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随着以计算机为基础的导航系统、区域导航、所需导航性能等新航行技术的发展应用,航空安全对航行情报资料的依赖程度越来越高。如何更有效的确保航行情报资料的及时、准确、完整已成为航行情报部门必须面对的问题。而如今原始资料上报不及时、航行通告发布不规范、永久性资料没有按照定期制公 相似文献
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介绍了基于CATIA的蜂窝展开的总体设计思路和模型构建方法,分别在创成式外形设计模块和FiberSIM模块的CEE工程环境下进行复合材料蜂窝展开,通过CATIA的复合材料模块进行蜂窝展开后的误差分析,发现了曲率与蜂窝展开误差之间的关系,最后给出蜂窝展开设计流程,可用于指导复合材料蜂窝结构设计和展开工作。 相似文献
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一、引言
近期发生的几起飞机误落尚未启用的新建跑道、滑行道、快速脱离道事件,究其原因是多方面的,包括机场、机组、空管的原因,事件的发生有其偶然性,也有其必然性。本文作者从航行情报的专业角度分析在这几起事故征候中情报资料所应扮演的角色,希望籍此提高业内各部门对情报资料的认识及重视程度,杜绝类似不安全事件的再次发生。 相似文献
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为了探究跨声速飞行工况下混合并联涡轮基组合循环(Turbo based combine cycle,TBCC)动力的冲压流道在冷通气状态下的流动及阻力特性,构建了一个巡航马赫数为4.0、基于混合并联TBCC动力的高马赫数飞机模型,通过三维定常数值模拟方法研究了其在Ma∞=0.7~1.6,H∞=11 km飞行环境下飞机-发动机内/外流动及其耦合特征。计算结果表明:跨声速状态下,冲压进气道入口处气流增压后的静压达到了自由来流滞止压力的85%~90%,气流接近于滞止状态,说明组合进气道存在强烈的节流效应,且冲压通道的喉道是组合进气道节流效应的主要贡献者;冲压发动机尾喷管的排气流动同时受到飞机绕流及涡轮通道排气系统等多方面的干扰,且涡轮通道排气射流对冲压发动机尾喷管气流本身就存在膨胀压缩及排气引射等多种干扰机制。阻力分析表明,压差阻力系数高出内表面摩擦阻力系数2个数量级,是跨声速状态下冲压流道阻力的主要来源;亚声速状态下,进气道阻力占比达到了60%~80%,是冲压流道的主要阻力部件,而Ma∞> 1.0超声速状态下,进气道阻... 相似文献
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为了探究航空发动机涡轮集气腔的流动特性,对4个主进气口、双排125个出流孔的涡轮集气腔出口流量分配规律和流阻系数进行了实验研究,重点分析了进出口压比、集气腔腔室高度等参数变化带来的影响。研究发现,正对主进气口的出流孔流量最大,而紧邻其两侧的周向出流孔流量明显减小。随着出流孔周向位置远离主进气口,出流孔流量迅速恢复并基本维持一个定值。但是位于每2个主进气口间1/2周向夹角位置,会出现最小的出流流量。实验结果表明,尽管周向上局部出流孔出现了极大和极小出流流量,但其仅为进口总流量的9.34%和3.29%。在本文实验参数范围内,随着进出口压比、集气腔高度的增加,通过集气腔的空气流量均变大,但并没有改变周向出流孔的流量分配规律。两者相比,集气腔高度带来的影响明显微弱。最终本文拟合得到了流阻损失系数同集气腔几何参数、进/出口气动参数之间的经验关系式,并将其应用于开发的一维空气系统集气腔元件中,为后续空气系统的设计与优化提供依据。 相似文献