多电式环控系统电动机功率选定及其经济性分析

提出多电式环控系统参数匹配计算模型,获得不同飞行工况下电动机功率的选定值,分析其影响因素以及系统的经济性.结果表明:对于一定的供气压力,飞行高度越高,电动机功率越大,而同一高度马赫数越大,电动机功率越小;对于给定的飞行工况,供气压力越高,电动机功率越大;对于相同的供气压力与飞行工况,多电式环控系统的性能代偿损失比传统环控系统要小,飞行时间越长,系统的经济性越好.      

影响某型燃机转子轴向力关键因素分析

燃气轮机转子的轴向力是燃机总体设计的重要指标之一。为了研究影响轴向力的因素,针对某型燃机,通过建立轴向力仿真平台,计算不同装机状态燃机的轴向力载荷,并结合大量整机试车与轴向力实测数据,分析影响该载荷的关键因素。研究与实测表明：运行工况、涡轮导向器喉道面积、封严结构等均构成影响轴向力的关键因素;调整封严直径、喉道面积可以大范围地调整转子轴向力,调整封严间隙值能对轴向力进行微小的调整。     

非标准大气条件下航空发动机地面起动性能

为了得到非标准大气条件对航空发动机地面起动性能的影响,对非标准大气条件下空气涡轮起动机输出功率特性、标准大气条件下理想起动过程的影响因素进行了分析.研究了非标准大气条件对航空发动机地面起动性能影响,分析了大气温度对起动点火时间、起动时间、起动过程排气温度的影响.应用均匀加速原理,对某型涡扇发动机起动时间进行估算.基于地面台架起动试验条件,对试验数据统计分析:大气温度增加或降低,将增加起动点火及脱开时间.对大气温度在293.15K以上的开车次的平均起动时间与293.15K以下的平均起动时间进行对比,热天起动时间比冷天要短约3s,试验结果符合理论分析.      

毫米波制导导弹系统误差及捕获概率研究

分析了毫米波制导导弹系统误差源及其分布特性,该误差直接决定所需导引头动态视场的大小;对导引头动态视场的影响因素进行了分析,并计算了导引头在不同条件下的动态视场,基于此计算了导引头捕获概率。研究结果可以直接应用于毫米波制导导弹的工程研制,并且可以对同类的自寻的导弹工程研制起借鉴作用。     

大攻角地效翼非定常流动实验研究

大攻角地效翼非定常流动研究对大攻角地效翼非定常空气动力特性和流动控制具有重要的意义。对攻角为18°的NACA0012地效翼在模型风洞中进行实验,利用三维热线风速仪对地效翼后缘附近尾迹区内测点的速度脉动进行采样,分析不同飞行高度下大攻角地效翼的非定常流动特性。结果表明：地面效应下,大攻角地效翼后缘涡系形成位置后移;随着地效翼高度的降低,非定常流动的脉动频域宽度减小,速度脉动特征频率减小。     

相关进近模式的近距平行跑道尾流危险区域分析

相比于机场一起一降的运行模式,近距平行跑道的相关平行进近运行模式可以最大限度地提升跑道容量.根据尾流在大气中各个阶段的运动特性,得到了以时间为变量的尾流水平侧移距离数学模型.应用Matlab仿真软件得到了侧风及地面效应影响情况下的上海虹桥国际机场实行近距平行跑道相关平行进近的侧向尾流危险区域图,并分析得到了后机不受到前机尾流影响情况下两机需保持26.9 s的最大尾流时间间隔.利用尾流危险区域的特点,可缩短尾流时间间隔,从而大幅度提高机场容量.     

普朗特-迈耶流中湿空气非平衡凝结影响的研究

普朗特-迈耶流是飞行器设计过程中一种重要的基本流动.本文发展了求解湿空气非平衡凝结流动的数值方法,对凸角分别为90°和40°的湿空气来流条件下的普朗特-迈耶流动进行了数值模拟,并且与试验结果进行了对比.90°凸角时,膨胀扇内静压分布的计算值与试验结果吻合良好.40°凸角时,膨胀扇内密度的计算值与试验值吻合良好;随着来流相对湿度的增加,凝结起始位置向上游移动而最大成核率减小.膨胀扇内的湿空气非平衡凝结显著改变了压力、马赫数、温度等参数的分布.     

开放区域航路网战术协同控流策略研究

为降低航班运行延误、提高航路资源利用率,从空管部门和航空公司协同角度研究空中交通开放区域战术控流问题。引入协同决策理念和航路配流思想,考虑航路瓶颈点容流关系和航空器时间间隔标准,整合空中等待和改航等策略,研究建立了开放区域航路网络交通流模型,给出了协同控流策略及其执行程序。采用实际航班运行数据,对所提方法进行了仿真验证。结果表明,用于仿真验证的30架航班总延误时间降低了17.7%,不仅有效减少了航班延误、充分利用了航路资源,而且提高了航空公司参与决策的自主性与积极性,有利于区域航路交通流协同优化控制。     

基于改进人工势场法的多机改航路径规划

恶劣天气是航空运输中造成航班延误的主要因素,实施改航策略是减少延误的一种有效方法,多航空器路径规划是改航策略的关键环节.针对恶劣天气造成大量航班延误情况,提出了采用人工势场法进行多机改航路径规划.根据航空器所受引力和斥力建立了传统人工势场模型,为解决在改航期间航空器受力出现局部最小值的问题,在航空器之间、航空器与恶劣天气之间引入不同的旋转控制力.仿真结果表明,改进的人工势场法规划的路径更短、更平滑,没有大角度转弯和反复振荡的情况,且计算效率提高了33％.     

非对称地面效应对无尾飞机稳定性的影响

针对非对称地面效应,重点研究了非对称地面效应对飞机横向和航向气动特性的影响.采用计算流体力学(CFD)方法研究了机翼弦平面距甲板高度、雷诺数和甲板风速的影响,并通过与以往文献中的试验数据对比,验证了CFD方法的准确性.机翼弦平面高度是升力、滚转力矩和偏航力矩最主要的影响因素,降低机翼弦平面高度会减弱横向和航向稳定性.机翼弦平面高度从1.5m降低到1.2m和1.0m时,横向稳定性分别降低了2.8%和5.6%.增加雷诺数能够显著提高升力,但对偏航力矩影响不大.增加甲板风速度能提高升力和滚转力矩的绝对值.甲板风速从0m/s增加到15m/s,升力和滚转力矩仅变化1.1%和3.4%,因此甲板风速的作用是次要的.