机身部件数字化柔性装配技术

飞机机身部件装配是根据尺寸协调原则,将框、桁梁、壁板、隔板及各类角片按结构设计进行组合、连接的过程.其装配过程主要包括骨架装配、部件总装、外形检查等.机身部件装配精度直接影响后续大部件对接的装配质量,是保证飞机产品装配精度的重要环节.     

用于航空航天运输的吸气式推进系统

文森特*劳希在美国航天(1997年第7期)撰写了有关NASA Hyper-X计划的文章,该项目用试验机来研究高超音速飞行.唐·哈特在五月强调了当前能完成跨大气层大范围飞行的军用航天飞机的现状.     

弹道快速解法-样条边值法

本文提出了一种弹道计算的新方法，样条边值法，它具有精度高，收敛快的优点。     

建立我国自愿报告系统迫在眉睫

空难往往引发人们开发新的安全技术手段。1974年美国TWA514航班(B727)发生的可控撞地事故,在进近过程中坠毁在华盛顿特区杜勒斯机场,机上所有92人丧生。NTSB对这起事故调查显示,仅仅在TWA空难6个星期前,另一架飞机在相同航路遭遇到相同的处境,所幸未发生事故。这个事件在该航空公司内部交流,该公司的所有飞行员都知道这个不安全因素。但可惜的是没有宣传到其他航空公司。于是,FAA下决心建设一个具有信息共享平台的报告系统。     

汉莎向完全私有化迈出最后一步

德国政府计划在今年年底卖出其在汉莎航空公司中的股份。据报道,汉莎航空公司运输量强劲增长和利润的平稳提高促进了其私有化进程。在过去几年中,德国政府在汉莎航空公司中的股份已从6O年代的85%和9O年代初的51.4%逐步下降到目前的37.5%。     

吸气式高超声速飞行器机体推进一体化技术研究进展

吸气式高超声速一体化飞行器最显著的特点是子系统之间的耦合较其他类型飞行器更加强烈,这使得其设计具有挑战性。所有的子系统之间部件相互干涉,包括:气动、推进、控制、结构、装载和热防护等,特别是机体与超燃冲压发动机之间的耦合最为突出。飞行器的前体和后体下壁面既是主要的气动型面,又是超燃冲压发动机进气道外压缩型面和尾喷管的膨胀型面,在产生推力的同时也产生升力和俯仰力矩。机体与发动机的强耦合作用对飞行器的推力、升力、阻力、俯仰力矩、气动加热、机身冷却、稳定性和控制特性有直接的影响。本文介绍了国内外机体推进一体化技术的研究进展,重点介绍了中国空气动力研究与发展中心(CARDC)的相关研究工作,包括:密切曲锥曲面乘波进气道和基于双激波轴对称基准流场内转式进气道设计方法、独创的大尺度脉冲式燃烧加热风洞一体化飞行器带动力试验技术和高超声速内外流耦合数值模拟技术等。对高速飞行中激波边界层相互干扰、流动分离机理、可压缩湍流转捩及其控制、超燃冲压发动机燃烧流动机理等相关基础问题也进行了研究,强调了对高效高精度计算方法的迫切需求。     

F／A—18全尺寸研制试飞

从１９７８年首飞至今，Ｆ／Ａ－１８飞机已经完成了１７０１个飞行架次，共计２２５６．６飞行小时。到１９８０年，测试飞机时出勤率已经达到了每月３０个飞行小时，这表明。该飞机的可性设计和维护特性已达到一个成熟，合理的水平，处于战斗护航构形的飞机（携带两枚ＡＩＭ－７导弹，两枚ＡＩＭ－９导弹，装２０ｍｍ机炮），在颤振试验时，其速度包线已经被扩展到１．９马赫数，即７５０ｋｎ修正表速，在大迎角机动时，能达到零宽     

自行判断神经网络的约束态小型导弹控制

本文描述的研究是一种自行判断的控制器，而该控制器操控一个处于最小飞行马赫数的约束状态的小型导弹，约束态就是用最少的时间使导弹从各种初始马赫数达到一个指定的最终的马赫数，且飞行路径角度完全相反，这类边际化状态空间、自由最终时间问题是非常难解决的，原因是处于约束边界状态的共同状态是不连续的，文中我们用一个双神经网络结构即所谓“自行判断”去执行该优化过程，该结构通过Hamiltonian公式求解相关的控制方程得出一个优化控制器，本文提供了关于约束边界状态下的方程和状态的详细过程，对于数据处理，采用了垂直平面方法。飞行马赫数和飞行路径角度作为状态。气动攻角作为控制对象，数据结果显示出自行判断处理有良好的性能，且表示这个公式非常适用于末端状态的制导，而该最后状态是源自于初始条件范围的约束优化问题。