CDM理念对我国空中交通流量管理系统建设的启示

<正>引言正如BBC news所报导的:"Flights get longer as planes get faster"(飞机飞得越来越快,乘飞机的时间却变得越来越长),随着世界范围内空中交通流量持续增加,交通拥堵问题已愈演愈烈,成为制约     

环管燃烧室火焰筒空气流量试验

为确保环管型燃烧室火焰筒流量分布的均匀性,要求单台火焰筒流量相对偏差δ位于±1.5%之内。采用模拟压比法与相似理论,建立了火焰筒空气流量特性对比试验的数学模型,并对数据处理模型的误差传递进行分析,得出现有模型存在一个不能对火焰筒真实特性进行判定的区间,火焰筒入口空气压力偏差Δp_1是引起δ误差的关键因素。为此,设计了一种基于两级扩散、整流集气装置的空气流量试验系统,并对一组16台火焰筒试验件进行了入口压力p_1为20 kPa,40 kPa,60 kPa及80 kPa下的空气流量试验研究。数据显示火焰筒入口压力偏差小于±0.05 kPa,入口压力脉动相对值小于0.25%,产品特性参数C值的相对误差不大于±0.01%,可以实现对火焰筒流量特性一致性的判定。     

基于CFD的两级气动直接力控制阀静态特性

通过对一种两级气动直接力控制阀进行结构参数设计和基于计算流体力学(CFD)的静态特性仿真研究,比较分析了前置级阀挡板及主阀芯在不同位置时阀腔内流场的流动状态和压力损失情况并提出优化措施,得到了挡板位置-流量特性曲线和位置-气动力特性曲线、主阀芯位置-流量特性曲线以及主阀输出推力。利用推力测量试验台进行了原理样机的热试,实测结果与仿真结果基本一致,证明了对两级直接力控制阀的静态特性分析是准确的。分析结果表明,在入口压力保持不变的情况下,前置级阀挡板及主阀芯开口度增大,喷管的输出流量也增大,处于中位时两喷管输出总流量最大;当挡板自中位向极限位置运动时,气动力逐渐增大,是帮助挡板运动的主动力,反之恰好相反;该阀输出的644 N大推力完全能满足导弹控制系统的要求。     

一种基于比幅比相的星载告警测向方法

针对传统比幅体制星载告警系统测向精度较低的问题,在不增加系统接收通道数量的前提下,提出了一种基于比幅比相的星载告警测向方法.研究了基于比幅比相联合测向方法的理论,提高了传统比幅测向系统测向精度.仿真分析验证了该测向方法的性能,仿真结果表明该方法可以有效提高传统比幅体制告警系统测向精度.     

某大长径比固体火箭发动机不稳定燃烧试验研究

针对某大长径比固体火箭发动机试验过程中出现的压强异常升高、推力异常振荡、工作时间大幅缩短的现象,通过试验数据分析、声腔模态分析、大涡模拟(LES)及单项试验验证等多种手段,分析了发动机燃烧室内阻尼因助推级工作结束、喉通比减小等因素而降低,使得阻尼小于推进剂燃烧增益是导致某大长径比发动机发生不稳定燃烧的主要原因。同时,提出了可以通过优化续航级推进剂配方解决发动机不稳定燃烧。随后,通过T型燃烧器试验筛选,获得了一种低压强耦合响应函数的续航级推进剂配方,并使用该配方开展了一系列验证试验。试验结果表明,在更换压强耦合响应函数较低的新配方后,参与试验的多发发动机未发生不稳定燃烧,通过更换配方解决发动机不稳定燃烧的措施有效。     

智能比相仪的研制

简要介绍了新型智能比相仪的性能指标、组成特点等一些内容,对智能比相仪的硬件设计思路、软件技术特点进行了重点研究,并对智能比相仪的电路及工作原理进行了叙述和详细的分析。     

机载比幅式测向系统测试平台设计

通过对机载测向技术应用和比幅测向理论的阐述,分析主战机机载测向技术应用的测试需求,详细论述了主战机机载电子对抗中比幅测向系统的测试平台设计过程,为今后的工程实现提供详实依据。     

多Agent协调模型与算法在时隙分配中的应用

针对离场时隙分布式分配问题,阐述了航空公司和流量管理部门的博弈关系,建立了多Agent的博弈协调模型,提出了协调算法,并进行了算例分析.算例结果显示,应用博弈协调模型和协调算法,3个航空公司的延误时间分别为1 min、6 min和21 min,比RBS算法分配结果分别减少了10 min、6 min和2 min.算例结果说明多Agent的博弈协调模型及算法是可行的和有效的.     

雷达管制EC席与PLC席管制员相互联动的研究

引言随着我国民航事业的迅猛发展,国内新购航空器日益剧增,各地区空管人员都面临着一个新的挑战。由于空中交通流量的增加,空中交通拥挤的状况也越来越严重,飞行冲突出现的可能性也越来越大。对于可能发生的飞行冲突,诸如管制人员发生口误或机组误听指令导致错误操作所带来的影响,甚至在特殊复杂情况下,管制人员能否在短时间反应并正当处置,直接关系着空中交通的安全水平。     

大展弦比运输机标模高升力构型设计与评估

介绍了中国航空工业空气动力研究院基于分层策略遗传算法的多段翼型优化设计工具和高升力构型计算评估方法,参照国内外大展弦比运输机指标为FL-9增压风洞设计了高升力构型标模,为检验标模气动性能,在法国ONERA F1风洞进行了一系列风洞试验和采用UNSMB平台进行了数值模拟。结果显示计算结果与试验结果有着较好的一致性,设计方案具有较好的增升效果。