隐身飞机探测技术研究

隐身兵器的出现使得现代战争的概念发生了深刻的变化,隐身飞机在多次局部战争中的成功使用使得反隐身技术成为当前的热门研究课题。隐身飞机的低可探测性使得普通雷达的探测效果大大削弱,但是这种先进技术也有一些难以克服的弱点,如何利用它的弱点发展相应的反隐身技术是我国国防现代化建设的艰巨任务。该文介绍了隐身飞机的隐身机理和隐身技术的局限性,并结合目前装备情况和未来发展趋势探讨了一些可采用的技术手段。     

飞机隐身技术

隐身技术广泛应用于新一代军用飞机上,本文分析了隐身飞机所采用的主要隐身技术,如反雷达探测隐身技术和反红外探测隐身技术等。     

让“幽灵”显出原形──反隐身和阻截技术发展动向

隐身飞机和隐身导弹的出现大大提高了航空兵隐蔽突防和打击的突然性,当前,F—117A隐身战术战斗机已在美国空军中服役了十余年,B—2隐身战略轰炸机已服役和隐身巡航导弹ACM也将要服役。英国、日本和其他一些发达国家也在全面展开隐身航空武器的研制工作,据军事专家评价,在任何规模的战争以及各种武装冲突中都可以使用隐身航空武器。反隐身探测技术几乎是在开始建造隐身航空武器的同时,也开始了反雷达系统与它们作战效能的研究工作。但直到80年代中期,第一批隐身飞机已经服役了,而用于探测和跟踪它们的还仅仅是常规雷达。这些雷达…     

雷达吸波复合材料和雷达吸波结构(RAS)的研制与发展

本文综合叙述了雷达吸波复合材料和雷达吸波结构的研制、应用和发展,讨论了低可探测性复合材料对缩减雷达散射截面(RCS)的作用,介绍了隐身飞机用的各种雷达吸波复合材料和雷达吸波结构。     

隐身飞机的维修经验

由于缺乏全面的传媒报道，多年来隐身技术一直给人以神秘之感。人们对这种飞机的后勤支援及维护也知之甚少。例如对B—2这样的飞机的大片复合材料蒙皮上不得有任何缺陷的说法显然有些夸大，但这种飞机的维修确有难点也是事实。美国空军司令部把这种飞机的维修称之为头号的维修问题。不过，随着对现役隐身飞机的改进改型以及在新飞机设计上的创新已使人们对这一问题的认识得到深化且愈来愈清楚了。难点问题隐身飞机是靠低的雷达反射截面积（RCS）来提高其生存能力的，但RCS这一特性与速度航程之类不同，这就是有时很小的缺陷就足以使隐身…     

大气波导环境下的隐身飞机突防方法研究

针对现代隐身技术发展遇到的瓶颈,本文提出了感知大气波导环境下雷达探测盲区进行突防的新型飞机隐身技术。分析了大气波导的成因和分布规律,及其对雷达探测区域的影响。提出了一种利用顶层盲区进行突防的航迹规划方法的构架,使得隐身飞机能够充分利用敌方防空雷达系统的缺陷,获得一条安全的突防路线。     

军用飞机基地级维修技术文件体系构建研究

本文针对飞机基地级维修缺乏系统、规范的技术文件体系,造成飞机基地级维修修理质量无法统一的现状,提出了飞机基地级维修技术文件体系的构建原则、构建框架,给出了基地级维修技术文件体系运作流程,为飞机实现科学、精准、高效的基地级维修,保证飞机的修理质量奠定了技术基础.     

航空武器装备维修质量评价模型

提出了将航空武器装备维修过程质量与完成修复质量相结合来综合评判航空军工企业维修质量水平的方法,拟定了评价维修质量的一套指标评价体系.基于该指标体系建立了航空武器装备维修质量的综合模糊评价模型,并以某航空军工企业对某型战斗机机翼系统的维修为实例,对其维修质量进行了综合评价,计算并分析了评价结果.     

现代军用飞机维修面临的挑战之二─—隐身飞机的维修

从90年代初期美军在“沙漠风暴”行动中使用其秘密研制的第一代隐身战斗机F－117A起，到90近代末发生的“科索沃冲突”中美国采用了最先进的B－2隐身战略轰炸机，隐身飞机的作战效能一再引起各国的关注。然而，隐身飞机的维修问题一直是其发展的一个难题。由于隐身飞机的生存主要依赖于小的雷达反射面（RCS），然而雷达反射面受飞机起落架舱门的缝隙、采用紧固件固定的检查口盖缝隙以及飞机蒙皮表面的电磁间断特性等的影响严重。为了解决这一问题，首先飞机的设计应尽可能减少快速检查口盖的数目，对于在空中飞行的必须打开的武器舱门、…     

航空器维修企业质量管理模式探讨

从人、机、料、法、环、测各环节分析了影响航空器维修质量的主要因素,介绍了以航空器维修为中心的质量管理模式,建立人员资格评估授权体系,对工具设备做好校验控制;对维修器材做好适航性检验;建立并不断完善维修标准和程序;监视和测量质量体系实施,并介绍了这一质量管理体系对保障维修质量和航空安全的作用。     

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.