高超声速滑翔飞行器三维自主再入制导方法

在严苛的热流、动压、过载等约束下,为了使高超声速滑翔飞行器在无动力再入过程中经过预先设定的航路点最终到达末端能量管理界面,提出一种基于轨迹在线生成加跟踪制导思路的三维自主再入制导方法。将再入轨迹分为初始下降段和滑翔段。初始下降段采用定常迎角和倾斜角策略。滑翔段轨迹在线生成分解为纵向规划和侧向规划:纵向规划中用于确定航程的阻力加速度-能量剖面由再入走廊上边界和下边界内插得到,侧向规划采用降阶的侧向运动方程根据航路点约束确定倾侧角反转的时刻。最后对该制导方法进行了仿真分析,仿真结果表明该制导方法能够在满足各种路径和终端约束要求下完成制导任务。     

成组技术的应用和效果

有关成组技术的基本概念,在生产制造中早有应用。由于它具有较大的技术经济效果,一直引起人们的关注和重视。苏联、欧洲和日本在这方面进行了大量的工作。近年来,随着多品种、小批量生产的增加和计算机技术的发展,应用成组技术的经济意义更为显著,尤其是美国,近三、五年来,对成组技术的重视程度急剧增加。本刊以前曾发表了一些有关成组技术的文章,引起不少同志的兴趣,有些单位巳经在进行这方面的工作。我们认为,成组技术是一项值得引起注意的技术。拟在近期陆续发表一些有关这方面的文章,供大家参考和讨论,以促进成组技术的应用和研究。     

埋入式进气道设计

提出了将埋入式进气道分为导流段与管道两部分的设计方案,并对此进气道进行了低速Ｍａ＝０．３７和高速Ｍａ＝０．７０的风洞试验,结果表明：新的设计方案能提高埋入式进气道的性能,使其σ≥０．９４,Δσ＜０．０１。     

气动力与推力矢量控制近距击顶弹道研究

针对某型反坦克导弹从顶部攻击近距离目标存在的空气动力控制不足的问题,探讨了在导弹初始飞行段采用推力矢量控制的可行性,并对有推力矢量控制的近距击顶飞行弹道进行了分析研究,最,通过计算机数字仿真,进行了弹道飞行仿真计算。结果表明,所提方法改善了导弹飞行弹道特性,提出了导弹机动性能和对近距离目标攻击的效果,并有利于减少最小射程。     

民用客机世界市场预测

大中型飞机需求量预测 根据世界各地主要飞机制造商和研究机构的预测分析,可以预计2006～2025年间全球新交付大中型喷气飞机(大于100座)将超过2.2万架,到2025年底,全世界将有可能超过2.7万架的大中型喷气客机在航线上运营.     

涡轮间隙泄漏涡破碎对损失的影响

采用数值方法联合标准k-ω两方程湍流模型求解雷诺平均Navier-Stokes方程组,研究了不同间隙高度下GE-E³（Energy Efficient Engine）涡轮第一级动叶顶部间隙泄漏涡（TLV）的破碎特性及其对泄漏损失的影响。首先描述了泄漏涡的破碎现象,并对其动力学特性进行了理论分析,接着研究了间隙高度对泄漏涡结构及破碎特性的影响,最后对泄漏涡破碎与损失的关系进行了探讨。研究结果表明：涡轮叶顶间隙泄漏涡具有不稳定特性,当泄漏涡具有足够的强度可以克服通道涡卷吸形成完整涡结构时,在叶片后半部分逆压区发生了涡破碎现象,带来了额外的涡破碎损失;间隙高度对泄漏涡破碎位置的影响比较明显,在大间隙下泄漏涡趋于相对稳定;叶顶泄漏流产生的掺混损失以泄漏涡的破碎为标志分为两个阶段,大量的掺混损失发生在泄漏涡破碎之后,这也是叶顶泄漏流产生损失的主要部分。     

叶轮机械失速颤振的全三维数值分析方法

给出了建立在全三维N-S方程求解基础上的叶轮机械失速颤振分析的数值方法。包括用定常N-S方程求解三维粘性失速流和用三维N-S振幅方程求解三维粘性失速振荡流。为了验证方法的准确性, 用压气机环形叶栅的失速流实验和振荡叶片振荡流场的实验作了对比, 同时应用本方法分析了某30万千瓦汽轮机末级叶片的失速颤振。      

选择性激光烧结成形技术及其在航空零件精密铸造中的应用

介绍一种崭新制造技术：增材制造法──ＭＩＭ技术，着重阐述了选择性激光烧结成形技术的原理、方法及其发展现状，分析了它在航空制造领域，尤其是在航空零件精密铸造中的应用。     

激光冲击处理抗疲劳断裂的试验研究

以２０２４－Ｔ６２铝合金为对象．研究了高功率密度激光冲击处理对应力集中试件疲劳性能的影响．结果表明，激光冲击处理可大幅度地提高应力集中区的疲劳寿命．     

求真务实,不断创新,确保新装备研制质量

介绍了沈阳飞机研究所在完成十分繁重的科研、生产任务中,在加强质量管理方面所做的工作和经验体会。