标准扭矩传感器校准系统的研制

介绍了静重式标准扭矩传感器校准系统,该校准系统以砝码、杠杆产生标准力矩,配以力矩平衡装置,由计算机自动处理数据并给出相应测试报告;分析了各部件的技术要点,并以实际工作和数据证实了该校准装置能够保证量值准确、可靠。     

香港地面代理怡中航空的发展策略研究

本文从外部经营和内部管理,剖析怡中航空成为香港机场最大的第三方航空地面服务代理的重要因素,并就其面临的人力成本提高、代理协议压低服务费以及与内地航空竞争的发展困局,提出对应的解决方案。     

《推进技术》投搞指南

<正>1.本刊面向国内外征稿,刊登各类火箭发动机、吸气式发动机、组合发动机、新概念发动机、舰船动力、推进剂及非化学推进系统的理论研究、设计、实验等方而的学术或者技术论文。论文可以采用中文     

基于被动二次流的射流偏转比例控制

射流偏转比例控制一直是流体式推力矢量(FTV)技术所追求的目标之一。本文研制了一种二元流体式推力矢量喷管,采用能量消耗极小的被动二次流与Conada壁面相结合的方式对低速主射流进行矢量偏转控制,通过改变喷管控制缝入口面积实现了主射流偏转的连续比例控制。对低速主射流两侧控制缝压力和射流偏转角进行测量,获得了主射流偏转角随两侧控制缝压力差系数变化的控制规律曲线。结果表明:低速主射流最大偏转角达到19°,在偏转范围内控制曲线分为敏感区和迟钝区。敏感区的控制曲线近似线性,斜率较大,范围约为±15°;而迟钝区的控制曲线斜率较小,在两侧15°~19°的范围内。该结果证实了主射流两侧的压力差是造成其偏转的直接原因。     

不同攻角下端壁射流旋涡控制扩压叶栅分离流动研究

为了研究端壁射流旋涡对扩压叶栅分离流动及性能的影响,采用数值模拟的方法,对不同攻角下带有端壁射流的50°折转角扩压叶栅进行了研究。结果表明:具有最优射流结构的旋涡发生器有效减弱了叶栅角区分离,零攻角下出口总压损失降低了8.9%;随着攻角的上升,射流对扩压叶栅气动性能的改善越显著;射流产生的旋涡可阻挡端壁低能流体向吸力面的迁移,并将主流流体卷入角区,角区流体动量增加、流动分离减弱,但旋涡与端壁二次流的掺混使得10%叶高以下的损失略微增大;射流参数决定了射流旋涡与吸力面的相对位置以及旋涡强度,对射流控制栅内流动分离效果有重大影响,需合理选择。     

膨胀循环氢氧发动机低压火炬的点火能量研究

针对膨胀循环氢氧发动机多次点火需求,采用氢、氧推进剂吸热着火和火炬燃气降温放热的假设,用热力计算方法从理论上分析了推力室采用火炬点火的能量问题。在考虑火炬燃气与推力室内的氧补燃后,富燃低压火炬点火器的点火能量能够满足推力室点火需求。研制了2种低压火炬点火试验系统,对膨胀循环发动机进行了17次点火试验,试验结果与理论分析结果相符,验证了补燃点火假设。     

Intelligent modeling and identification of aircraft nonlinear flight

In this paper, a new approach has been proposed to identify and model the dynamics of a highly maneuverable fighter aircraft through artificial neural networks（ANNs）. In general, aircraft flight dynamics is considered as a nonlinear and coupled system whose modeling through ANNs, unlike classical approaches, does not require any aerodynamic or propulsion information and a few flight test data seem sufficient. In this study, for identification and modeling of the aircraft dynamics, two known structures of internal and external recurrent neural networks（RNNs） and a proposed structure called hybrid combined recurrent neural network have been used and compared.In order to improve the training process, an appropriate evolutionary method has been applied to simultaneously train and optimize the parameters of ANNs. In this research, it has been shown that six ANNs each with three inputs and one output, trained by flight test data, can model the dynamic behavior of the highly maneuverable aircraft with acceptable accuracy and without any priori knowledge about the system.     

亚声速来流对吸气式纳秒激光推进性能的影响

针对亚声速来流条件下吸气式纳秒激光推进的机理,通过Fluent流体仿真软件,数值模拟不同来流马赫数条件下推进器内外流场的演化过程,分析来流速度对推进性能的影响。结果表明:低速条件下,空气来流强度小,对推进器和激光冲击波的影响较小,冲击波近似自由向外传播,与推进器作用较为充分,使得冲量耦合系数较高;随着亚声速来流的增大,自由空气来流强度增大,推进器所受阻力增大,并抑制冲击波自由传播,加速冲击波耗散,缩短冲击波的有效做功时间,导致冲量耦合系数快速下降。     

主-主式舵驱动系统力纷争缓解算法仿真

针对某型机舵驱动系统主-主力综合配置存在的力纷争现象,提出在控制通道引入跨通道力均衡算法的解决方案,并结合实际工程,在AMESim软件中,对该均衡方案在不同差异信号影响下的均衡效果进行仿真分析。结果表明：该方案能够有效地缓解并行驱动间的力纷争,是一种快速的力纷争缓解解决方案。     

智能扫描仪I-Scan校准方法研究

在激光跟踪仪发展的基础上,发展了可扩展激光跟踪仪功能的设备——智能扫描仪I-Scan,而对于它的校准问题,尚无相关国家标准或企业标准可以依据。通过智能扫描仪I-Scan对标准平面块规和标准球规进行扫描,并将扫描结果与高精度测量机测量结果进行比对,满足智能扫描仪扫描精度和定位精度的要求;对智能扫描仪I-Scan的测量不确定度进行分析,解决了智能扫描仪的校准及评定。研究结果对智能扫描仪的校准及评定具有一定的参考价值。