小口径变截面复合材料进气道结构功能一体化的工艺方法

某小口径变截面复合材料进气道的内腔尺寸小，表面处理困难，整体制造难度大，如何在满足进气道表面质量要求的基础上，降低工艺难度，同时赋予零件功能化，是目前亟待解决的问题。提出一种可实现结构功能一体化的工艺方法，采用分块组合式的结构设计，在工艺控制下成型出厚度均匀（表面波纹度不超过0.5 mm）、变形量小的蒙皮零件，同时在分块状态下完成喷铝、喷漆处理赋予零件功能化。采用法兰边连接和带板固定连接的协同方式，解决了分块蒙皮之间的对缝阶差问题。成功制造出满足设计和使用要求的复合材料进气道。     

歼击机进气道的数字式控制系统研制

为使歼击机的进气道与发动机工作稳定并高效率地运行,需要采用控制系统按照飞机、发动机的主要工作参数来改变进气道可变部分的几何形状。系统按发动机压气机增压比控制进气道入口斜板转角,并受平尾偏度修正。系统第一次采用了数字计算机控制系统,它与模拟式系统相比,精度高,响应快,体积小,重量轻,具有更多的自动报警功能。目前,该系统已在飞机上投入运行,飞行员反映良好。     

一种鼻锥钝化高超声速轴对称进气道流动特性实验

前缘钝化尺度是高超声速进气道设计中的关键参数。针对一种前体锥加弯曲压缩面的高超声速轴对称进气道,选取最大尺度为3.2mm(5%唇缘半径)的几种典型鼻锥钝化半径,在马赫数Ma=6来流,及模型安装攻角为0°、4°、7°的条件下开展鼻锥钝化尺度对进气道流动性能影响的实验研究。采用纹影拍摄及压力测量记录各来流条件下进气道前体流场结构及壁面压强分布,并在无攻角来流条件下利用微型扰流器进行边界层强制转捩研究。结果表明,对无攻角来流而言,即使是尺度高达3.2mm的钝化半径对进气道前体流场结构及壁面静压分布也基本没有影响。此来流条件下,几种不同鼻锥钝化半径的前体压缩面均出现小范围流动分离,而添加扰流器后该分离区均消失。钝化尺度的影响随着攻角的增加而显现,尽管不同鼻锥钝化尺度下迎风面流场及壁面压强分布几乎没有差别,但背风面随钝化尺度增大表现为边界层明显增厚、流动趋于不稳定。其中最大钝化尺度R=3.2mm的构型在4°攻角来流时背风面即出现明显的分离区,而7°攻角来流时背风面更是出现大范围流动分离、进气道背风侧不起动,并导致进气道内部壁面压强显著下降。     

中航联创平台“爱创客”上线

<正>3月31日,中航工业中航联创平台"爱创客"正式上线发布仪式在北京举行。中航联创平台是中航工业落实国家"互联网+"和"大众创业、万众创新"战略的具体行动,将打造线上线下相结合、"互联网+开放创新+研发协同+智能制造"的开放式创新和联合创业产业     

宽高比对侧板前掠二维高超声速进气道启动特性影响研究

在总收缩比和内收缩比一定的前提下,对不同宽高比的侧板前掠高超声速进气道启动过程进行了研究,总结了宽高比对这类构型进气道启动性能的影响规律,对比了不同宽高比构型启动过程的差异,分析了造成这些差异的流动机理。结果表明:宽高比对侧板前掠二维进气道的启动马赫数有显著影响,宽高比3.0,4.5,6.0的进气道启动马赫数分别为3.5,3.9,4.6。不同宽高比不启动状态的共同特征,是内收缩段底板附近存在大规模流动分离,分离形成的溢流主要通过前掠侧板形成溢流窗口进行横向溢流,横向溢流对分离区流场结构有重要影响。在启动过程中,宽高比通过影响不启动状态分离区的展向尺度,影响了横向溢流对分离区排移效果,从而影响了进气道的启动性能。     

具有过失速机动能力的不稳定飞机大迎角下俯力矩研究

现代歼击机一般都是纵向不稳定的且有过失速机动能力的飞机。静不稳定飞机作过失速机动的前提是在大迎角时具有足够的、可操纵的下俯力矩。本文结合近年来国外陆续发表的几项判别准则和我国的歼击机先进气动布局研究成果,论述所需下俯力矩大小及在飞机布局上实现的可能性。文中引用的曲线来自具有超音速巡航、高机动能力、隐身、双发、双立尾的三种布局方案的风洞试验结果。三种布局形式即:正常式,鸭式,三翼面布局。     

美制F-14战斗机进气道控制系统的分析

本文对美制F-14A战斗机进气道控制系统作了全面、深入地分析。