FL-23风洞级间分离与网格测力试验系统

近年来,随着飞行器研制不断高速化发展,一些型号要求在超声速条件下实现级间分离与网格测力试验.为了实现超声速飞行器级间分离与网格测力风洞试验,利用FL-23跨超声速风洞独有的投放机构,通过对上、下支撑及其控制系统进行改造升级,实现了X、Y两个方向的复合运动,建立了马赫数0.3~4.0的级间分离系统.经过多期型号试验验证,该系统对模型定位控制精度达到要求,满足飞行器高马赫数下开展级间分离与网格测力风洞试验需求.     

低雷诺数涡轮叶片边界层转捩及分离特性测量

低雷诺数工作条件下涡轮流场特征及其控制设计,是航空发动机低压涡轮部件设计的难点和重点。针对低雷诺数涡轮叶栅流场开展了实验研究工作,利用油流显示、表面静压、边界层压力探针等测量手段研究了涡轮叶片边界层的分离和转捩。结果表明雷诺数降低导致了流动损失的增大,且存在一个临界雷诺数。当雷诺数小于临界雷诺数时,发生在吸力面的流动分离是开式的层流分离泡,不会再附与叶片;当雷诺数大于临界雷诺数时,分离流会在尾缘前重新附着于叶片吸力面,形成闭式分离泡。随着雷诺数的减小,出口尾迹变宽,出口流动损失、出口速度亏损和出口气流角偏离增大,尾迹中心向吸力面方向移动。     

飞行模拟机设备亟待建立附加鉴定标准

航空器新技术的应用日新月异,用于飞行训练的飞行模拟设备新技术的开发及应用也越来越广泛。当下,国内许多飞行训练中心、模拟机运营人正在逐步引进和采用RNP AR(要求授权的所需导航性能)、特殊机场视景数据库建模、HUD(平视显示器)以及EFVS(增强飞行视景系统)等相关新技术,旨在拓展飞行模拟训练设备的训练空间,提高模拟机的运行能力和水平,强     

加力燃油泵隔舌倒圆抑制分离的数值模拟

采用动态亚格子应力模型对加力燃油泵内非定常流场进行大涡模拟,探讨了原隔舌空蚀机理,并研究了不同倒圆半径下泵隔舌附近的瞬时流动规律及流量扬程特性.计算结果表明:小流量工况原隔舌处分离产生的强剪切涡会诱发空化,涡脱落形成的分离再附位置与空蚀破坏核心区域相符;小流量工况下,隔舌倒圆在扩散管内形成转向涡,消除了隔舌壁面分离绕流及附着剪切涡,4mm倒圆半径可以避免空化;设计流量范围内隔舌倒圆提高了泵出口扬程,流量越小扬程增幅越大,小流量工况时扬程增幅达3%.      

模型振动对风洞实验数据分散性的数值模拟研究

研究模型振动对风洞实验结果的影响对于修正风洞实验数据和加深空气动力学的理解具有重要的现实意义。基于κ－ω的SST两方程湍流模型,在时间域求解雷诺平均N—S方程,研究了模型振动在不同迎角下流场和气动力的变化规律。结果表明：模型振动在小迎角条件下对气动力测量结果几乎没有影响,但在大迎角存在一定分离的条件下,可以引起分离涡的非线性演化,导致气动力平均值的改变,从而引起风洞气动力测量值的分散性。结论从物理机理上解释了大迎角风洞实验的重复性和数据分散性。     

建立健全航空安保体系 遏制恐怖主义犯罪浪潮——“6·29”劫机事件警示

2012年6月29日发生在新疆和田的暴力劫机事件被挫败,这是继2008年成功挫败"3·7"机上纵火恐怖事件以来,我国航空安全保卫工作的又一次胜利。这不仅证明了当前我国航空安保体系是有效的,也同时给予了我们重大的警示,即中国民航正面临着恐怖主义威胁的汹涌暗流。我们要深刻认识到,在现阶段以及今后相当长的时期内,我们面对的航空安全威胁与上世纪90年代的劫机潮具有截然不同的性质。我们应该     

国际空间站3名宇航员乘俄飞船安全返回地球

9月16日,3名宇航员乘坐一艘俄罗斯＂联盟TMA-21＂型飞船离开国际空间站并安全返回地球。飞船按照预定计划准确降落在哈萨克斯坦境内。此次返回地球的3人包括2名俄罗斯宇航员和1名美国宇航员。另有3名宇航员留在空间站内。俄罗斯在年开启国际空间站建设计划,但是最近俄罗斯的太空项目接连遭遇事故。     

飞机颠簸及其飞行处置

目的研究导致飞机颠簸的天气形势和环境条件;方法通过对颠簸区中的飞行气象条件、影响颠簸的几个主要因素、颠簸对飞行的影响以及在颠簸区中飞行时飞行员应采取的一些措施做了简要介绍,分析飞机颠簸预报指数和指标;结果揭示产生飞机颠簸的气象条件;结论增强飞机气象保障能力,以保障飞行安全。     

CFM56-7B发动机起动机失效模式分析

通过对CFM56-7B发动机起动机几种主要失效模式的分析,探讨了有效预防起动机失效的方法,以降低航班延误率。     

提升直升机安全性的地形回避系统

鉴于直升机低空飞行的特点,其可控飞行撞地（CFIT）事故多有发生。本文介绍了专为直升机设计的增强型近地警告系统（EGPWS）,它们能在碰撞危险发生前向飞行员发出告警,从而提升直升机的飞行安全。