风雨对飞机飞行安全性的影响

风雨严重影响飞机的飞行安全。基于动量定理建立了一种根据降雨条件、风场特性、飞机特征和飞行状态计算雨滴对飞机产生的撞击力和力矩的方法,研究了风雨对飞机气动特性的影响,进而建立了飞机在风雨中飞行的运动方程。通过引入驾驶员的操纵模型,对飞机在风雨中飞行的运动特性进行了数值仿真研究。仿真结果表明:降雨会使飞机的升力减小,阻力增大,平衡迎角增加,不利于飞机的飞行安全;当降雨过程中伴随有风时,风会改变飞机的飞行迎角,使得飞机更容易出现因失速而造成的飞行事故;降雨时飞机的抗风能力降低。     

RF航段衔接ILS进近程序的最大下降角设计方法

RNP 程序的RF 航段与传统ILS 精密进近程序相结合能充分利用两类程序的优势,但两种程序的过渡阶段需要考虑最大下降角度的设计。本文分析过渡阶段程序的平面与剖面几何设计参数限制条件,以及从星基导航方式转为陆基无线电导航方式需要稳定截获航向信号与下滑台信号的运行限制条件;结合两种限制条件,设计一种可以从不同最后进近定位点（FAP）高度计算下滑道的偏离量与到最后航向截获点（FACF）的弧距离关系进行判断,从而确定最大下降角度的方法,并进行仿真验证。结果表明：该方法可以在不同过渡航渡长度与不同最后进近下降角度的限制下,根据给定最高程序假设温度计算得到符合两种限制条件的最大下降角,为RNP 程序与ILS 程序衔接过渡的下降剖面设计提供了一种基于理论基础且具有可行性的设计方法。     

吸气式多级电流体推进器性能研究

吸气式电流体动力（Electrohydrodynamic,EHD）推进器通过多级加速的方式可以有效提高推力,缓解航空器在空间环境下燃料不足的问题。为了探索不同参数下推进器的性能变化规律,分别研究了海拔、电压、电极间距和推进器级数等对电流体推进器的影响,通过求解电流体力学基本方程获得了放电、流动及推进特性相关的数据。研究发现,推进器在海拔0～20 km存在较大的性能差异,当海拔增大时,电极可施加的极限电压明显减小,电流及空气流速均有不同程度的降低。单级加速腔在海拔0 km处产生的最大推力是海拔20 km处的18.4倍,对应的推功比是海拔20 km处的3.1倍。多级推进器的推进性能并不等同于多个单级加速腔的代数相加,其前后两级电极的相互干扰会导致电场强度和电荷密度均发生变化,产生的反向电场将阻碍气体的流动。当推进器级数由1提升至5时,总推力由1.7 mN提升至6.53 mN,增大3.84倍;而推功比由0.94 N/kW降至0.58 N/kW,减小61.7%。     

面向机舰适配的舰载飞机起降特性分析

机舰适配性是舰载飞机总体设计的核心内容之一,通常包括性能适配和保障适配两部分,是舰载飞机总体设计特有的阶段;其内涵是指舰载飞机充分、高效利用航母的特性,使用其设备和装置的固有能力。以舰载飞机的使用环境为切入点,定义了有人驾驶陆基飞机改舰载机设计所需考虑的机舰适配的诸多方面;以滑跃起飞/拦阻着舰型舰载机为实例,突出性能适配,对滑跃起飞和拦阻着舰的过程进行物理分解,探求舰机以及环境参数对其性能的影响,建立了相关性能的计算方法,并结合国外典型航母的数据进行了计算分析,定量评估了甲板风对滑跃起飞和拦阻着舰的作用。同时,从保证着舰安全性的角度给出了建议的着舰方式、标准拦阻程序和安全逃逸的最短甲板长度需求。最后,给出了滑跃起飞/拦阻着舰飞机设计的关注点。     

地球自转对北极黄河站观测日侧极光弧运动的影响

利用北极黄河站全天空极光数据,采用AACGM模型,将日侧极光弧映射到地磁坐标系,定量计算地球自转导致的极光弧运动速度.对于任意一条极光弧,其偏斜角定义为极光弧方向与当地地磁东西方向的夹角.研究发现,地球自转产生的速度由极光弧离开天顶的距离和偏斜角决定,其中偏斜角的影响更为重要,其还决定速度的方向.在4年的观测数据中,提取超过40000张出现极光弧的图像,计算极光弧偏斜角.计算结果表明,日侧极光弧的偏斜角随磁地方时增大而逐渐减小,并在大约10:00MLT（磁地方时）附近发生反转.由于偏斜角的反转,地球自转产生的极光弧运动在晨侧多为极向运动,到午后多为赤道向运动.相比午前,午后的运动更为明显,最大速度可超过300m·-1.      

回路参数对霍尔推力器点火脉冲电流影响

在分析霍尔推力器点火启动过程中电源侧脉冲电流形成机理的基础上,通过解析分析和变参数试验的方法研究了外回路参数与电源侧脉冲电流峰值之间的规律。研究结果表明,随着外回路电容和电感的增大,电源脉冲点火电流峰值减小,根据理论推导得到的霍尔推力器点火启动过程电源脉冲电流峰值函数,分析了外回路电感、电容参数对点火脉冲电流的影响,给出了给定电感值下电感线圈匝数、磁环导磁截面积、磁芯材料BH曲线的要求,为霍尔推力器放电外回路的参数设计提供理论参考。     

基于自抗扰的运载火箭主动减载控制技术

针对运载火箭穿越大风区的减载控制技术进行研究,首先对攻角反馈和加表反馈2种减载技术进行理论研究和仿真分析,得出2种方案对火箭减载都存在一定的局限性。因此引入自抗扰控制器(ADRC)技术并针对飞行减载控制对其进行改进,一方面通过状态观测器将误差补偿引入自抗扰回路;另一方面改进了自抗扰控制器中的控制律,并推导证明了新的控制律下自抗扰控制器抑制风载干扰的能力,给出了控制方程中增益的选择方法。最后以某型液体运载火箭为例在考虑其弹性振动和液体晃动条件下对比了几种方案的减载效果,仿真结果表明改进后的自抗扰控制器使飞控系统抗干扰能力增强,增大了控制律中增益选择范围,有效提高了运载火箭的减载效果,具有很强的工程应用价值。      

流氓件全流程管理模型研究

分析了民航维修中流氓件的特性和危害,提出了针对流氓件的全流程管理模型,通过对流氓件的状态监控、识别与处置、使用限制和送修策略等一体化管理,实现对流氓件及时、有效的管理,降低流氓件对航空公司的危害。     

波音747飞机“自动失效／速率限制灯亮”

在我们的飞行中，曾多次发生B747SP与B747－200型飞机在巡航中出现“自动失效／速率限制灯亮”的故障。在执行检查单和处理中各有差异，故障造成“紧急下降”的也曾有之。为此我想针对此问题谈一下个人的粗浅体会。首先分析一下造成“自动失效／速率限制灯亮”的可能原因：1．机械故障。如：自动增压组件故障或放气活门工作不正常。2．外来因素。如有一次空中发生“自动失效／速率限制灯亮”，落地后检查发现是因一个放气活门被一个装毛毯的塑料袋堵死造成的。3．飞机陈旧。B747SP飞机在巡航状态下，多数飞机通常气源总管的管道压力不足…     

同步卫星多侧音三点测距系统

阐述了同步卫星多侧音三点测距系统的主要技术指标、功能、工作模式以及关键技术和进步点。测距机是继美国、日本和欧洲之后能够完成测量３个不同站址到卫星斜距的又一大型专用设备，是提供地球经纬数据的重要来源。