于0.5%,操作简单,造价仅为国际同类设备的五分之一,系国内首创.应用SH-1气体流量试验器准确测量了喷嘴组流路Ⅲ、流路Ⅳ和流路V的供气量.喷嘴组的单管燃烧试验结果表明,喷嘴组各项指标均达到设计要求,SH-1型气体流量试验器的试验结果可靠、稳定.     

5DOF运动仿真试验器的姿态指向对准和误差分析

为了提高5DOF运动仿真试验器的综合精度和运行能力,分析了其结构和控制分项误差对姿态定向精度的综合影响,建立了误差数学模型并给出指向对准精度的设计计算方法及误差影响程度的计算结果;在指向对准关系分析的基础上,利用对准角计算给出了一种可实时判别和防护5DOF运动仿真试验器运动干涉的设计约束条件。     

安装节刚度对发动机整机耦合振动的影响分析

以带机匣的航空发动机转子试验器为研究对象,建立了模拟实际发动机安装条件下试验器的整机有限元模型。对试验器进行了整机模态试验,并利用试验器的模态试验结果对有限元模型进行了修改和验证。在此基础上,仿真计算了自由安装边界、固定安装边界和不同安装节刚度的弹性安装边界的试验器前3阶固有频率和模态振型,通过定义转静耦合因子,研究了安装节刚度对试验器转子、静子耦合程度的影响。结果表明:模态振型的转子、静子耦合程度越高,安装条件对该阶模态影响越大,并且安装节刚度对转子、静子耦合程度影响是非线性的。由于实际大型涡扇发动机的在很多模态下均存在转子、静子耦合现象,因此安装节的刚度对转子、静子耦合作用的影响不容忽视,在有限元建模和仿真计算中需要仔细考虑。      

百年航空大事记

１９０３年１２月１７日综台前人１００多年的探索工作并依据自己的研究成果，莱特兄弟的“飞行者”号飞机试飞成功，留空时间１２秒，飞行距离３６．５米，首次实现了载人可操纵的和有动力的重于空气航空器持续成功的飞行。１９０６年１１月１２日桑托斯杜蒙创造了欧洲第一个官方承认的飞行纪录。飞行距离２２米，飞行时间ＺＩ秒。这是国际航空联合会承认的第一个纪录，杜蒙使用的飞机是“１４—ｈｉｓ”。１９０７年１１月１３日法国人科努驾驶自制的直升机试飞成功。飞行高度０．３米，留空时间２０秒。１９０７年１１月３０日寇蒂斯在美…     

航空发动机主燃烧室高温测试技术

依据航空发动机主燃烧室结构及RR等国外发动机公司的研制经验,阐述了航空发动机主燃烧室试验器应当采用的合理布局。结合各类主燃烧室试验器的结构,以测量燃烧室出口温度场为目的,介绍了4种可用于燃烧室试验器温度场测量的技术,同时给出了1种燃气分析燃烧温度通用计算方法。对4种高温测试技术在不同类型燃烧试验器上的应用特点进行了比较。指出燃气分析方法测量燃烧室出口温度场具有可测量高温、数据精度高、高压环境性能可靠、在使用寿命周期内成本低的优势,是目前温度场测试的首选。     

基于自整角机接收模块的垂直陀螺仪试验器的设计

提出了一种基于自整角机接收模块的垂直陀螺仪试验器的详细设计方法。由于所采用的自整角机接收模块为自行研制,价格低廉,准确度与现有产品相当,显著提高了试验器的性价比。实际应用证明,该试验器工作稳定,测量准确,较好地解决了垂直陀螺仪试验器存在的问题。     

压气机试验器技术改造方向和途径的探讨

受试验器设计年代的技术水平和认识能力的限制,一台使用多年的试验器不可避免地会暴露出一些技术缺陷;另外,随着试验技术和科学水平的提高,试验技术和试验设备都应进行一些技术改造。本文通过一台压气机试验器的技术改造实践,可供国内同类压气机试验器的技术改造借鉴参考。     

支承刚度对整机耦合振动影响的定量分析

为研究支承刚度对航空发动机整机耦合振动的影响,以带机匣的航空发动机转子试验器为对象,建立了试验器的整机有限元模型。对试验器进行了整机模态试验,并利用试验结果对有限元模型进行了修正。在此基础上,分别改变前后支承刚度仿真分析了试验器前3阶模态。通过定义转静耦合因子和截面转静碰摩危险系数,定量研究了支承刚度对试验器固有频率、整机模态振型、转子静子耦合程度、压气机和涡轮截面转静碰摩危险程度的影响。结果表明,支承刚度对刚体模态振型影响较大,所定义的转静截面碰摩危险系数能够定量反映截面转静碰摩危险程度,并且支承刚度对转静耦合程度和截面转静碰摩危险程度的影响呈非线性。     

波音787“梦想飞机”成功首飞

<正>2009年12月15日,一架波音787飞机于当地时间上午10点27分从佩恩机场起飞。经过约3小时的飞行后,于下午1点33分降落在西     

新型封严涂层高温高速磨耗试验机的研制

为模拟航空涡轮发动机气路封严配副在工作状态下的磨损磨耗现象,研究封严涂层的可磨耗性能,研制了1套新型的可磨耗性能评价试验器。该试验器采用叶片-涂层刮削式磨耗副,使用模拟轮盘带动叶片高速旋转实现叶尖的切线速度;采用封严涂层试样径向进给以模拟叶片刮削切入;使用压电石英晶体3向测力仪定量测量瞬态刮削力;采用高速高温火焰加热试样。考核结果表明:试验器能够完成叶尖切线速度为0~300 m/s、进给速率为1.5~2025μm/s、加热温度为20~800℃条件下的磨耗试验,试验效果良好,数据稳定可靠。     

立式轮盘变幅循环旋转试验器改建中若干问题

本简要介绍把立式轮盘超转破坏试验器改造成立式轮盘变幅循环旋转试验器的过程及所达到的性能。最后介绍了试验器的实际应用。     

国外航空发动机燃烧室试验器综述

为适应不同用途先进航空发动机燃烧室的研制,美、英、法、德、俄等国建设了大量的燃烧室试验器。概述了国外航空发动机研发机构主要的燃烧室试验器类型,详细介绍了各类试验器的总体参数、系统组成、结构布局、加温方式、测试系统和特种测量等,分析了国内燃烧室试验器的现状及其与国外的差距,并提出相关建议。对我国新一代高性能航空发动机燃烧室试验器的规划和建设,具有一定的参考和借鉴意义。     

基于行星滚柱丝杠的环控系统应急供气装置及加载试验器研制

从方案选择、分析计算和设计校核3个方面进行了基于行星滚柱丝杠的应急供气装置方案的设计与实现;设计了加载试验器以满足静态、动态性能的测试要求。加载试验表明该装置的运动特性较好,且加载试验器能够满足应急供气装置的功能和性能测试要求。