高原型飞机及其导航技术

<正> 我国是世界最大的高原飞机市场,这一特定市场需要怎样的飞机和技术?作为目前最主要的高原机型,空客A319和A330飞机将"现身说法"。今年8月19日,西藏航空公司意向订购空客A319飞机的合同签订仪式在拉萨举行。总部设在拉萨贡嘎机场的西藏航于今年3月获得中国民航局批准成立,主要从事国内航空客货运输业务。西藏航首批意向订购3架A319,并计划在未来5年时间内将机队规模扩大到20架。其订购的A319飞机将采用两级128座客舱布局,设有8个头等舱座位,将用于执飞区内主要航线以及从拉萨到全国各主要城市的干线航线。     

基于QAR数据的民机高高原进近着陆风险评估方法

民机高高原进近着陆是高原飞行高风险阶段。为有效实施高高原进近着陆风险识别和等级判据,提出基于熵权可变模糊识别的长短时记忆网络与深度神经网络(LSTM-DNN)相融合的深度学习风险评估方法。基于快速存取记录器(QAR)记录的高高原飞行数据,借鉴民机飞行品质监控（FOQA）咨询通告和行业QAR监控标准,结合指标重要度分析与Delphi专家调查,提取着陆时航向变化大、航迹低、610～305 m进近时下降率大、接地时垂直加速度及153～15 m进近时下降率大5个关键监控项目作为民机高高原进近着陆风险评估指标。为克服评估指标权重主观性偏差,应用熵权法确定评估指标权重,基于可变模糊识别方法构建风险等级隶属函数,建立基于LSTM-DNN的民机高高原进近着陆风险评估模型。以成都—拉萨进近着陆航段为例,提取QAR数据,对该风险评估模型进行训练与测试,并与Logistic多元回归、支持向量机(SVM)等评估方法进行比较,结果表明：所提方法平均准确率达到94.18%,最高可达94.79%,验证了方法的客观有效性。     

Z-pin增强复合材料帽型加筋壁板接头拉伸性能

为了提高复合材料帽型加筋壁板结构中筋条与蒙皮界面处的连接强度,引入Z-pin三维增强技术。制备了Z-pin增强帽型接头试样,并对其进行拉伸试验,研究Z-pin对帽型接头界面增强机理及不同Z-pin体积分数、直径及加载跨距对筋条与蒙皮界面处连接性能的影响规律。结果表明:Z-pin直径为0.5 mm、植入角度为90°时,在体积分数0%~1.0%范围内,Z-pin增强帽型接头拉伸强度随着体积分数的增加而增加,增长趋势随体积分数增加而减缓,含1.0% Z-pin增强帽型接头比未增强接头强度提高了31.2%,在体积分数1.0%~1.5%范围内,Z-pin增强帽型接头拉伸强度呈降低趋势;Z-pin直径对帽型接头拉伸强度影响不显著;随着加载跨距的增加,含0.5%(直径0.5 mm)Z-pin增强帽型接头伴随有失效模式转变,拉伸强度呈现降低趋势。     

基于磁悬浮控制力矩陀螺的航天器姿态高精度高带宽测量方法

针对航天器姿态测量精度和带宽之间相互制约问题,提出一种基于磁悬浮陀螺的航天器姿态高精度、高带宽测量方法。根据刚体动力学和坐标变换原理建立磁悬浮转子径向转动合外力矩模型。在框架静止条件下,通过实时检测磁悬浮控制力矩陀螺（MSCMG）中的磁轴承电流、磁悬浮转子位移,计算出磁悬浮转子径向转动所受合外力矩以及磁悬浮转子径向偏转信息,间接得到航天器运动对磁悬浮转子径向转动作用力矩,进而求出航天器单轴姿态角速度和姿态角加速度。不同带宽下的仿真结果表明,本测量方法能同时检测出航天器单方向的姿态角速度和角加速度,并且满足高精度高带宽要求。     

连续CF/PEEK预浸料制造技术研究进展

适合连续碳纤维增强聚醚醚酮(CF/PEEK)预浸料的制造技术有熔融浸渍、粉末悬浮和混编模压,对各技术优缺点进行分析。通过总结各技术的发展现状,提出了熔融浸渍技术发展热点为浸渍模具的改进方法,粉末悬浮技术发展热点为分散系的改进,混编模压技术发展热点为碳纤维与树脂纤维的编织方式。     

新型聚苯并噁嗪改性树脂的制备与性能

通过预聚反应制备了一种新型聚苯并噁嗪改性树脂.利用FTIR、GPC表征了改性树脂.利用旋转黏度计、DSC、DMA和TGA分别考察了树脂的流动性能、固化行为和改性树脂固化物的热性能.结果表明:制备的苯并噁嗪改性树脂在60～ 100℃,黏度小于500 mPa·s,恒温6h黏度不明显增大,具有良好的流动性能,适用于RTM成型工艺.改性树脂聚合温度较低,具有良好的固化工艺性.改性树脂固化物在氮气气氛下Td5在430℃以上,在900℃的残重高达73.71％,Ts为353.4℃,具有良好热性能.     

民用航空发动机拐点温度的计算方法

影响民航飞机飞行安全的因素众多,其中动力装置性能为一主要因素。针对国内外民机主力机型A320系列飞机的航空发动机CFM56-5B的拐点温度进行研究。阐释高涵道比发动机拐点温度的定义,统计分析CFM56-5B系列发动机拐点温度值及影响因素。分析其对飞机实施假设温度减推力起飞的意义及实施方法,飞机运行高温高原机场的性能要求以及拐点温度对发动机实施健康评估保障飞行安全的作用。应用最小二乘法对起飞数据进行处理,分别采用平均值法和正切法计算实际拐点温度,并与理论值验证得正切法可行。     

高铝Ni3Al基合金的热变形行为

采用Gleeble-3800型热模拟试验机研究了高铝Ni3Al基合金在变形温度为1200～1240℃,应变速率为0.01～1s-1条件下的热压缩变形,结果表明:在应变速率为0.01s-1时,高铝Ni3Al基合金对应的热变形本构方程为σ=28.57(lnε+6.72×105/RT-44.08),而当应变速率为0.1s-1和1s-1时,热变形本构方程为σ=28.57(lnε+1.28×106/RT-92.76)。变形过程中只有γ’相发生不同程度上回溶,但未发生动态再结晶。合金的最佳变形区间位于变形温度为1200～1215℃,应变速率为0.01s-1范围内;而当提高速率至1s-1附近,γ’相中塞积的位错容易造成单相γ’区中β/γ’界面的开裂,对应变形过程中的"失稳区"。     

动量增升高升阻比飞行器横航向稳定性研究

考虑高超声速飞行器装填、防热及操稳等多约束条件下的实用化设计需求,提出一种新型下反式高升阻比滑翔飞行器气动布局。借鉴乘波体飞行器的高升力设计方法及动量增升原理,该新型飞行器采用下反式后掠翼构型,上表面为光滑倒圆“Λ”形设计,下表面为内凹的装填空间,为尽可能避免长时间超远距离高超声速飞行带来的防热负担,采用后缘体襟翼及体侧扩张方向舵面设计。采用数值计算方法对所提布局思路进行验证分析,计算结果表明：在飞行高度为40 km,Ma=10的条件下升阻比可以达到4.48左右,在一定迎角范围内均具备很高的气动效率,验证了所提布局的有效性。同时重点针对所提布局共性的横航向稳定性问题基于数值模拟方法探讨了3种不同优化改进方案的效果及可行性,并采用风洞试验对两侧翼梢V尾的控制方案进行横航向稳定性控制效果的试验验证,结果表明：采用两侧翼梢V尾的控制方案是实现横航向稳定性控制的较优方案。