机载吊舱结构动力学研究

机载吊舱使用环境复杂,常因受到各种动载荷作用而破坏,所以对机载吊舱的结构动力学研究非常必要。本文介绍了某机载吊舱的基本结构,通过结构动力学特性分析和振动冲击试验验证了该吊舱在振动冲击环境下结构强度和机械性能可以满足使用要求,为以后机载吊舱结构设计提供参考。     

固体式红外增强吊舱药剂配方选择及试验研究

药剂配方选择及各项实验研究是固体式红外增强吊舱研制工作的重要组成部分。本文对药剂配方及其一系列性能试验进行了分析。结果表明，新配方药剂的性能能够满足设计指标要求，各项试验结果或数据均令人满意，靶试使用获得圆满成功．     

某机载吊舱的气动特性分析

为满足航空遥感试验研究需求,设计并分析了一种飞机机腹吊舱。文中采用CFD软件对飞机机腹加装的吊舱进行气动外形特性分析,首先利用Icem软件对机载吊舱进行结构性网格划分,通过Flunet软件模拟飞机在多种高空环境下的飞行特性,仿真其受压力变化分布,并计算飞机重心的变化,提出吊舱设计应考虑压力调节需求和机腹结构加强需求,并评估飞机重心变化对飞行安全的影响。经飞行试验证明,该吊舱设计合理,可为同类产品设计提供参考。     

吊舱类试验平台的模块化设计

为了扩展飞机的作战性能,并节约研制经费,缩短研制周期,增强系统可维修性,在进行满足新任务系统需求的吊舱类试验平台结构设计时,参考已定型吊舱,采用模块化设计思路,利用整体壁板设计技术,以保证吊舱维护所需的开敞空间。经分析设计的吊舱类试验平台满足功能要求及强度、刚度要求。     

冲压空气驱动的机载吊舱空气循环冷却装置：温度、高度和湿度联合模拟性能试验

文章描述了一种机载电子设备吊舱温度、高度和湿度（TAH）的模拟测试方法。旨在说明该型冲压空气驱动的机载吊舱空气循环冷却装置性能（即吊舱环境控制系统ECS）可以满足电子设备的冷却要求。     

PW2000“降温型”发动机的发展与设计特点

美国普惠公司为波音757客机研制的PW2037高涵道比涡扇发动机于1984年投入使用后，已被22家航空公司（包括上海航空公司）选用，目前已交付近900台，累积使用时间超过1200万小时。到1992年，它的可靠性指标（空中停车率、提前换发率）已趋稳定，即该发动机已进入成熟期（见图1）。目前它总的空中停车率为0．013次／1000小时，达到较先进的水平。1989年，普惠公司对PW2000系列发动机（PW2037是该系列的第一个型号）作过一些改进，例如：对高压第一级涡轮工作叶片进行了改进；高压涡轮叶片外封气环带采用了283陶瓷涂层；增加了高压第一级导…     

某机载测量吊舱环境控制系统参数设计

根据某机载测量吊舱环境控制系统的设计方案及相关设计规范，对吊舱飞行试验状态下冷、热载荷的变化进行了分析和计算，优化系统设计参数。通过对飞行状态及吊舱热容量对吊舱瞬态温度影响的分析，提出了“蓄冷”节能的设计概念，以解决因载机电能不足而给系统设计带来的困难。     

某型涡扇发动机扰流板进气总压畸变研究

在吊舱进口安装扰流板进行某型涡扇发动机进气总压畸变试验,得到了该型发动机若干状态下进气总压畸变的定量数据,研究了发动机进口总压分布的影响因素,讨论了发动机工况、扰流板相对深度对吊舱进气段总压恢复系数、发动机进口各畸变值的影响.同时基于试验数据结合计算流体力学(CFD)计算发动机进口稳态总压分布及畸变值,结果表明,计算与试验吻合较好.工作为该型发动机的扰流板空中畸变及逼喘试验及研究奠定了基础.      

发动机空中插板逼喘试验研究

发动机飞行试验台进气扰流装置由一组安装在被试发动机吊舱进气道内的插板组成,通过安装不同数量的插板可以在被试发动机进口造成10%~60%的6种堵塞比。通过采用在发动机飞行台试验吊舱进气道上安装进气扰流装置对被试发动机进行逼喘试验,探讨了飞行台发动机插板逼喘试验的试验程序和方法。为进行被试发动机空中插板逼喘试验,测量被试发动机进口流场压力分布,对发动机飞行台试验吊舱的过渡段壁面加装了静压座,并安装了总压测量耙,对被试发动机进口的总压、静压及动态压力进行测量.在试验过程中,首先进行均匀流场地面试验,获得均匀来流下被试发动机进口总压流场,然后再安装30%、40%及50%的插板进行被试发动机地面逼喘试验,最后安装40%的插板进行被试发动机空中逼喘试验。研究了在航空发动机飞行试验台上采用插板方式进行逼喘试验的方法,包括试验设备、测试方法、试验程序,并对地面和空中试验的结果进行了简要的分析。     

欧洲开发新一代目标吊舱

法、意、西班牙和英国计 划合作开发通用电－光昼夜 目标吊舱，以代替现役的系 统。新系统称作目标识别、侦 察及指示机载系统 （ＡＳＴＲＩＤ），它将被设计成为 更大的火力圈范围生存能力 的改善平台，并与当今的作战 环境更加匹配。ＡＳＴＲＩＤ具有 更高的自动化水准，包括的激 光照射技术进行目标侦察和 非合作目标的识别。欧洲开发新一代目标吊舱     

航炮吊舱与飞机发动机相容性试验述要

航炮吊舱与飞机发动机地面相容性试验,目的是验证在空中首次实弹射击时,是否会引起飞机发动机空中停车事故,同时考察航炮发射时抱口力生的压力场、温度场所形成的流场变化,是否会影响发动机春恶劣气流能力。本文重点介绍了试验过程中所采取的方法和测试手段。     

大开口升降式光电吊舱设计技术研究

机身大开口存在结构刚度急剧变化、变形不连续等问题,使得机身大开口加强设计成为飞机设计改装的重点和难点。以国外某飞机为例,通过对开口加强区设计研究,采用单力素对比方法验证加装升降式光电吊舱结构强度;通过梳理载荷设计思路,自主设计光电吊舱及升降机构,并对改装前后各工况应力进行对比。结果表明：在机身气密压力、机身切面载荷及光电吊舱载荷作用下,该结构能够实现升降功能,载荷计算方法及结果量级合理,结构满足强度设计要求;采用单力素对比方法作为强度合格的评价指标能够指导同类型飞机改装设计。     

机载捕控吊舱试飞方法研究

介绍了机载捕控吊舱的结构与工作原理,并针对视频图像传输质量、信号最大作用距离及吊舱天线指向精度与伺服跟随性等需要考核的关键性能指标,给出了单机模拟、空地协同、双机编队等试飞方法及理论分析。这些方法已成功应用于捕控吊舱的飞行试验,实现了对捕控吊舱的全面考核与验证。     

某型涡扇发动机扰流板进气总压畸变试验研究

在吊舱进口安装扰流板,试验研究某型涡扇发动机进口的总压畸变流场,得到了该型发动机若干状态下进气总压畸变的定量数据,研究了发动机工况、扰流板相对深度对吊舱进气段总压恢复系数、发动机进口各畸变指数的影响,确定了该型发动机进口综合压力畸变指数与进气段平均总压恢复系数的特性,为该型发动机的扰流板式空中逼喘试验和气动稳定性研究奠定了基础。     

导弹到期火工品处理方法

国内外对导弹到期火工品的处理方法大多是直接销毁,没有使军费使用的效费比达到最大.文章结合导弹火工品特点,分别针对已知与未知结构和技术参数的火工品提出了寿命期内检测与到服役期后的处理方法,给出了延寿的具体措施和参考年限.这些工作既可以积累火工品的基本数据,又可以为其他类型导弹火工品到期处理方法提供依据,具有重要的参考意义...     

加油吊舱地面驱动装置的设计与实现

对某型加油吊舱地面模拟试验所需的地面驱动装置进行了系统方案设计,并对关键部件进行了选型,通过计算机仿真和地面测试验证了设计方案的可行性。结果表明,马达在液压源的驱动下,通过控制系统可实现不同转速状态之间的切换,转速控制精度和切换时间满足加油吊舱技术要求,该装置可以代替冲压空气涡轮驱动加油吊舱进行地面加油试验。     

发动机飞行台插板空中逼喘试验研究

为了验证被试发动机消喘系统的有效性和可靠性,采取在发动机飞行台试验吊舱进气道上安装进气扰流装置的方法,对被试发动机进行了空中逼喘试验。地面分别安装30%、40%及50%堵塞比的插板进行发动机逼喘试验,空中安装40%堵塞比的插板进行不同高度的发动机逼喘试验。本文简要介绍了试验的相关设备及试验的方法和程序,并对试验结果及试验数据进行了分析研究。     

某型发动机逼喘试验方法和消喘系统验证研究

分别采用提高发动机供油量和吊舱进口安装扰流板进行某型发动机地面逼喘试验,分析了喘振过程发动机参数的变化情况,研究了两种试验方法的特点,试验结果表明,提高发动机供油量快推油门杆和安装扰流板间歇缓推油门杆进行逼喘试验均能够有效反映干扰因子对发动机稳定性的影响,在发动机喘振过程中消喘系统投入工作。为该型发动机空中逼喘试验及稳定性评定奠定了基础。     

逆升空气循环环境控制系统的应用

通过对逆升压空气循环环境控制系统与传统升压式空气循环环境控制系统的对比，分析了逆升压空气循环环境控制系统的工作原理，介绍了它在收音机导弹和吊舱环境控制系统上的应用，描述了系统的控制方法，指出了地面状态下导弹和吊舱电子设备的冷却途径，阐述了该系统的优点与需要解决的问题，并对它在高压引气的飞机环境控制系统上应用的可能性进行了探讨，对我国的飞机吊舱环境控制系统的方案选择具有指导意义。     

用于电传飞机飞行试验的颤振激励系统

阐述了颤振激励系统（FES）在现代飞机飞行试验中的重要性，论述了FES研制的历史背景。FES作为一种新型的颤振激励系统，在完成了软／硬件设计之后，进行了大量的验证试验。FES是通过电传飞控系统去激励飞机响应，为将风险减少到最小程度，在全权限全时数字变稳电传操纵系统的空中飞行模拟机上进行了验证试飞，而后在某型飞机上进行了验证试飞并投入实际使用，结果表明，FES的监控保安电路可靠，与飞控交联匹配，隔离措施有效，满足飞控稳定裕度以及气动伺服弹性，颤振和操稳等科目的试飞要求。